基于神经网络的导弹制导控制一体化反演设计

针对制导控制一体化(IGC)模型中的不确定性难以进行估计补偿的问题,提出了基于神经网络的IGC反演设计方法。首先,根据弹目相对运动关系以及导弹自动驾驶仪模型建立了三维空间中的IGC模型。其次,针对由目标机动引起的模型不确定性,提出应用高阶滑模微分器(SMD)对导弹导引头获得的弹目相对运动信息进行微分,从而估计出目标加速度的方法,然后考虑导弹自身由于参数摄动以及未建模动态引起的模型不确定性,应用SMD和神经网络模型进行在线逼近补偿,基于反演控制理论设计了带有SMD和神经网络模型的IGC算法,应用李雅普诺夫稳定性理论对所设计的控制算法进行了稳定性证明。最后,进行了导弹六自由度仿真,验证了所设计控制算法的有效性。     

柔性铰链放大式超磁致伸缩致动器磁弹耦合模型

针对超磁致伸缩致动器(GMA)输出位移有限的问题,采用柔性铰链放大机构放大GMA输出位移,利用材料力学理论、拉格朗日动力学方程和有限元法对柔性铰链放大机构的位移放大倍数、动力学特性进行了分析.结合Jiles-Atherton(J-A)模型和二次畴转模型建立了柔性铰链放大式GMA的磁弹耦合模型,并在软件AMESim&Simulink联合仿真环境中进行了数值仿真.制作了柔性铰链放大式GMA样机,对其进行了动态性能实验,仿真和实验表明:经过放大,柔性铰链放大式GMA输出位移可以达到0.4mm;频带宽超过100Hz;所建立的磁弹耦合模型是有效的.      

嫦娥-5:匠心独妙的“采样返回”——专访探月工程副总设计师于登云

<正>2014年10月24日-11月1日,我国探月三期再入返回飞行试验器—嫦娥-5T(CE-5T)任务圆满完成,成功着陆在预定区域。嫦娥-5T任务对探月三期下一步实施有什么重要意义?嫦娥-5探测器到底如何"采样返回"?本刊记者专访了中国航天科技集团公司科技委副主任、探月工程副总设计师于登云。记者:于总,您好,感谢您接受采访。请问探月工程三期在最初论证时是否规划了嫦娥-5T任务?于登云:由于考虑探月工程经费规模,所以在探月工程三期立项之前的最初论证时只计划了嫦娥-5/6两次任务,其中嫦娥-6作为嫦娥-5的备份,并未列入嫦娥-5T高速再入返回飞行试验任务,只是把高速再入返回作为一项关键技术。但是在后来的立项评估时,以中国航天科技集团公司王礼恒     

基于跟踪微分器的高超声速飞行器Backstepping控制

针对存在模型参数不确定和外部干扰的高超声速飞行器（HFV）跟踪控制问题,提出一种基于Backstepping方法的抗饱和非线性控制器。将飞行器纵向动力学模型分为速度子系统和航迹倾角子系统,然后针对每个子系统单独设计控制器。设计跟踪微分器获得信号的一阶导数,用以估计系统中的不确定干扰项和避免"微分项膨胀"问题。控制器设计过程考虑了控制量发生饱和的情况。基于Lyapunov理论证明了闭环系统信号的稳定性。与传统高超声速飞行器Backstepping方法相比,所设计的控制器采用待跟踪状态与理想控制指令之间的实际误差作为反馈量,放宽了对系统干扰项的限制,提高了控制器对控制增益变化的适应性,进而提高了闭环系统的跟踪控制性能。对比仿真结果验证了所设计方法的有效性。     

改善返回舱气动稳定特性数值计算研究

和第一宇宙速度载人再入飞行相比,以第二宇宙速度载人再入飞行对返回器的升阻比要求较高。文章给出了一种升阻比能够满足第二宇宙速度再入需求的返回器基本外形,分析了基本外形的气动性能以及质心位置对气动稳定特性的影响,结果表明基本外形在高超声速和亚声速下均存在第二静稳定配平点的问题。为了改善基本外形的气动稳定特性,文章提出了多种改进外形设计,包括增加稳定耳片、改变尾部外形设计等。通过数值模拟对这些改进外形的气动稳定性进行了分析,结果表明这些改进设计对于改善返回器的单点稳定特性是有效的。通过对流场特性的详细分析,对改进气动设计改善返回器稳定特性的机理进行了揭示和阐释。     

月球取样返回器回收半实物仿真系统研究

月球取样返回器回收半实物仿真系统是通过模拟返回器取压孔附近压力环境,将回收程控装置硬件实物接入仿真系统并构成实时仿真回路的半实物仿真平台。文章介绍了月球取样返回器回收半实物仿真系统的研制意义,对系统总体结构和设计方案、网络环境、运行流程和新的设计特点进行概括,在面向对象的基础上建立了分阶段的月球取样返回器降落伞回收系统整个工作过程的动力学模型,利用空投试验测量数据对模型的仿真精度进行验证分析,并对半实物仿真系统的实时性和压力模拟精度进行了分析。结果表明,半实物仿真系统的各项技术参数均达到设计指标,可为中国探月工程三期中月球取样返回器回收分系统的可靠性评估提供重要的技术支持。     

《火箭推进》征稿启事

<正>一、《火箭推进》是航天推进技术研究院主办的运载器与导弹动力专业学术刊物,专业方向侧重于火箭发动机。二、《火箭推进》为双月刊,国内外公开发行,刊载火箭发动机、吸气式发动机、非常规动力等航天推进技术方面的文章,主要包括以下内容:1.航天推进技术基础理论研究、关键技术     

磁悬浮飞轮微振动特性及其主动振动控制方法研究

为了进一步减小磁悬浮飞轮的振动力和力矩,建立并分析了一种特殊结构的磁悬浮飞轮的微振动模型,并利用微振动测量平台、数据采集分析硬件和软件,通过试验测量了磁悬浮飞轮6个自由度的振动力和力矩.分析其时域特性和频域特性,其振动特性图(瀑布图)显示了径向两个平动方向X和Y的振动力主要是同频分量、倍频分量以及模态量,其中同频分量较为明显.利用开闭环自适应陷波,分别对X、Y两个方向的振动力进行主动振动控制,取得了较好的控制效果,使得两个方向的振动力的同频量显著下降.     

素描“三姑娘”

<正>嫦娥三号探测器,是我国第一个"有腿"的航天器,也是中国人首次用来尝试地外天体软着陆的航天器。"三姑娘"长什么样,与此前的嫦娥一号、二号相比有什么特点,是如何设计出来的?记者采访了中国航天科技集团的有关专家。构型设计——四腿六轮据介绍,"三姑娘"有四条腿六个轮子,是着陆器和"玉兔"巡视器(俗称"月球车")的组合体。与嫦娥一号、     

基于线性最小均方差估计的星敏感器故障诊断

针对使用两个星敏感器进行姿态测量的三轴稳定控制系统,利用星敏感器输出值与陀螺输出值的解析冗余关系,通过设计两个滤波器实现对不同星敏感器的故障隔离.考虑到陀螺测量噪声以乘性噪声的形式出现在姿态运动学方程中,利用陀螺输出测量值和目标星敏感器的测量值,采用线性最小均方差估计器得到包含目标星敏感器故障信息的残差; 以无故障情况下残差的统计方差为基础得到阈值,通过检验残差评价值是否超过相应的阈值,实现对目标星敏感器故障的检测; 分别将两个星敏感器作为目标星敏感器,综合两个故障检测结果隔离故障.对星敏感器出现测量偏差和精度逐渐下降两种故障的仿真验证了该方法的有效性.