一类挠性卫星的受限变结构控制

针对挠性卫星控制受限问题,提出一种新的姿态控制方法,根据控制受限情况,确定逐步递为结构控制,第一步控制目标的设定都使得控制输入在限定的条件下,从而构成一个等价的控制不受限的变结构控制系统,满足滑动平面的到达条件。     

弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性.结果表明:非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区...     

对系统辨识误差鲁棒的自适应复合控制方法研究

对基于系统辨识的自校正控制方法来说,其控制性能极大程度受制于辨识精度。针对这一缺点,提出了将变结构模型参考自适应控制与自校正控制相结合的自适应复合控制方法。以二阶线性对象为例,首先给出了极点配置理论下的自校正控制方法,并分析了辨识误差对控制性能的影响,对这一问题,引入变结构自适应控制,并给出了自适应控制律,最后通过仿真证明了这种复合控制方法既能抑制辨识误差的影响,同时也保留了自校正控制参数调整迅速准确的优点。     

基于试验和薄层单元仿真的接触阻尼识别方法

接触刚度和阻尼是影响螺栓连接的装配结构动力学特性的关键参数,为了实现接触刚度和阻尼的同时识别,在前期开展的螺栓连接结构接触刚度识别的基础上,提出一种基于试验和薄层单元仿真的接触阻尼识别方法。通过在单螺栓连接结构中巧妙引入试验垫片,通过试验获得有界、对称且均匀接触状态下结构的固有特性与动态响应;进而建立模拟接触面刚度与阻尼的薄层单元,并仿真获得结构的动态响应特性;通过结构固有频率测试与仿真结果构建误差函数实现接触刚度识别,通过动态响应测试与仿真结果构建误差函数实现接触阻尼的识别,进而获得接触刚度与阻尼随接触法向力变化的模型。结果表明,接触刚度随法向力非线性增大而接触阻尼则非线性减小,当法向力较大时,接触刚度和阻尼趋于稳定。研究结果为接触刚度和阻尼的同时识别提供了一种行之有效的方法,识别平均误差分别为4.5%、14.8%,所识别的刚度和阻尼以合适的薄层单元形式,可直接应用到包含多接触面的装配系统动力学分析中。     

复合材料飞机动力学建模研究

在进行复合材料飞机气动弹性、动响应等分析时,需要进行飞机结构动力学建模.为此,基于经典层合板理论进行了复合材料刚度的等效计算,结合结构力学闭剖面理论分析了飞机剖面的弯曲、扭转刚度特性,并根据刚度分布建立了全复合材料飞机的动力学单梁模型.与地面共振试验结果的对比表明,复合材料飞机动力学单梁模型是有效的,且相对板壳模型更接近试验结果.建模方法对复合材料飞机结构设计具有指导意义.     

某型飞机副翼作动系统静刚度与自然频率设计研究

民用FBW系统飞机提高舵面抗振性的主要措施有:操纵舵面质量平衡法;利用作动器阻抗,包括提高作动系统静刚度和自然频率,改善作动系统阻尼特性;气动平衡法;主动颤振抑制(闭环控制).民机作动系统设计中一般从以上4个方向同时着手,提高作动系统抗振性.从提高作动系统静刚度和自然频率着手,研究了某型飞机法兰式安装下等效刚度计算方法,得出了副翼作动系统自然频率范围.计算结果表明,主机所与供应商共同确定的静态刚度参数满足作动系统颤振抑制的最小自然频率要求,供应商可采用这些参数进入作动器静态刚度详细设计阶段.     

上面级轨道转移段姿态控制技术

由于姿态与轨道运动的耦合,以及制导系统确定的发动机推力矢量方向不通过系统质心所引起的干扰力矩,火箭上面级轨道转移段的姿态运动会受到很大的干扰,为此,研究了利用轨控矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气的上面级姿态控制技术。首先,利用凯恩方程建立包括上面级本体、发动机旋转支架以及矢量发动机的系统多体动力学方程,推导了矢量发动机工作时偏心引起的干扰力矩和推力矢量控制中矢量发动机的摆角计算公式,利用矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气控制上面级的姿态。其次,基于变结构控制方法,设计了上面级轨道转移段的姿态控制律,使得上面级轨道转移期间姿态控制的精度达到了10^-3级别,且矢量发动机推力矢量既为制导指令方向又通过系统质心,减小了矢量发动机对上面级的干扰力矩。最后,进行了数值仿真,仿真算例结果验证了控制律的可行性。     

一类带液体晃动的航天器滑模姿态控制器设计

针对一类带液体晃动的航天器,在建立系统数学模型的基础上,利用一种增量滑模的设计方法来设计控制器。将系统状态变量分成可自行到达平衡位置和需要施加控制才能到达平衡位置两部分,对于需要施加控制达到预定平衡位置的状态变量,用增量滑模控制来设计控制律,将其分解成两个子系统,选取一个子系统的状态变量构造第一层滑模面,然后将第一层滑模面看成一个状态变量与另外一个子系统的状态变量构造第二层滑模面,最后采用Lyapunov方法求取总控制量。当系统接近平衡位置时,增量滑模控制器可以在保证最后一级稳定的情况下实现整个系统各个状态的控制,在30s内可以保证系统能够稳定在最终的平衡位置上。仿真结果表明,该方法能很好地达到控制效果。     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星,提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发,综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势,采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略,可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律,设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

挠性航天器旋转机动的变结构控制

本文研究在控制器能量受限条件下，一类挠性航天器旋转机动的控制问题。考虑刚性主体上带有挠性粱的航天器，并假定它在一平面内作旋转运动。本文针对航天控制工程中执行机构的工作模式，基于系统的无穷维模型，设计了简单易行的变结构控制方案，并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。