快速机动测发控技术在智慧火箭中的应用

智能测试发射技术是智慧火箭概念的关键环节,快速机动是实现智能测试发射的重要发展方向。针对我国运载火箭测发周期较长、地面测试设备复杂、缺乏机动发射能力的情况,CZ-6运载火箭测发控系统以可靠、简易、快速、集成为主要特征。通过采用"总线为主、无线为辅、有线配合"的综合测试模式,结合军用方舱结构形式、高集成度测发设备、大流量数据传输与实时判读等关键技术,配合火箭总体实现了CZ-6运载火箭7 d快速简易测发的目标,为未来智慧火箭的智能测试发射打下了技术基础。     

遗传模拟退火算法在机动逃逸策略中的应用

针对垂直平面内的机动逃逸策略问题,提出将遗传算法与模拟退火算法相结合的方法———遗传模拟退火算法,能够实现逃逸者的机动逃逸策略,解决了在大状态空间中的全局最优搜索和评价问题,为处理复杂的决策过程提供了一套有效的途径。通过仿真结果表明,基于遗传模拟退火算法的机动策略能够有效地实现逃逸者的机动逃逸。     

航空发动机整机动力学研究进展与展望

对近年来航空发动机整机动力学的研究现状、进展进行了综述,包括双转子系统固有特性计算、转子-滚动轴承系统动力学、转子叶片振动、发动机机匣动力学、机动飞行转子系统动力学、航空发动机转子碰摩动力学、航空发动机转子裂纹以及整机动力学等.最后对航空发动机整机动力学今后工作研究的方向进行了展望.     

基于Backstepping和扰动观测器的导引律

考虑目标机动和自动驾驶仪动态特性等情况,基于扰动观测器(DOB)技术及Backstepping的设计思想,提出了一种新型的三维导引律。运用Backstepping的设计思想,将包含驾驶仪动态特性的制导环路分为外环和内环两个环路。将目标机动及俯仰和偏航平面间的交叉耦合项当成外环扰动,将驾驶仪参数不确定当成内环扰动,分别设计内外扰动观测器将它们估计出来,利用估计值做前馈补偿得到的外环控制器可抑制目标机动对制导精度的影响及实现两个平面的解耦控制,内环控制器补偿驾驶仪动态特性对制导精度的影响。导引律的设计在于使得导弹的实际加速度跟踪上外环的虚拟控制。仿真结果表明:在目标做大机动、考虑驾驶仪动态特性的情况下,这种导引律仍然具有良好的制导精度。     

胸鳍摆动推进机器鱼滚转机动控制

针对胸鳍摆动推进机器鱼滚转机动控制研究的实际需求,提出了一种基于中枢模式发生器(CPG)的模糊控制方法.通过模仿生物原型的胸鳍摆动规律,得到一种可以驱动机器鱼滚转运动的胸鳍摆动方式,并通过定义相关参数将其量化表达.基于胸鳍摆动CPG模型,建立模糊控制器,用于机器鱼的滚转机动控制.进行了机器鱼的滚转运动实验并对实验结果进行了详细分析.实验结果表明,机器鱼能以最快10(°)/s的角速度达到目标滚转角度,而且稳态误差不超过±5°.通过滚转机动控制,并配合航向控制,实现了胸鳍摆动推进的机器鱼以90°滚转角穿越宽度为翼展1/2的狭窄空间的高机动性运动.      

基于混合执行机构的敏捷卫星姿态机动控制

单框架控制力矩陀螺(SGCMGs,single gimbal control moment gyros)的奇异问题是其在使用过程中面临的主要问题.将构型奇异度量作为路径约束,采用高斯伪谱法进行轨迹优化,得到一组无奇异框架角,并以相应的SGCMGs框架转速作为开环指令进行控制.考虑初始姿态偏差及外干扰不确定因素的影响故引入反作用动量轮(RWs,reaction wheels),并基于Lyapunov稳定性设计了RWs的控制律进行闭环修正.仿真结果表明,采用混合执行机构能够保证卫星在外干扰等因素影响下,以最优轨迹的SGCMGs无奇异框架转速指令实现对最优轨迹的跟踪.     

利用经度值进行同步卫星漂移率控制的方法

针对地球静止轨道卫星东西位保平经度差漂移环控制,通过分析和推导相关公式,给出了东西位保平经度漂移率、定点位置漂移加速度、位保周期、位保精度、速度增量、半长轴变化率及东西边界点漂移率之间的相互关系.结合实际东西控制,变换推广经典公式,提出了东西控制时刻不在边界点时轨道控制参数的计算方法.在此基础上,给出了按给定边界经度值进行漂移率控制的方法,并根据某型号卫星一次东西位保控制参数进行了反算,验证了方法的正确性.     

一种带智能补偿器的神经网络控制器及其应用

为非线性控制系统设计了一种带智能补偿器的神经网络控制器。神经网络用来提供主要的控制输入信号,网络的训练可离线进行,网络的使用采用联想记忆方法。经神经网络控制器控制后,系统的实际输出值与期望值之间偏差不大,因此可将误差模型方程线性化。针对这一线性化模型,可以设计一个智能补偿器来补偿由于训练精度、干扰及时延等因素引起的系统误差。利用以上设计方法,本文对战斗机的“眼镜蛇”机动飞行控制进行了仿真研究,仿真     

异构多星编队的脉冲构型保持控制方法

近地轨道的双星编队通常设计具有自稳定性的编队构型参数初值,通过保持编队构型参数形成长期稳定的相对周期运动。针对编队中卫星数量增多产生的相对运动耦合问题,提出了基于Hill坐标和三角函数公式的多星相对运动分析方法。基于SAR载荷测量基线定义,结合多星编队构型参数的相对运动特性,提出了编队构型参数的设计方法,能够实现多星编队的最大有效基线组合。通过分析J2项摄动和大气阻力摄动的长期影响,研究了异构多星编队的相对运动衍化规律,提出了主从形式的脉冲偏置控制,能够有效保持针对异构多星编队设计的编队构型。通过面质比异构的四星编队控制仿真,验证了脉冲偏置控制形式下异构多星编队构型保持控制方法的有效性。     

挠性航天器大角度机动的全系数自适应控制

本文研究全系数自适应控制方法在挠性航天器大角度机动控制中的应用，针对中心刚体带挠性板的航天器，设计了包括黄金分割控制、逻辑微分控制和逻辑积分控制的全系数自适应控制方案，并进行了挠性结构卫星单轴气浮台全物理仿真实验。实验结果表明，所设计的控制方案具有机动速度快、超调小，在机动过程中能抑制挠性板振动等优点。