旋转捷联惯导系统原理及典型方案分析

旋转捷联惯导系统采用旋转调制误差补偿技术对陀螺仪和加速度计误差进行调制,可以提高系统导航精度。文章借助捷联系统基本误差方程,简要分析了旋转调制误差补偿的机理;通过对几种典型IMU旋转方案的分析和仿真,验证了旋转调制误差补偿技术的有效性并比较了不同旋转方案的特点。     

临近空间拦截弹的非奇异终端滑模控制

针对临近空间直接力/气动力复合控制拦截弹的抗干扰控制问题,提出了一种基于有限时间干扰观测器(FTDO)的非奇异终端滑模(NTSM)复合跟踪控制策略。首先,设计FTDO估计系统的不匹配干扰;在此基础上,设计基于FTDO的NTSM复合控制律,获取期望的控制力矩。接着,考虑到作为执行机构的气动舵和反作用喷气装置存在冗余性,进一步提出了一种动态控制分配算法实现期望控制指令到执行机构的分配,获得良好的控制分配精度和较小的执行机构能耗。最后,仿真结果验证了所设计复合控制系统的有效性。     

嫦娥三号探测器连续姿控的轨道动力学模型补偿及实现

针对嫦娥三号探测器的连续姿控喷气对飞行轨道产生的扰动影响,在精密定轨中建立了经验力补偿模型,并使用最小二乘估计算法计算经验力模型参数与探测器轨道。通过重叠弧段轨道精度评估法对该模型补偿效果进行了验证,结果显示,定轨预报的星历误差以及拟合残差均有所改善,特别是环月轨道的定轨精度由百米量级提高到十米量级。     

一种改进的捷联惯导系统划船补偿算法

高精度的划船效应补偿算法是提高高动态、恶劣振动环境下捷联惯性导航系统性能的重要手段之一。鉴于所研究系统的陀螺及加速度计的输出都是脉冲,因此可以转化得到载体的角速率、加速度、角增量和速度增量。本文将角速率,角增量以及加速度,速度增量信号同时引入速度更新计算当中,提出了一类新的划船效应补偿算法。对这类新划船效应补偿算法的系数方程进行了推导并对其补偿性能进行了分析。根据系数方程列出了几种补偿算法的系数和补偿误差。采用典型划船运动作为测试输入,对列出的新算法进行了仿真研究。仿真结果表明,与传统的划船补偿算法相比,新算法具有更高的补偿精度。     

自抗扰控制算法在发动机加力过渡态控制中的应用

主要研究了航空发动机加力过渡态控制的新方法。在不改变原有发动机控制结构的基础上,提出了一种增广LQR法(Augmented Linear Quadratic regulator-ALQR)综合ADRC(Active Disturbance Rejection Control)干扰补偿控制的算法(简称ALQR+ADRC),该算法除了有原ALQR控制所具备的强的消除静差能力之外,还兼具AD-RC优良的干扰补偿能力。通过模拟快速进入/退出发动机加力过渡态过程,验证了该算法具有理想的控制效果,能够较好地协调加力燃油供给和喷口开张,在整个过渡态过程中对核心机工作有较小的影响。     

基于BP神经网络的磁悬浮飞轮控制

针对磁悬浮飞轮控制对鲁棒性、低功耗及不平衡振动抑制等要求,提出BP神经网络直接控制方法。设计了两层结构BP神经网络控制器,基于磁轴承电磁力方程推导网络权值更新算法,实现了神经网络的在线训练。仿真表明,控制器权值更新算法对环境变化适应能力强,训练成功率高;BP神经网络控制器具有起浮迅速、抗干扰能力强、功耗低等性能,并具备不平衡振动抑制能力。结果表明BP神经网络控制器满足磁悬浮飞轮控制要求,具有可行性和有效性。     

浅谈空间光学遥感器稳像技术

文章首先分析了影响像稳定的因素,然后对几种常见的稳像技术的工作原理及其优缺点进行了介绍,在论述当前稳像技术发展现状及未来发展趋势的基础上,讨论开展综合稳像技术研究的必要性。     

自适应飞机驾驶员最优控制模型研究及应用

针对驾驶员最优控制模型(OCM)无法反映飞行员在未知环境下渐进适应过程这一缺点,采用自适应状态估计理论对OCM进行改进,建立了基于自适应状态估计的驾驶员最优控制模型(MOCM-AE),给出了算法流程。通过对比飞行试验数据和未知扰动下的着舰应用,对模型进行了评估。通过人机闭环仿真进行了飞行试验再现,得到了人机闭环频域曲线。对比结果表明,与OCM相比MOCM-AE的频域特性曲线与试验更为吻合。在着舰应用中,引入低空紊流作为未知扰动进行着舰仿真,结果表明OCM强烈依赖于先验经验,而MOCM-AE无论是否具有先验经验,无论是否存在未知扰动,均能取得良好着舰效果。在未知扰动和舰尾流影响下,MOCM-AE比传统OCM着舰精度提高59%,着舰点分布范围缩小29%,这体现了飞行员对未知环境的适应能力。     

采用弱攻角补偿与脱敏设计的火星进入段制导

为提升火星进入段存在多种扰动时的制导末端精度,在现有三自由度脱敏设计的基础上,提出针对大气密度及升阻力系数波动的弱攻角补偿方法。通过攻角调整,协调升、阻力加速度测量值相对理论计算值的偏离程度,使加权形式的偏离程度指标趋近于1,从而降低气动参数波动对制导精度的影响。相平面分析和反证法证明了攻角调整过程的稳定性。蒙特卡洛仿真结果表明,该方法可达到较高的纵向末端状态精度。     

微小卫星星间测距在轨零值标定方法及应用

针对双程伪码辅助载波测距系统零值高精度标定的需求,提出一种适用于微小卫星星间测距系统在轨零值自标定的方法。该方法将测距单板的发射信号转化为接收信号,采用原有的测距算法获取测距单板的自身零值。基于该方法研制了相应的零值标定装置,实现零值测量模式和星间距离测量模式的切换。并采用实验的方法,对比不同信号强度及温度情况下的标定效果。实际测试表明,该方法所测零值稳定、结果可靠性高,同时具有较好的误差补偿效果,可作为一种新的在轨零值标定方法,其零值标定结果的不确定度可达0.18mm(2σ)。