基于扩张状态观测器的永磁同步电机自抗扰无源控制

针对传统永磁同步电机滑模控制存在的抖振以及系统抗扰动鲁棒性差问题,提出一种基于扩张状态观测器的永磁同步电机自抗扰无源控制方法。转速外环设计自适应滑模控制器,采用扩张状态观测器对系统干扰项进行观测,用其进行前馈补偿。电流内环将无源控制与自抗扰控制相融合,得到dq旋转坐标系下的电压给定。新型控制方法可有效抑制系统抖振,增强系统鲁棒性。试验结果验证了所提控制方法的有效性和实用性。     

低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法

针对我国地面测站对高轨卫星监视能力缺乏的问题,提出一种低轨卫星对高轨卫星仅测角初轨计算方法。该算法引入天基跟踪坐标系,消除测距信息影响,建立仅测角观测方程;引入法向运动,增加摄动因素影响,建立扩展拉普拉斯动力学模型;推导分析观测模型和动力学模型的关系方程,将初轨计算问题转换为非线性方程求解问题,利用高斯全主元消去法完成方程求解。通过实战和仿真测角数据对方法进行检验,结果表明,该方法能利用仅测角数据对非合作目标进行初轨确定,精度在公里量级,可为我国地基监视系统提供补充参考。     

战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明：大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。     

基于双状态卡方故障检测的组合导航系统

故障检验与隔离是利用联邦滤波实现组合导航系统安全可靠运行的关键技术。针对常规残差卡方检验法对于慢变故障检验效果差,以及状态卡方检验受到初值误差、系统噪声和建模误差影响导致子系统被频繁隔离的问题,提出一种改进的SINS/GPS/ADS/DVL组合导航系统故障检验算法。该算法采用2个状态推进器交替地对滤波数据进行重置,避免状态递推器被未检测出来的故障污染。实验结果表明,改进的算法能够有效提高故障检验的灵敏度,增强组合导航系统的可靠性。     

舰载机着舰安全的多维状态空间分析

舰载机着舰过程涉及到来自人员、设备和环境等方面的众多因素,具有多变量非线性和强耦合性,对于实时有效地监控、判断着舰过程的安全状态并进行正确决策构成一定的困难.在阐述面向安全的多维状态空间的内涵的基础上,应用多元统计分析技术提出面向安全的多维状态空间的建模和分析方法,发现系统状态表征数据所反映的过程安全特性.以美军某型舰载机着舰过程统计数据为例,对影响机-舰系统安全状态的诸多变量的特征进行提取,建立面向着舰安全的多维状态空间模型,判定状态空间维数并确定对应的状态变量,为着舰过程的安全分析、监控和决策等提供依据,同时确保过程数据处理更为方便和简化.案例分析结果与真实数据统计结果之间基本保持一致,证实本方法具有较强的工程实用性和可信性.      

多敏感器联邦SSUKF融合姿态确定算法

针对四元数姿态估计问题,提出了一种分布式非线性滤波融合结构。通过引入基于超球面分布采样点变换(SSUT)技术的无迹卡尔曼滤波算法(SSUKF),以较低的计算量实现了高数据更新率、高精度的非线性滤波,并通过融合重构,保障系统无间断可靠工作,不受敏感器故障、视场盲区等因素影响。应用该算法对陀螺、磁强计、太阳敏感器、星敏感器构成的系统进行了具体设计并开展仿真研究,验证了算法的有效性。     

单星导航HEO卫星初轨确定算法

HEO(Highly Elliptical Orbit)轨道卫星利用星载GPS(Global Positioning System)进行自主定轨面临的主要难题之一就是解决在单颗导航卫星条件下的初轨确定问题.从理论上分析了利用单颗导航卫星的观测量确定HEO卫星轨道初值的所需满足的条件,指出了利用F.G级数法求解初值存在的问题,提出了一种基于轨道根数约束的迭代批处理算法,该算法无需复杂的数学运算,避免了F.G级数法用短弧资料定初轨时系数矩阵秩亏的影响.仿真结果表明,当先验轨道根数误差在允许范围内取值时,在考虑轨道射入误差的情况下,初值的位置偏差在10⁴ m量级,速度偏差在10⁰ m/s量级,能够根据单颗导航卫星的短弧观测值可靠地完成轨道初值的确定.     

机载武器传递对准的可观测性分析

采用"速度+姿态"量测匹配法设计了机载武器传递对准系统,建立了系统的动态误差模型和量测模型,并在这些模型的基础上设计了卡尔曼滤波器.介绍了基于可观测性矩阵奇异值分解的分段定常系统(PWCS, Piece-Wise Constant System)可观测性分析法,并通过该方法分析了机载武器传递对准系统各个状态变量的可观测性.在可观测性分析的基础上忽略不可观测状态变量,实现系统滤波器降维.设计了摇摆机动,在该机动基础上对降维前后滤波器性能和传递对准精度进行了对比,证明了可观测性分析的必要性和正确性.     

编队星座相对位置精确测定与自主定轨方法

针对编队飞行星座,提出了一种全自主的高精度定轨与相对位置精确测定方法,对其主要关键技术之一的空间绝对定向的基本方案及其可行性和指标进行了研究,并进行了仿真验证.结果表明,通过编队星座星间高精度的距离测量和绝对定向观测,可以实现无需地面测控站和卫星导航系统支持下的编队星座全自主导航方案;在一定测距和测向误差条件下,绝对定轨精度可以优于20m,相对位置确定精度可优于10cm.相对误差与采样间隔有较明显关系,未来可考虑采样间隔控制在10s以内即可;绝对位置误差大小与采样间隔无明显关系,其中的主要误差是星座的整体平移误差.仿真结果验证了所提方案的正确性.      

结构受损飞机动力学模型与飞行控制方法

为实现对结构部分受损飞机的安全控制,建立了其动力学模型,通过分析将结构受损飞机的旋转运动分解为正常飞机旋转运动和由于受损引起的扰动运动,将结构受损飞机的控制转化为对扰动等不确定性因素的抑制问题.提出了一种基于扩张状态观测器的轨迹线性化控制方法进行飞行控制律设计,使系统具有较强的鲁棒性.仿真结果表明:当飞机右侧机翼缺损15%半翼展长时,控制系统能实现结构受损飞机的解耦控制,角速度响应能较好地跟踪指令,有效抑制了结构受损带来的不确定性和扰动.