利用真空电子隧道效应制造高灵敏度加速度计

近几十年来,电子隧道器件一直用于电磁辐射信号检测、微波信号源数字开关等方面。介绍了隧道传感器的原理、概念以及利用隧道效应原理制造的加速度计,并给出了实验结果。     

基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制

针对存在不确定的执行机构部分失效故障和未知外界扰动的航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模控制的容错控制方法。在没有故障检测与诊断信息的情况下,采用快速终端滑模控制原理,利用自适应算法在线估计得到的故障信息,设计具有鲁棒性的容错控制器,使系统在执行机构故障发生时,能在有限时间内以指数收敛,实现系统有限时间渐近稳定,以及对航天器的容错控制和干扰的抑制。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,该方法在保证系统鲁棒性和可靠性的同时,具有更快的收敛速率,实现执行机构故障时有效的航天器姿态跟踪控制。     

船用柴油机压电喷油器执行器动态特性试验研究

压电式喷油器可充分利用压电叠堆执行器驱动力大、响应速度快、功耗低的优势,已成为新一代电控喷油技术的研究热点。为探究热-电场下压电喷油器内部执行器动态特性变化规律,建立了压电执行器热-电-力多场加载动态测试系统,分析了在不同电场和热场下压电执行器的动态响应特性和位移特性的变化规律,结果表明：压电执行器响应速度随充放电过程峰值电流的增加而增加,其最大稳定位移随驱动电压增加也基本呈现线性增加的趋势,电压由100V增加到160V,最大稳定输出位移增加了约57.9%,但充放电时间有所增加;当电流超过14A、电压超过140V时变化趋势减缓;温度低于100℃时,压电执行器的最大稳定位移随温度升高基本呈现线性增加的趋势,尽管充放电过程峰值电流有所增加,但受执行器材料等效电阻和电容的变化影响,响应特性仍变差;当温度超过100℃时,由于逐渐接近材料的居里温度点,执行器输出位移急剧减小,且响应时间明显增加,不利于压电执行器的快速响应。     

气动执行器与电动执行器的运行能耗分析

分析了气动执行器和电动执行器能量消耗过程,建立了气动执行器运行能耗计算模型,搭建了气动执行器和电动执行器的运行能耗实验系统.通过实验数据分析,得出两种执行器运行能耗的结论:①在长时间保持负载或作动不频繁的工况下,气动执行器比电动执行器更节能,在频繁作动的工况下,电动执行器比气动执行器更节能;②在各种工况下,气动执行器的运行功率波动不大,电动执行器的运行功率波动较大.     

航天器有限时间自适应姿态跟踪容错控制

非刚体航天器存在时变的惯量、执行器完全失效或衰退故障以及外界干扰的情况,提出一种有限时间自适应姿态跟踪容错控制方法。首先,基于有限时间理论和自适应方法,设计惯量不确定性自适应估计项和外界干扰参数自适应估计项进行系统补偿,克服惯量不确定性和抑制外界干扰;然后,基于容错控制和双幂次方法,设计一种自适应有限时间姿态跟踪容错控制算法,并且利用Lyapunov稳定性理论证明所提算法能够保证航天器姿态跟踪系统实际有限时间稳定;最后,对仿真结果进行验证。结果表明:所提有限时间姿态跟踪容错控制方法是有效的。     

机器人自动钻铆系统集成控制技术

针对飞机自动化装配中对机器人自动钻铆系统设备的控制要求,设计一套以工业机器人为载体,基于Beckhoff控制系统的自动钻铆设备。该控制系统以现场总线的方式,将工业机器人、扩展地轨、多功能末端执行器、刀库以及其他附属设备通过Beckhoff的核心控制软件联系在一起,实现对加工现场的实时控制。并通过一系列的精度补偿措施在多个环节对误差进行修正补偿以提高精度。试验表明,该套系统可达到末端制孔定位精度±0.5mm,垂直精度±0.3°,孔径精度H8,锪窝深度精度±0.01mm。     

基于微机电系统的微推进发展新趋势

纳皮型卫星和卫星编队飞行的发展,对星上推进系统提出了更高的要求,基于微机电系统(MEMS)技术的微型推进系统以此为契机迅速发展起来。基于MEMS技术的微推进除了具有成本低、体积小、质量轻等优点之外,还具有很高的集成度。它利用MEMS加工技术,能将推进系统的推进剂、贮箱、喷嘴、阀门、推进剂进给系统,以及某些微传感器和执行器,甚至控制电路都集成在一个或几个硅片上,再通过键合等微连接装配技术将这些MEMS器件组装在一起,形成功能完善、稳定性高的集成微推进系统。目前国内外对集成式微推进的相关研究大部分都处于设计和试验阶段。随着MEMS技术的不断发展和进步,集成式微推进技术将日趋成熟,并最终广泛应用于微小卫星领域。     

避免敏感器及执行器饱和的特征轴机动控制

针对刚体卫星转速和控制力矩受限的情况,提出了避免敏感器及执行器饱和的大角度 特征轴机动控制律,并用李雅普诺夫稳定性理论证明其稳定性。控制律以修正罗德里格参数 表征姿态,采用特征轴机动作为拟最小时间机动策略,通过姿态误差的切换阈值将机动过程 分为两个阶段。给出了控制参数的整定方法和选择范围。最后进行了控制律算法的数值仿真 ,仿真结果表明控制律能够在卫星进行大角度姿态机动过程中有效地避免敏感器及执行器饱 和。
     

基于反步法的航天器有限时间姿态跟踪容错控制

针对存在外部干扰、控制饱和以及执行器故障的航天器姿态跟踪控制问题,提出了基于反步法的有限时间控制方案。通过引入一类新型的具有有限时间收敛特性的积分式滑模面,设计了满足多约束的有限时间容错姿态跟踪控制器,并利用参数自适应方法使控制器设计不依赖于系统惯量信息和外部干扰的界。该容错控制方案的设计无需在线故障信息检测、分离甚至控制器重构,并显式地考虑了执行器输出的饱和幅值要求。稳定性分析表明:在控制饱和甚至执行器故障等多约束的条件下,本文所设计的控制器不仅保证了姿态跟踪的有限时间收敛性,且对于执行器故障具有优越的容错能力;数值仿真分析进一步验证了该控制器的控制性能,以及对外部干扰和系统不确定性的鲁棒性。     

基于新型终端滑模的航天器执行器故障容错姿态控制

针对受干扰的刚体航天器冗余执行器存在故障与控制受限的姿态跟踪控制问题,提出一类基于新型指数形式的非奇异快速滑模面（ENFTSM）与趋近律的姿态容错控制器设计方法。当部分推力器发生故障时,假设剩余推力器具有输出饱和特性且能提供足够推力保证航天器执行任务,相比一般终端滑模控制器,本文设计的控制器不仅能使系统状态以更快的速度到达平衡点,且不需要在线对执行器故障信息进行检测和分离。基于Lyapunov方法证明本文设计的控制器能保证闭环系统稳定,且能有效地抑制外部干扰、控制受限和执行器故障等约束。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果表明了该控制器的有效性。