基于分数阶滑模的挠性航天器姿态鲁棒跟踪控制

针对挠性航天器姿态跟踪控制问题,提出一种新型的具有强鲁棒性的分数阶滑模控制器.利用分数阶微分算子的快速收敛性与信息记忆性,在滑模面与控制输入中均引入分数阶微分算子,使新型控制器具有分数阶微分与滑模控制的双重优点,从而使姿态跟踪控制系统具有更好的快速性、强鲁棒性和良好的抗干扰性.进一步使用Lyapunov理论与分数阶稳定性理论证明了整个系统的稳定性,分析了分数阶滑模面的优点.数值仿真验证了分数阶滑模控制器的有效性与良好的控制性能.     

一种基于光纤捷联惯性系统大样本统计的参数有效期评估方法

标定参数有效期是武器系统在使用过程中的一项重要指标,传统方法使用单套惯组的多次测试数据来评估标定参数的有效期。但这种抽测方法存在样本较少、耗时长的缺点。为克服以上问题,提出了一种利用正态分布和卡方检验分析多套惯组的单次测试数据来评估标定参数有效期的方法,样本量大、置信度高。用此评估方法对75套光纤惯组单次的测试数据进行统计分析,结果表明标定参数满足有效期要求,证明了本评估技术的有效性、可行性。同时,还分析了部分标定参数误差的漂移机理,为今后设计出长期稳定性更高的光纤惯组提供了理论支撑。     

石英挠性加速度计时域动态建模及补偿技术的研究

介绍了用电激励测试方法测试石英挠性加速度计时的电路，并从时域角度建立了加速度传感器的动态模型，在此基础上对加速度计动态特性做了补偿。     

挠性航天器系统动力学耦合特性研究

基于单向递推组集方法, 对带柔性附件的航天器进行动力学建模, 研究了航天器姿态耦合系数的计算方法. 单向递推组集建模方法相比传统线性化方法, 其计算结果更精确, 推导过程完全依照刚柔耦合动力学模型, 完整保留了挠性附件弹性振动对系统质心和转动惯量的影响, 未作多余近似假设. 仿真算例表明, 该方法计算系统的耦合系数具有更高精确性, 说明了单向递推组集方法相比传统方法在挠性航天器系统刚柔耦合动力学问题中的优越性.      

挠性航天器大角度机动的滑模变结构控制

考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器，在建立挠性系统动力学模型的基础上，采用指数趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制，并通过最优控制理论设计弹性稳态器抑制由于刚体运动而激发的弹性振动，数字仿真表明，提出的控制策略在实现旋转机动的同时，有效地抑制了弹性振动。     

石英挠性加速度计参数长期重复性技术研究

石英挠性加速计作为敏感载体加速度的关键器件,其参数的长期重复性直接决定着惯导系统的精度和性能。为了清楚石英挠性加速度计长期重复性机理,从胶粘剂性能变化和焊接应力变化两个方面分析了石英挠性加速度计偏值长期重复性机理;从胶粘剂性能变化和永磁材料稳定性两个方面分析了石英挠性加速度计标度因数重复性机理。在此基础上,提出了从结构优化、新型材料研究、稳定化处理和加速试验四个方面提高石英挠性加速度计参数长期重复性的建议,为开展高精度石英挠性加速计的研制提供了支撑。     

发动机涡轮泵转子新型阻尼挠性支承的性能

高压补燃氢氧发动机的液氢／液氧涡轮泵转子动特性研究需要准确的支承性能参数,因此在径向力小于１０ｋＮ,轴承预紧力９８０Ｎ￣２２０５Ｎ的范围内进行了新型阻尼挠性支承５的性能研究。通过试验和计算,得到了折返式鼠笼挠性支承的变形特性、应力分布规律及其有限元计算模型、金属橡胶阻尼器的阻尼特性、成对双联轴承以及轴承预紧力等因素对支承系统性能的影响。     

武装直升机瞄准线粗/精组合二级稳定技术

提出并采用一种粗/精组合二级稳定的新方案,用于对武装直升机多传感器光电综合制导系统瞄准线（LOS）及图象进行高精度稳定与跟踪。该技术的重要特征是采用挠性支承精稳反射镜组件以及粗/精多回路复合控制技术以获得高回路带宽和对扰动的大幅度衰减。用一个双自由度陀螺进行稳定及跟踪,有效地解决了粗/精通道的匹配与耦合。与传统的LOS稳定系统相比较,稳定精度提高近一个数量级。根据某型直升机振动频谱进行定频振动测试,目前的原理样机在35kg稳定负载下其稳定精度优于14微弧（RMS）,粗、精振幅衰减比大于8倍。     

挠性天线跟踪指向系统半物理仿真方案设计

为验证卫星大型挠性天线跟踪指向控制系统的性能,设计了半物理仿真方案,着重探讨了如何用弹性支撑两自由度转台物理仿真挠性天线的基本模态振动,并提出了两种设计方案。最后对这两种设计方案进行了分析和比较。     

充油式挠性摆式加速度计中气泡故障的判断

分析了气泡作用于充油式挠性摆加速度计摆不同位置时输出变化的机理。讨论并分析了气泡引起的输出减小、故障单向出现、故障输出数据随通电时间增长而趋于正常，以及倒置摆放测试故障消失等特征及其原因。并与其他主要误差源的输出特征进行了比较，据此归纳了快速有效判断气泡的标准。