发动机喷管对火箭气动静稳定及控制特性影响研究

发动机喷管外露于火箭尾部是常见情形,但在火箭气动设计过程中却经常不予考虑。利用数值计算方法,研究喷管外露部分对火箭气动静稳定及控制特性的影响。计算结果表明:在超声速Ma=2~12、攻角30°范围内,外露喷管对火箭气动静稳定性有1%~2%的增加,且气动控制效率明显,喷管±3°摆角产生的气动控制力矩约为头部空气舵±20°摆角的1~2倍。因此,对于确实存在喷管外露的火箭,在气动特性设计过程中需充分考虑喷管对静稳定性的影响,甚至可以考虑将喷管作为气动控制面,用于火箭无动力滑行段的姿态控制。     

自旋卫星姿态确定和系统偏差估计

以最小二乘为指标,应用Powell直接寻优算法,对近地轨道自旋卫星姿态确定数据进行加工处理,得出了某些系统偏差的估计值,然后再用Kalman滤波器进行滤波估计。实践证明,将此法用于可观性较弱的系统,可显著改善仅用Kalman滤波器所得的结果。     

带管——罐式阻尼器卫星的章动衰减

本文利用能量法导出了带管——罐式阻尼器卫星章动衰减时间常数与系统参数的关系式;讨论了此类阻尼器中流体运动的自振频率和阻尼系数对卫星章动衰减时间常数的调节作用以及卫星惯量比与时间常数的关系。为设计此类章动阻尼器提供理论依据。     

对智能控制发展及应用研究前景的探讨

地空导弹稳定控制系统的改进需要先进的控制思想和理论指导。本文作者结合自己对智能控制的理解，比较智能控制与传统的区别，综述了当前国内外智能控制的研究情况，为智能在地空导弹中的逐步应用进行了有益的探讨。     

微小卫星高精度三轴稳定控制算法研究

某型号微小卫星的有效载荷为三线阵CCD相机 ,因此对于姿态控制系统有相当高的要求 :对地定向三轴稳定指向精度优于 0 .3°,稳定度优于 0 .0 0 1(°) /s。针对该要求进行了控制系统设计 ,并在单轴气浮转台的基础上 ,根据国内现有硬件情况进行了半物理仿真验证。结果表明 :所设计的控制器原理简单、易于实现且具有较好的鲁棒性 ,满足总体提出的设计要求。同时证明 ,国内现有的光纤陀螺和反作用飞轮等硬件的性能指标均可满足某型号微小卫星姿态控制系统的要求。     

自由飞行态主动式自旋稳定姿态控制

为改善航天器在自由飞行状态下的自旋稳定姿态控制精度，在分别采用消章和消偏的基础上，提出了一种消章消偏综合控制方法，并选用带消偏约束的消章控制法，对桌细长型航天器的姿态控制进行了仿真试验。理论分析和实验结果表明，该控制法的姿态角控制精度较高，所用时间较短，可满足控制精度的要求。     

人工拉格朗日点附近的被动稳定飞行

利用太阳帆能在三体问题中实现人工拉格朗日点,人工拉格朗日点克服了经典拉格朗日点位置固定的缺点,研究人工拉格朗日点的被动控制对深空探测有重要的意义。理论上人工拉格朗日点都不稳定,研究表明在被动控制下存在某些人工拉格朗日点的稳定特性与稳定平衡点非常接近,在工程上可以认为稳定。被动控制可以通过设计太阳帆来实现,本文给出了被动稳定太阳帆的设计,在该设计下考虑轨道和姿态的耦合动力学方程。基于该耦合方程研究了人工拉格朗日点的稳定性。仿真结果表明被动太阳帆使得人工拉格朗日点稳定。     

直接力与气动力复合控制系统姿态稳定问题研究

大气层内直接力与气动力复合控制导弹具有响应快速、可用过载大等优点，可以拦截高速、高机动性目标。研究制导末端轨控直接力与气动力复合系统姿态稳定问题。首先分析了复合系统的特点和控制问题，建立了控制模型。然后应用扩张状态观测器观测对象模型内扰和外扰的实时作用量，进行反馈补偿，实现了动态线性化。最后设计了非平滑反馈控制律，从而实现了复合系统的姿态控制设计。仿真结果表明，系统具有良好的动态性能和稳态性能，控制器具有很强的鲁棒性。     

FY—1C卫星姿态控制系统

针对FY－1C卫星姿态控制系统，给出了系统方案、系统设计、系统特点和飞行试验的结果；对一些新的技术设计和新颖特殊的方案特点，从理论分析和技术实现给出了设计思路和工程实现的方法；分析了FY－1C卫星姿态控制系统在轨运行的结果；对长寿命、低成本和稳定连续运行的工程实现进行了研究；给出了FY－1C卫星姿态控制系统的水平能力和应用发展方向。     

多层模糊逻辑控制器的设计

本文提出一种适合于多输入多输出(MIMO)系统的多层模糊逻辑控制器(MLFLC),该控制器由若干个多输入单输出(MISO)模糊控制器构成,每个MISO模糊控制器由许多单输入单输出(SISO)模糊控制器组成.该控制器采用互补型隶属函数,具有一组零控制面,只要使量化因子满足一定的条件,控制系统就是渐近稳定的.最后将上述控制器用于二节机械手中进行仿真试验,验证了上述算法的可行性和有效性.