基于约束预测控制的火星大气进入轨迹跟踪

针对火星着陆任务大气进入段的轨迹跟踪控制问题,给出了一种基于约束预测控制的跟踪策略。综合考虑大气进入段动力学模型的非线性、状态初值的不确定性、控制量限幅约束以及参数摄动,设计了基于线性化阶跃响应预测模型、反馈校正和含约束滚动优化的约束预测控制器,并通过数学仿真对该方法进行了数值验证,结果表明:约束预测控制较PID对参考指令跟踪精度更高,开伞点误差圆半径远小于PID方法;能得到控制量限幅约束条件下平稳的控制曲线。     

卡计法热流计测量瞬态热流的试验研究

针对目前使用的热流计主要应用于稳态热平衡试验中外热流的测量,文章对卡计法热流计测量瞬态热流特性进行了试验研究,结果表明卡计法热流计可以用于测量瞬态热流且响应时间较短。     

一种混合的扩展目标跟踪方法

与传统的目标跟踪不同,扩展目标跟踪（EOT）不忽略目标的轮廓特征,同时对目标的质心运动学状态和轮廓特征进行估计。基于随机矩阵的扩展目标跟踪方法用随机正定矩阵来描述目标的轮廓特征,并且建立了适合扩展目标跟踪的量测模型。为了改善目标机动时的跟踪性能,根据椭圆（体）与正定矩阵的关系,提出基于椭圆（体）拟合的扩展目标跟踪方法。进一步地,为了综合上述两类方法的优点,提出一种混合的扩展目标跟踪方法,能够根据目标机动与否在两类方法中进行选择。仿真结果表明,该混合方法的轮廓特征估计误差低于前述两类方法,质心运动学状态的估计性能也更好。     

Design and analysis of an extended mission of CE-2: From lunar orbit to Sun–Earth L2 region

Chang’E-2 (CE-2) has firstly successfully achieved the exploring mission from lunar orbit to Sun–Earth L2 region. In this paper, we discuss the design problem of transfer trajectory and at the same time analyze the visible segment of Tracking, Telemetry & Control (TT&C) system for this mission. Firstly, the four-body problem of Sun–Earth–Moon and Spacecraft can be decoupled in two different three-body problems (Sun–Earth + Moon Restricted Three-Body Problems (RTBPs) and Earth–Moon ephemeris model). Then, the transfer trajectory segments in different model are computed, respectively, and patched by Poincaré sections. The full-flight trajectory including transfer trajectory from lunar orbit to Sun–Earth L2 region and target Lissajous orbit is obtained by the differential correction method. Finally, the visibility of TT&C system at the key time is analyzed. Actual execution of CE-2 extended mission shows that the trajectory design of CE-2 mission is feasible.     

基于形态分量分析与阶次跟踪的齿轮箱复合故障诊断方法

针对变转速下齿轮箱复合故障的故障特征提取,提出了基于形态分量分析与阶次跟踪的齿轮箱复合故障诊断方法.该方法根据齿轮箱复合故障振动信号中齿轮和滚动轴承故障成分的形态差异性,先用形态分量分析将其分解为包含齿轮局部故障信息的谐振分量、包含滚动轴承局部故障信息的冲击分量和随机噪声分量,再根据实测转速信号分别对谐振分量和冲击分量进行包络阶次分析,根据各包络阶次谱诊断齿轮箱复合故障.算法仿真和应用实例表明:该方法能有效分离变转速下齿轮和滚动轴承的故障特征,且其故障特征提取效果要优于传统的包络阶次谱方法.      

Optimal two-impulse rendezvous with terminal tangent burn considering the trajectory constraints

The two-impulse orbital rendezvous problem with a terminal tangent burn between coplanar elliptical orbits is studied by considering a lower bound on perigee radius and an upper bound on apogee radius for the transfer orbit. This problem requires that two spacecraft arrive at the rendezvous point with the same arrival flight-path angle after the same flight time. The admissible range of the final true anomaly that meets the perigee and apogee constraints is obtained in closed form. The revolution number of the transfer orbit is expressed as a function of the true anomaly and the revolution numbers of the initial and final orbits. All the feasible solutions are obtained with a bound on the revolution number of the final orbit. Then, the minimum-fuel one is determined by comparing their costs. Finally, two numerical examples are provided to obtain all the feasible solutions for given initial impulse points and the optimal solution with the initial coasting arc. Numerical results show that the minimum-fuel solution for the terminal tangent burn rendezvous is close to that for the cotangent rendezvous when the rendezvous time is long enough; however, the cotangent rendezvous may not exist when the rendezvous time is short.     

飞机-驾驶员闭环系统模糊预见控制器设计

针对驾驶员操纵延迟和飞机不确定性所导致的人-机系统跟踪性能降低的问题,提出一种基于T-S模糊模型的鲁棒预见辅助驾驶方法。建立驾驶员-飞机时滞不确定T-S模糊模型,引入预见控制思想补偿驾驶员延迟,以跟踪误差和驾驶员操纵负担为性能指标,将存在模型不确定性的人-机指令跟踪问题转化为模糊最优保性能控制问题,并推导了该凸优化所应满足的线性矩阵不等式。为克服预见步数增多引起增广系统维数较大、进而导致线性矩阵不等式不易求解的缺陷,设计了一种次优的预见控制器。最后,分别通过驾驶员模型仿真和飞行模拟器实验,验证了所设计的模糊预见控制器的有效性。     

无反作用力矩空间机器人轨迹跟踪控制

针对目前关节驱动方式的不足,提出一种采用无反作用力矩驱动方式的空间机器人设计概念。系统平台与各节机械臂上均安装一组金字塔构型的控制力矩陀螺（CMGs）作为力矩执行机构,各臂间由自由球铰连接。采用Rodriguez参数描述平台姿态和机械臂角位移,利用Kane方程建立系统动力学模型。在此基础上,设计了渐近稳定的轨迹跟踪控制律,使得平台姿态和机械臂角位移跟踪期望运动轨迹;并设计了CMGs操纵律,使之准确输出期望控制力矩。此外,研究了机械臂工作空间到关节空间的轨迹规划算法,使得所设计的控制律也可应用于工作空间的轨迹跟踪控制。由三关节系统的仿真结果,验证了无反作用力矩设计概念的可行性和轨迹规划算法的有效性。     

基于虚拟域预测控制的轨迹跟踪方法

针对在线轨迹实时规划算法,提出了一种基于虚拟域预测控制的轨迹跟踪方法。该方法采用多项式近似系统模型,引入虚拟路径及反动力解算方法,将时域转化为虚拟域,较在时域上近似模型的控制方法解耦效果好,实时性强。通过反动力学解算、非线性规划的输入设置可直接得到连续的控制量,相对于传统非线性预测控制的软约束的方法,从根本上保证了控制量的连续性。以拦截弹道导弹为背景,在初始状态量添加小扰动及末端条件改变的条件下,进行仿真验证。结果表明:与非线性反馈跟踪方法相比,曲线平滑,在遭遇点脱靶量、末端路径倾角及偏角误差较小,实时性同样可满足控制需求。     

无速度反馈的航天器姿轨耦合跟踪控制

提出了一种无速度反馈的航天器姿轨耦合跟踪控制算法。首先建立起基于对偶四元数的带扰动和参数不确定性的航天器姿轨耦合动力学模型。然后基于浸入与不变流形理论设计了速度观测器,通过增益注入对非线性项抑制,从而同时估计角速度和线速度。利用李雅普诺夫函数分析了观测器状态量的收敛性以及注入增益的有界性,证明了该观测器的指数稳定性。最后设计了一个比例-微分（PD）位置与姿态跟踪控制器,该控制器可以实现航天器的任意姿态与位置跟踪,分析了这种观测-控制结构的闭环系统渐近稳定性。仿真验证了该速度观测器和控制器的有效性以及对于参数不确定性和测量噪声具有较好的鲁棒性。