惯性稳定平台高精度控制方法

惯性稳定控制技术广泛应用在无人机云台稳像、导弹制导、卫星成像等领域,其精度直接影响到系统成像、跟踪的性能.然而当前基于永磁同步电机驱动的惯性稳定平台仍然缺乏一套可靠的高效控制方法,传统基于经典控制理论的线性控制器无法满足实际工程需求.为此,提出一种新型的滑模控制方案,实验结果证明了其有效性.在此基础上,为了减小滑模控制器的抖振并抑制系统的各种外扰,设计了Luenberger状态观测器以观测系统的实时扰动,并将其补偿进滑模控制器中.实验结果证明,采用所提出的控制方案,在速度跟踪实验中相比于传统的PI+DOB控制策略有很大提升.所设计的新型控制方案能使系统性能完全满足工程需求.     

浮球式惯导平台的自适应模糊滑模稳定控制

针对浮球式惯导平台的惯性空间稳定问题,提出了一种基于模糊逻辑的自适应滑模控制方案。该方法利用滑模控制器保证了系统的稳定性和快速性,解决了浮球式惯导平台参数不确定、未建模动态等未知干扰问题;然后,基于滑模控制器的设计问题,利用模糊逻辑和自适应控制律,调节滑模控制器的参数,估计并补偿系统的外界干扰及不确定性等干扰,增强系统对随机不确定性的适应能力,提高控制系统的鲁棒性和控制精度;最后,利用Laypunov方法证明了控制系统的稳定性与收敛性。仿真结果表明,该方法可以有效减低滑模控制控制输入抖振问题,实现浮球式惯导平台的高精度惯性空间稳定,且稳定精度高于 。     

“阿波罗”宇宙飞船无平台惯性系统特性的测量和预报

在包括有陀螺稳定平台组成的稳定、控制和导引的主要系统的同时,“阿波罗”宇宙飞船的登月舱还备有应急的无平台惯性系统。此控制系统的研制开始于1964年。1969年3月在“阿波罗一9号”宇宙飞船飞行时,无平台惯性系统曾进行了考验。这次飞行是在未来的捷联式惯性导航系统设计道路上重要的一步。曾表演了无平台惯性系统的工作效能,并消除了对在飞行器机动时这种系统准确性的怀疑。在这次和以后几次的飞行中,证实了这种导航系统误差的分析方法和所运用的设计原理的正确性。     

新型洛伦兹惯性稳定平台控制器设计与实现

针对现有惯性稳定平台(Inertially Stabilized Platform,ISP)使用机械轴承干扰量大,使用气/液浮轴承难度高,使用纯电磁磁轴承线性度差的缺点,提出了一种基于混合轴承的混合式稳定平台-洛伦兹稳定平台,介绍了洛伦兹力磁轴承结构和平台工作原理,建立了系统的动力学模型,构建了以偏转角度和线圈电流为状...     

光纤陀螺在车载惯性平台稳定回路中的仿真

为了延长车载惯性平台的使用寿命并提高其稳定精度，在原有平台机械结构的基础上，提出采用光纤陀螺代替原有的挠性陀螺作为惯性平台的敏感元件，并重新建立了平台系统稳定回路的数学模型。仿真研究表明该数字稳定回路具有较好的动态和稳态性能，能够满足系统的设计要求。经实验验证，该光纤陀螺惯性平台系统已实现功能要求。     

浮球式惯性平台动态积分滑模控制方法研究

浮球平台的内球是平台对惯性空间稳定的部件,其输出量的控制精度和快速响应能力相互制约。研究了平台稳定性与快速性的协调方法,采用了基于比例积分干扰观测器的动态积分滑模控制方法,并将其仿真实验结果与美国国防科技报告提出的LQR控制方法进行对比。实验结果表明,该方法可有效提高伺服回路稳态精度、改善系统动态性能。     

新型飞行模拟器六自由运动系统结构研究

新型大负载飞行模拟器六自由度运动系统是根据大型飞机飞行模拟器的特点,结合传统Stewart六自由度运动系统结构,提出的一种由气动单元提供支撑力、驱动单元提供驱动力的新型六自由度运动系统。它能在有效地提高运动系统承载能力的同时降低驱动单元的负载,使系统安全性得到了大幅度提高,为满足大型飞机飞行模拟器六自由运动系统要求提供了一条新的技术实现途径。在ADAMS平台上建立新型电动六自由度运动系统虚拟样机,结合飞行模拟器系统要求,通过对系统进行动态仿真、自由度分析、结构运动学和动力学分析。得到各驱动单元、气支撑单元以及各铰链在不同运动状态下的驱动力、行程范围、运动速度等特性曲线,为整个运动系统的设计与制造提供依据。     

液浮积分陀螺在惯导系统中的应用分析

液浮积分陀螺是组成稳定平台和惯性测量平台的关键部件.首先分析了积分陀螺和液浮积分陀螺的作用原理,在此基础上详细总结了液浮积分陀螺在惯性平台和稳定平台中的应用,并提出了液浮积分陀螺进一步发展需要解决的几个问题.所述内容对今后开展液浮积分陀螺的研究具有一定的参考价值.     

基于数据分发服务的无人机任务载荷综合仿真平台研究

现代无人机在军用、民用等领域都有着越来越广泛的应用,而载荷是无人机完成特定重要任务的必要设备,对载荷设备的选型和验证是非常重要的一个环节。针对无人机载荷选型以及载荷试验过程复杂、试验周期长、试验成本高的问题,设计了一种基于数据分发服务通信技术的无人机任务载荷综合仿真平台。该平台以载荷仿真为主体,同时结合任务仿真、通信仿真、飞行控制仿真以及效能评估,实现了多系统分布式联合仿真,可以有效对载荷设备进行仿真验证。介绍了该仿真平台的系统架构以及系统工作流程,并对平台实际应用效果进行展示分析。研究表明,本套仿真平台为后续无人机研发提供了新思路、新工具。     

无平台惯性导航系统的试验

相对陀螺平台惯性系统而言,无平台惯性系统在重量、体积、成本、可靠性和使用特性等方面具有一系列的优点。但是在下列两方面的特点,无平台惯性系统受到异议: 1.基准座标系的数学模拟区别于由稳定平台实现的物理模拟。 2.对安装在不稳定底座的敏感元件（陀螺和加速度表）的精度要求较高,并要承受很激烈的角运动。 典型的无平台惯性系统敏感元件组合由6个固联在飞行器壳体上的敏感元件组成,其中3个是用于角运动参量的测量（例如,陀螺）,另外3个是用于位移运动参量的测量（例如,加速度表）。利用相应的电子设备,将从测量设备组合来的信息加工成3个与绝对角速度向量在陀螺敏感轴瞬时方向的投影成比例的输出信号和3个与感受速度向量在加速度表输入轴瞬时方向的投影变化成比例的信号。     

基于代理模型的卫星系统仿真优化平台

针对既定目标,采用卫星系统进行协同观测可以最大化卫星系统的整体效能,如何对卫星系统的轨道或载荷参数设计是一个设计空间大、设计变量多的优化问题。对此,采用基于代理模型的仿真优化,通过改进广义模式搜索算法在设计空间中搜索最优解,并以此为核心设计开发卫星系统仿真优化平台。该平台集成问题建模、仿真优化和结果评估显示,为用户提供设计和改进卫星系统方案的方法和依据。采用该平台对卫星系统设计实例进行优化,通过对比发现,平台的优化结果稳定性和优化效率优于STK-Analyzer。     

视觉/惯性导航抗有色噪声滤波算法设计与仿真

实际视觉/惯性组合导航中存在的噪声往往是相关的,必须考虑有色噪声影响,有色噪声的存在易导致视觉/惯性组合导航滤波算法的性能下降甚至发散。在分析视觉/惯性组合导航的结构组成和建立起系统状态方程的基础上,分别针对过程有色噪声和量测有色噪声情形,提出采用状态扩展法和量测状态扩展法对导航系统方程中的有色噪声进行处理,并以选定的优化准则进行滤波算法设计来解决有色噪声干扰问题。数值仿真实验证实所设计的抗有色噪声滤波方法性能稳定有效。     

车载综合电力系统动态重构及其功率流控制

随着陆战平台全电化技术的加速发展,战斗平台大功率用电负载不断增加,电能需求急剧上升,且不同负载驱动特性迥异,对车载综合电力系统的供电性能与负载适应性提出了苛刻要求。针对上述问题,探讨了一种车载综合电力系统动态重构方法,利用系统内部各装置、部件组合重构,构建出适应不同应用环境的多种工作模式;在此基础上,设计了工作模式层次化状态集,提出了基于有限状态机的工作模式转换与功率流动态控制方法,将其应用于工程实践。装车试验结果表明:系统模式转换灵活,冗余度高,动态重构能力强,负载适应性好,可为高适应性车载综合电力系统研究提供参考。     

浮球式惯性平台连续翻滚自标定自对准方法

针对浮球式惯性平台系统的标定与初始对准问题,提出了一种基于姿态角的连续翻滚自标定自对准方法。根据浮球平台工作原理,建立了惯性器件误差模型,推导了浮球平台的姿态动力学方程;设计了平台在重力场连续翻滚的施矩方案;利用分段线性定常系统和输出灵敏度理论分析了系统的可观性。仿真结果表明,该方法可以同时实现平台系统42项误差系数的高精度标定与初始对准,有效地提高了系统的测量精度。     

自适应模糊滑模在火箭炮位置伺服系统中的应用

针对多管火箭炮交流位置伺服系统转动惯量和负载力矩变化大的特性,设计了自适应模糊滑模位置控制器.用模糊控制逼近理想滑模控制,设计切换控制补偿逼近误差,自适应控制调节模糊参数和切换控制的不确定上界.为了保证系统渐进稳定和可控,根据李亚普函数导出自适应率.仿真结果表明该控制策略不仅保证了系统的静、动态特性,而且对负载扰动和系统参数摄动具有较强的鲁棒性.     

班组遥控武器站模糊自适应滑模位置控制器设计

针对班组遥控武器站位置伺服系统发射冲击力矩大、负载变化范围广和伺服精度要求高等特点,提出了一种模糊调节的位置伺服系统滑模控制策略。该策略选用了一种新型的带有积分的滑模面,模糊调节部分采用单输入双输出的结构,应用模糊规则调节新型快速终端滑模型趋近速率来削弱滑模抖振。分别进行了常值负载干扰、系统参数摄动、时变负载干扰和跟踪误差仿真实验。仿真实验表明,该控制策略的稳定性和伺服跟踪性很好,对参数摄动和负载干扰的鲁棒性很强。     

惯性平台自标定中惯性仪表安装误差可观测性分析

针对惯性平台自标定中惯性仪表安装误差可观测性问题,深入研究了系统模型与平台坐标系对惯性仪表安装误差可观测性的影响。根据不同系统动力学模型和观测量构建四种系统模型。从可观测性定义出发,分析与判断惯性仪表安装误差在不同系统模型和不同平台坐标系下的可观测性。理论分析和仿真结果均表明惯性仪表安装误差在以下两种情况完全可观:观测量为平台框架角和加速度计输出,系统动力学模型为框架角模型,平台坐标系以平台六面体为基准定义;观测量为加速度输出,系统动力学模型为姿态角或失准角模型,平台坐标系以加速度计敏感轴为基准定义。     

着陆冲击试验系统设计及大型橡胶容器试验验证

为确保大型橡胶容器的运输适航性,依据中国民用航空局对运输类飞机的应急着陆过载要求,开展着陆冲击试验系统设计。通过冲击平台仿真设计与校核、波形发生器仿真设计、摆锤系统与导向机构设计,构建了着陆冲击试验系统,有效负载约达20 t,最大冲击载荷达到400 t。选取大型橡胶容器作为典型空运物资进行应急着陆实装试验验证,结果表明:冲击波形均近似为三角波,与仿真曲线波形相似,过载峰值分别为侧向1.54g、航向3.06g、9.02g、16.20g,与目标峰值最大相对误差小于3%,峰值对应时间大于50 ms,试验系统符合设计要求。该试验系统可用于空运平台的研制,对于确保飞行安全、降低研制风险、提高空运适航性具有重要的意义。     

航天科技集团公司九院13所

正13所、230厂分别是我国最早组建的航天惯性技术专业研究所和精密惯性器件专业制造厂,也是我国航天领域重要的惯性技术产品研制和生产基地。2013年11月,为顺应航天事业发展新形势,航天科技集团公司九院对13所和230厂实施改革重组,所厂携手踏上了打造创新型、开放型、融合型惯性导航科研生产联合体的新征程。目前,13所拥有各类惯性仪表、惯性平台系统、挠性陀螺捷联系统、激光陀螺捷联系统、光纤陀螺捷联系统、MEMS陀螺捷联系统的研发、设计、生产、试验和鉴定能力,是我国惯性技术产品较全、型号应用领域较广的"国家队"。     

一种惯性器件常值误差对系统误差影响的分析方法

在平台式惯性导航系统中,陀螺仪和加速度计的常值误差是制约系统最终精度的重要因素之一。通过分析在无阻尼惯性导航系统中,惯性器件对平台误差角、速度误差和定位误差的影响,给出了在初始对准后,因惯性器件常值误差引起的系统固有误差和这类固有误差随时间的变化规律。结果表明,除经度误差随时间有振荡发散现象外,其它误差均为周期振荡有界。利用给出的结论,在设计惯性导航系统时通过分析系统误差要求,对于选择惯性器件具有一定的借鉴意义。