运载火箭伺服机构故障检测与诊断的扩展多模型自适应方法

针对运载火箭伺服机构故障,提出一种基于扩展多模型自适应估计的故障检测与诊断算法。建立考虑伺服机构故障的运载火箭姿态动力学模型;将故障角度作为状态变量得到增广状态空间模型;利用扩展卡尔曼滤波器进行状态向量和故障参数的非线性估计,并基于传感器测量数据采用假设检验算法在线计算故障发生的概率;给出基于扩展多模型自适应估计的故障检测与诊断算法流程。仿真结果表明,该方法在无故障时可对伺服机构进行健康监测;在单台伺服机构故障下,可以及时准确判断出哪一台芯级伺服机构发生故障,并可准确估计出伺服机构故障下的发动机摆角角度。     

基于扩展多模型自适应估计的运载火箭伺服机构故障检测与诊断

针对运载火箭伺服机构故障,提出了一种基于扩展多模型自适应估计的故障检测与诊断算法。首先建立了考虑伺服机构故障的运载火箭姿态动力学模型,其次将故障角度作为状态变量得到增广状态空间模型,然后利用扩展卡尔曼滤波器进行状态向量和故障参数的非线性估计,并基于传感器测量数据采用假设检验算法在线计算故障发生的概率,最后给出了基于扩展多模型自适应估计的故障检测与诊断算法流程。该方法的优点是只用一个扩展卡尔曼滤波器就可完成一个伺服机构的故障检测与诊断,从而大幅减小用于伺服机构故障检测与诊断的滤波器数量。仿真结果表明,该方法在无故障时可对伺服机构进行健康监测,在单台伺服机构故障下,可以及时准确判断出哪一台芯级伺服机构发生故障,并可准确估计出伺服机构故障下的发动机摆角角度。     

摆动喷管控制精度相关问题讨论

对不同性质的喷管特点以及在控制力作用下喷管的响应特性进行了初步分析;以某防空导弹为例,阐述了摆动喷管在非理想状态下摆动时作动器牵连运动、正负摆角不对称、力臂变化、摆心漂移、位移传递系数精度和预调角对摆角控制的影响;同时说明了负载力矩和伺服机构相关参数影响着摆动喷管位置控制精度。     

基于虚拟样机技术的轴对称推力矢量控制伺服机构设计

利用ADAMS软件建立了轴对称推力矢量控制伺服机构的虚拟样机,分析了4个关键设计点对伺服作动器运动时的交连干扰、正负摆角的不对称性以及驱动力臂波动的影响,完成了伺服机构布局方案的优化,为伺服机构布局方案的设计提供了精确的分析模型。     

运载火箭姿控系统三通道Simulink建模与仿真分析

以某运载火箭为例,介绍了将姿控系统数学模型转化为Simulink三通道仿真模型的方法和过程;在仿真过程中涉及到时变系数的瞬时时间固化法,分析由此引起的计算数据局部振荡,并提出解决办法;分析了用Simulink为该大型系统建模时所遇到的代数循环问题,并加以解决。     

采用PWPF调节器的再入飞行器最优控制分配方法

针对具有反作用控制系统(Reaction Control System,RCS)和气动舵两类控制机构的再入飞行器,提出一种基于脉宽脉频(Pulse-Width Pulse-Frequency,PWPF)调节器的最优控制分配方法。将RCS的输入信号转化为连续变化量,RCS与气动舵的控制分配问题被描述为二次规划问题,并采用有效集方法对其求解。采用离散法和PWPF调节器将优化结果转化为RCS的开关机状态。与混合整数规划问题相比,连续二次规划问题更容易求解,计算速度更快。通过对二次规划问题的重构,该算法能有效地应对故障情况。     

美国动能武器变轨与姿控系统的发展现状

变轨与姿控系统是反导弹与反卫星动能拦截弹的关键技术之一。自８０年代初以来,美国国防部弹道导弹防御局已先后研制并试验了多种变轨与姿控系统,以满足多种大气层外动能拦截弹的不同要求。其中,最有代表性的是三种液体推进剂变轨与姿控系统及一种固体推进剂变轨与姿控系统。文章概要介绍这四种变轨与姿控系统的技术水平与发展现状。     

超视距多目标攻击排序及火力分配建模与解算

针对未来超视距空战条件下的多目标攻击排序和制导武器火力分配问题,提出了一种用以评估超视距空战作战效能的综合优势指数法;当目标数多于攻击机数时,通过构造综合优势矩阵,将非平衡指派问题转化为平衡指派问题,并建立了多目标攻击排序的0-1规划模型,该模型可解决对多个目标同时攻击的排序问题;以2对8攻击排序为例,利用求解线性规划软件Lindo6.0进行解算。最后,建立了1对4攻击火力分配的非线性规划模型,并利用求解非线性规划软件Lingo5.0进行解算。计算结果验证了建模的合理性和运用Lindo、Lingo软件求解较大规模目标攻击排序和火力分配问题的实时性。     

应用UIO的卫星姿控故障检测与仿真

为了克服未知输入对观测器的影响,防止在故障检测滤波器中出现错误的报警,以Chen和Patton提出的未知输入观测器的基本架构,设计了两个观测器.这两个观测器分别对故障敏感和不敏感,推导了两种情况下的误差方程,并且设计了残差.该残差能够与故障信号建立直接的联系,便于对故障的分析与诊断.该方法用于卫星姿控系统中,并且进行了仿真.     

多传感器任务分派的快速启发式规划新算法

在多目标多传感器管理中经常采用的线性规划算法中,随着传感器个数和目标个数的增加,计算量会爆炸式增长,使得跟踪系统不能实时计算,为此,根据传感器管理中线性规划的特点,提出了一种快速启发式算法,考虑组合中的传感器个数将组合的分配效用转化为权重,递推分配权重最大的组合,逐步减小组合和目标的个数.证明了权重最大的组合分派能实现组合中的传感器的最大效用.仿真结果表明该算法在与采用线性规划方法的跟踪精度相当的情况下,能有效地减小计算量.     

单框架控制力矩陀螺部分失效时的空间站姿态机动方法

对金字塔构型单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的失效特性进行分析。结合SGCMG部分失效的特点,构建运用Legendre伪谱法的重规划姿态机动路径求解方法。考虑SGCMG失效情况的不可预测性,设计自适应操纵律,该操纵律可以根据指令力矩与输出力矩的偏差对SGCMG的失效情况进行诊断,从而调节操纵律的内部参数,实现失效情况操纵律的自适应调节。仿真结果表明,采用姿态机动路径重规划算法与自适应操纵律,在控制力矩陀螺部分失效的情况下,仍可以实现空间站的大角度姿态机动。姿态机动方法可以有效应对空间站大角度姿态机动过程中可能出现的SGCMG部分失效情况,从而提高空间站姿态机动任务的安全性与可靠性。     

姿态角单次调整的固体运载火箭耗尽关机能量管理方法

固体运载火箭传统耗尽关机制导方法姿态角调整次数过多,不利于控制系统设计。提出了姿态角单次调整的耗尽关机能量管理策略:以火箭的待增视速度方向为基准,通过计算火箭所需耗费的视速度,优化选取火箭的初、末姿态角;火箭以恒定角速率从初姿态角变为末姿态角,达到末姿态角时保持恒定,直至耗尽关机。仿真结果表明,新方法在满足火箭的终端速度约束条件下,视速度模量耗费百分比超过30%,且姿态角单向调整,有利于控制系统的工程设计。     

舰船中央冷却系统多智能体自治控制

面向下一代舰船电力推进装置的分布式冷却需求，针对复杂情况下系统自重构与自愈控制问题，提出以某型中央冷却系统为控制对象的多智能体自治控制体系。设计各类智能体的个体结构和多智能体的分布式结构,采用智能体联盟和熟人机制对合同网协作模型进行改进，并优化自动任务分配和故障恢复过程中的多智能体协作流程。在此基础上，设计中央冷却系统原理性装置，建立以多智能体控制系统为核心的自治控制试验研究平台，对控制系统效能进行分析验证。试验结果表明：所设计的多智能体自治控制体系能够自主地完成系统动态重构和故障恢复控制，使电力推进装置中央冷却系统具备自重构和自愈的能力。     

基于高层滑模的导弹电液伺服机构模糊滑模控制

针对导弹电液伺服机构的跟踪控制问题,设计了一种模糊滑模控制方案。将高层滑模函数作为模糊控制系统的一维输入,简化了一般模糊滑模控制系统结构,从而得到具有少量规则的模糊滑模的设计方案。仿真结果表明了该方案可以减小跟踪误差,增强系统的鲁棒性和削弱控制信号中的高频抖振。     

侧窗探测下的姿态变结构控制

为解决导引头视场受到侧窗限制的问题,给出侧窗视场范围和拦截器姿态角之间的约束算法,并针对侧窗探测条件下弹体姿态控制的要求,用变结构控制方法实现姿态角的跟踪,并对抖振问题给予解决办法。在变结构控制器参数的选择上加入自适应参数选择环节,经过仿真,系统能够快速跟踪期望姿态角,跟踪的精度高。     

气压/自由陀螺组合式高度控制系统研究

提出一种组合式控制方案。通过选择高度差信号和姿态角及其变化率作为控制规律,较好地抑制了高度控制回路的综合干扰,仿真结果表明,采用上述高度控制方案并用随机射线法优化控制参数,可以提高控制系统抗干扰能力。     

Attitude deflection of oblique perforation of concrete targets by a rigid projectile

A perforation model is developed to predict the attitude deflection in the oblique perforation of concrete targets by a rigid projectile, in which the inertial moment of the projectile is introduced, together with taking the attitude deflection during the shear plugging sub-stage into account, and the shape of the plug formed on the rear surface of target is also re-investigated. Moreover, a new classification of concrete targets is proposed based on the target thickness, with which the attitude deflections in different kinds of concrete targets are analyzed. It is found that the numerical results by using the new perforation model are in good agreement with the previous experimental data and simulated results. Furthermore, the variations of the attitude deflection with the initial conditions (the initial attitude angle and the initial impact velocity) are investigated.     

基于迭代学习观测器的卫星姿态滑模容错控制

为解决卫星上反作用飞轮存在安装偏差、故障及外部干扰情况下的姿态控制问题,提出了一种基于迭代学习观测器的姿态容错控制方法。该方法通过设计迭代学习观测器,以较小的计算量实现对执行机构发生的故障以及安装偏差进行精确的估计。并利用观测器的观测结果设计滑模控制器,使处于外部干扰条件下的卫星系统在执行机构发生故障的情况下可以快速稳定地完成姿态机动任务。进一步基于Lyapunov稳定性定理证明了迭代学习观测器及控制器的全局渐近稳定性。针对反作用飞轮存在不确定性及故障的情况下进行仿真,仿真结果表明,与同类容错控制方法相比,所提方法可以更加快速精确地对故障进行估计并完成姿态控制。     

直流位置伺服系统改进型IMC-PI控制方法

针对直流位置伺服系统,提出了一种改进型IMC-PI控制方法。引入作用函数,并将其与IMC-PI控制器串联,构成改进型PI控制器,其中IMC-PI控制器根据内模控制原理进行设计,作用函数为系统偏差的微分表达式,其阶次的选择应保证系统开环传递函数为严格正则。改进IMC-PI控制可使系统的调节过程分为作用函数趋近零和保持为零的两个阶段,从而保证系统偏差按照作用函数等于零确定的轨迹趋近于零。仿真结果表明所提方法可使系统具有良好的动态响应性能和鲁棒性。另外,利用Qstudio RP实验平台跟随跟随1+sin(10t)rad正弦信号时,IAE为0.14 rad·s,实验结果表明该方法可有效改善伺服系统的性能。