登月舱数字自动驾驶仪

登月舱数字自动驾驶仪是第一代数字控制系统,这种系统用一般的模拟式自动驾驶仪的设计方法很难设计成功。控制综合问题包括姿态状态判断器的设计,喷气控制系统的控制规律和主发动机推力向量的控制规律。姿态状态判断器,根据对飞行器姿态的测量和假定的控制响应,得出飞行器的角速度和角加速度。没有采用速率陀螺。喷气控制系统的控制规律在其相平面逻辑中应用抛物线开关曲线,从而能以最少的喷咀点火次数获得快速响应。各种极限参数适用于不同的飞行条件。采用非正交轴的特定设置,消除了喷气控制系统控制的响应在飞行器各轴之间的相互影响。三阶最小时间控制规律,用于通过起动工作的下降发动机对飞行器的姿态进行控制。在飞行中的性能本文也作了介绍。     

组合滤波方法在实时数据处理中应用

针对某种滤波方法独立用于飞行器试验,引起实时数据处理精度欠佳的问题,为了提高实时数据处理精度开展组合滤波方法研究。分析飞行器轨道特点和滤波器收敛特性,提出了将飞行器的轨道按时域分段,根据不同时域以α-β-γ滤波为主、多项式中心平滑滤波为辅,或将主、辅关系颠倒过来组合使用,并将滤波器初始以及测量数据中断点作为特殊情况加以处理。结合以往工程实际应用的经验,给出不同时间段落和数据中断点的滤波器使用原则和控制流程,为组合滤波方法在工程上实现奠定了基础。     

“阿波罗”指挥舱和指挥舱/登月舱飞行器推力矢量控制数字自动驾驶仪

“阿波罗”指挥舱和指挥舱/登月舱飞行器推力矢量控制用的数字自动驾驶仪是由麻省理工学院仪表试验室研制的,这个飞行器的俯仰和偏航是通过将火箭发动机安装在常平架上的办法来控制,而飞行器的横滚则通过点燃控制系统的喷气发动机来控制。 喷气发动机点火用的较简单的相平面开关逻辑线路可以控制飞行器的横滚。但是,对俯仰和偏航的控制,由于飞行器的弹性振动,燃料的晃动,推力不重合以及控制回路的交联影响等一系列问题,需要更精心的设计。 本文阐述了用于研制俯仰和偏航自动驾驶仪的设计途径和分析方法。这种设计具有很多重要的特点,如由宇宙航行员控制的高-低带宽工作状态,时变增益,多种取样速率,用可清除系数实现滤波的广义滤波器,推力不重合校正回路以及双增益控制回路。 本文还说明了这些自动驾驶仪的工作特点和实现方法,并分析了它们的稳定性和控制特性。     

登月舱的综合制导和控制系统的设计原理

一、序 言 登月舱的主要制导系统会有高性能的数字控制计算机,惯性测量组合和其它导航敏感元件,并能履行飞船稳定自动驾驶仪和控制系统的职能。过去,稳定和控制的功能通常是由含有角度和速率陀螺的模拟式系统来完成。最初的登月舱制导和控制系统具有在图1中所表示的结构形式。主要的制导系统和辅助制导系统,以及宇航员的所有数据都经过模拟式自动驾驶仪放大送到主发动帆的支架伺服系统和喷气控制系统中去（但仅在交换调头时,宇航员可通过模拟人自动驾驶仪直接操纵喷气控制系统的喷嘴来进行分离）。所提供的主要制导系统必须     

某高炮火控系统滤波器设计

对目前高炮火力控制系统目标滤波与预测进行了分析与研究。在此基础上结合工程实际设计了一种α-β滤波器,该滤波器的原理是把在连续系统中频率域的要求和在离散系统中Z域的要求转换成时域中在典型信号激励下的时间响应的特征值的要求,从而在时间域中以特征值的要求进行综合,再把综合的结果转换回Z域中,最终得到所确定的α-β滤波器,给出了α-β滤波器的Z传递函数、分析了α-β滤波器参数的确定,对α-β滤波器的静态误差进行了研究,对设计方案进行了计算机仿真和实际应用。     

一种姿控发动机推力优化方法

大气层外飞行器的姿态控制一般采用姿控发动机的喷气控制,姿控发动机的推力水平直接影响到姿态控制的效果。从稳态推进剂消耗、抗干扰能力以及控制平稳性的角度对姿控发动机的推力设计要求进行了理论阐述。在此基础上,得到一个综合的指标函数,对其进行了优化和仿真验证。     

次优滤波器在航空火力控制中的应用

根据航空火力控制系统的特点,引入一种结合滤波与数据融合的滤波方法——次优滤波法;介绍了次优滤波器的原理和特点;阐述了次优滤波器在火力控制系统中的应用以及比较次优滤波器和其它滤波器的差异与优点。     

可变落点的再入机动飞行器姿控系统设计

基于选择的姿态反馈控制系统结构,从姿控系统稳定性能提高的角度,设计了控制系统反馈参数,以适应可变落点引起的飞行器参数变化。通过机动飞行器的六自由度飞行弹道仿真,表明所设计的姿态反馈控制系统控制效果较好,可适应预定区域内的飞行落点变化要求。     

“阿波罗”宇宙飞船的喷气控制系统

“阿波罗”宇宙飞船的三个舱体;指挥舱（CM）,服务舱（SM）和登月舱（LM）,每一舱体都具有自己的喷气控制系统（RCS）。每个喷气控制系统工作在自燃的双组元燃料,而燃料的供给是挤压式。 服务舱的喷气控制系统是用于在宇宙飞船与运载火箭——土星——V号分离后,在飞向月球的轨道上来控制飞船的姿态,以及在绕月球的等候轨道和返回地球轨道上来控制指挥舱和服务舱。登月舱的喷气控制系统是用于在绕地球的等候轨道上,来调整宇宙飞船与登月舱的连接形态,以及在下降到月面时和从月面起飞后与指挥服务舱交会对接时来控制登月舱。指挥舱的喷气控制系统是用于在再入大气层后,来控制指挥舱的姿态。登月舱和服务舱的喷气控制系统应能提供在三个轴方向上的位移,并同时在定向的控制状态中工作,而指挥舱的喷气控制系统仅用于定向的控制。     

推广的卡尔曼滤波应用于主被动混合定位

当飞行器被一个几何位置已知的雷达跟踪时,相对方位与仰角可用安装在飞行器上的角传感器来测量,相对高度数据可用无线电或激光高度表来获得。根据这些数据即可确定飞行器的位置。为提高定位精度,使用了扩展的卡尔曼滤波器,得到的位置参数被变换成射面坐标系。用计算机模拟的结果是良好的。     

反弹道式导弹最佳制导规律的确定

当弹道式再入飞行器的状态不确定时,防御弹道式再入飞行器的基本问题之一是制导拦截器问题。一般方法是先使用某种形式的卡尔曼滤波器估算再入飞行器的现时状态,然后预测它的作为时间函数的未来状态。如果知道再入飞行器的性能,就能够算出拦截器的发射时间和发射角,根据这些数据确定标称拦截点.一旦拦截器处于飞行中,由雷达测量结果,就     

一个天基拦截器寻的制导的综合方法

在本文中,我们将目标状态估计和拦截器制导当作一个完整的寻的制导问题考虑。在以前的制导及状态估计设计过程中,状态估计及控制是当作两个问题考虑的。这种情况下,状态估计要求由捷联红外传感器提供方位测量值。本文考虑了如下完整的制导问题:准确的剩余飞行时间的估计,制导规律及Kalman滤波器的结构,选择的制导规律要求目标相对位置、相对速度及加速度的估值。因此为了估计这些值的量,设计了Kalman滤波器结构,它要求必须将目标距离当作滤波器输入,因为被动红外传感器只测量瞄准线误差,因此本文还描述了一种合成距离的方法。通过六自由度仿真,对从角测量至加速度指令产生的完整制导方案进行了研究。     

某巡航式飞行器控制系统设计与仿真

在详细分析某巡航式飞行器运动模型的基础上 ,论述了采用经典控制理论设计该飞行器控制系统的方法 ,并在考虑限幅、延迟等非线性环节的基础上 ,进一步对控制系统参数进行了仿真分析。通过部分仿真结果曲线可以看出 ,控制系统结构和参数合理 ,可以满足该飞行器控制的总体性能要求。同时 ,可以为控制系统的半实物仿真及实际飞行提供更为可信的参考数据及曲线     

DESO滤波器在DSP上的实现及其应用

针对工程实践中系统状态信号及其高阶微分量提取受测量噪声干扰的问题,分析了DESO(Differential Extended State Observer)滤波器的原理和数学表达式,在此基础上,采用TMS320F2808为控制核心,辅以相应的信号采集、数据传输和参数设置电路,设计了基于DSP的DESO滤波器。测试表明:所设计的硬件DESO滤波器具有良好的滤波和微分提取功能。最后将其应用于坦克炮控系统的状态提取中,为抑制噪声干扰和进一步提高炮控系统的性能奠定了基础。     

一种高超声速飞行器在线反馈滤波算法

高超声速飞行器是近年来各国大力发展的新概念飞行器,针对其飞行运动轨迹难以进行高精度跟踪这一问题,结合神经网络强大的自适应和自学习能力,提出了一种高超声速飞行器在线反馈滤波算法。其核心是在当前统计模型的基础上,利用BP神经网络与卡尔曼滤波相结合进行滤波器设计,实现对高超声速飞行器高精度跟踪。最后通过仿真试验进行比较,验证了此在线反馈滤波算法在跟踪高超声速飞行器时的有效性。     

微型涡喷发动机起动控制系统设计

针对微型涡喷发动机起动过程稳定性较差的特点,设计了一种基于模型参考自适应控制(MRAC)算法的起动控制系统.通过采用基于多传感器的自适应控制方法,减小发动机建模误差和外界干扰的影响,以提高起动过程中系统的鲁棒性.试车实验结果表明:该方法使微型涡喷发动机在一定外界条件下快速、平稳地起动,降低了发动机贫油、富油和喘振的可能性,保证发动机可靠起动.     

基于RDC模块的角度测量仪的设计与实现

设计了一种便携式的角度测量仪.介绍了自整角机/旋转变压器信号处理原理,设计了信号量程放大电路.通过单片机控制,将角度信息显示在测量仪上并将数据传输显示在PC机,实现了角度监测.测试验证表明:该设计方法测量精度高、电压信号输入范围宽、可靠性好,完全可以满足角度测量及实时监测的要求.     

助推-滑翔飞行器总体多学科设计优化研究

以助推-滑翔飞行器为研究对象,开展多学科设计优化在其总体设计过程中的应用研究。首先对助推-滑翔飞行器进行多学科设计优化任务分析、多学科建模,并建立了助推-滑翔飞行器总体多学科设计优化模型;其次对助推-滑翔飞行器总体设计学科间耦合特点进行分析,在此基础上提出了基于最优灵敏度方法的两层系统集成优化策略;最后通过数值优化算例验证了方法的有效性。优化结果表明,该方法具有较好的收敛速度,且使满载起飞质量减少9%,为高性能飞行器总体设计提供新的设计思路。     

自燃燃料多次起动发动机在真空中的起动

一、任务的简要特点,内容和研究结果 由于在真空条件下起动时的压力峰引起了。呵波罗》飞船眼务舱的空间姿态控制系统发动机（推力为45.4公斤）的破坏（此时喷管是位于向上状态）。因此,发动机的研制公司和载人宁宙飞行器中心进行了广泛的研究来寻找失败的原因,以便采取必要的措施来防止未来出现这样的情况。 由于在飞行器加速运动时和在月球附近进行机动时,发动机是处在过载作用状态,因此需要究研发动机相对过载作用方向的定向时对其起动特性的影响。 载人宇宙飞行器中心的究研计划分为两个阶段,并于1966年6-9月完成。第一阶段包括各种试验性的研究,其目的是确定发动机在真空起动时（其喷管向上放置）压力急剧上升形成的过程及其机理,并对各个量对此现象的影响进行初步判断。第二阶段是对各参量影     

大攻角下基于卡尔曼滤波的大气参数修正算法

针对新一代航空飞行器在大攻角飞行时大气数据系统测量精度严重下降问题,提出了基于卡尔曼滤波的大气参数修正算法。该算法利用大气数据测量信息和惯性导航信息,基于飞行器力学方程构建卡尔曼滤波器,通过卡尔曼滤波的方法实现对大气参数的修正。仿真结果表明,经卡尔曼滤波修正后的大气参数能够有效消除大攻角下原始大气参数的剧烈波动性误差,并与真实大气参数吻合较好,有效的提高了大气数据系统在大攻角飞行状态下的测量精度和可靠性。