摘要：运载火箭时序姿控系统消反峰电路采用“二极管+电阻”电路与“电阻+二极管+稳压二极管”电路,利用MULTISIM进行仿真,并利用试验进行验证,发现消反峰电阻越大或者稳压二极管稳压电压越大,电磁阀理论关断时间均越小。对于相同的电磁阀关断时间指标要求,增加稳压二极管稳压值的方法产生的反峰电压要低于增大电阻产生的反峰电压;电磁阀通过精确控制燃料和气体的流动,确保其按照预定的比例和时间被送入发动机,所以增压阀、安溢阀、辅助动力电磁阀等在姿控系统中承担着调节压力和安全保护的重要作用,维护着火箭的姿态稳定和飞行安全,故其关断时间和反峰电压需要精确控制。

摘要：研究考虑非高斯噪声特性的航天器姿态控制系统状态与偏差估计问题。首先,建立含偏差的航天器姿控系统模型,并给出了非高斯特性噪声表达形式。然后,采用l_(1)范数卡尔曼滤波(l_(1)-KF)算法并结合数学仿真,验证了在卡尔曼滤波算法中引入l_(1)范数,可以避免系统受非高斯过程噪声的影响,但l_(1)-KF算法无法实现对状态和偏差的同时估计,且仅适用于姿态稳定控制过程中的估计。于是,在l_(1)-KF算法的基础上,考虑系统转动惯量时变和偏差时变的复杂情况,结合时变转动惯量实时辨识,设计l_(1)范数二阶外源性卡尔曼滤波(l_(1)-TSXKF)算法,对航天器姿态机动过程中的状态和偏差同时进行估计。数学仿真结果表明,l_(1)-TSXKF算法可以减少系统非高斯特性的影响,在航天器姿态机动过程中,可快速得到高精度的姿态、未知偏差估计结果,有利于航天器在轨应用。

摘要：针对线性变参数系统,在吸收传统变增益控制思想的基础上,基于保H∞性能插值设计了一种变增益鲁棒输出反馈控制器。首先,把整个参数集基于"H∞性能覆盖"的概念分割成若干个子集,然后在每个子集上利用保H∞性能插值设计变增益鲁棒控制器,并在计算出各子集的插值以后得到保证系统在整个变参数集上具有H∞性能的变参数变化率的上界。通过引入该上界,消除了控制器中的参数变化率,从而便于工程应用。文章的最后把它成功的应用于动能拦截弹姿控系统设计,达到了预期的控制效果。

摘要：针对满足Lipschitz条件的航天器姿态控制系统这一非线性系统中存在的执行器加性故障、空间干扰与测量噪声问题,提出了基于PD型迭代学习观测器的故障重构方法。该方法具有期望的鲁棒性能指标,能够在系统存在空间干扰与测量噪声情况下实现对突变故障与时变故障等故障类型的精确重构。基于线性矩阵不等式技术给出系统化PD型迭代学习观测器的设计方法,并根据Lyapunov稳定性理论对上述设计方法的稳定性条件进行了理论证明,同时利用鲁棒技术抑制空间干扰与测量噪声对执行器故障重构的影响,通过线性矩阵不等式工具箱求解观测器参数矩阵。最后,将该方法应用到航天器姿态控制系统中,仿真结果证明了该方法的有效性。

摘要：为在不同条件下由运载姿控系统校正网络实现系统的稳定,根据负阻尼零点网络幅值相同、相位滞后的特性,将其用于校正网络设计以替代常用的正阻尼零点网络。证明了箭机对负阻尼零点网络的可实现性,以及测试的重复性和稳定性。某运载一级姿控系统负阻尼零点校正网络的应用表明,可在速率陀螺安装处一阶振型斜率为正时实现系统的稳定。该方法对其他型号的设计有一定的参考价值。

摘要：针对最优鲁棒控制理论应用于导弹姿控系统设计中的原理缺陷,提出了导弹姿控系统设计中的变增益鲁棒控制方法.首先介绍了基于状态反馈的变增益鲁棒控制理论的基本原理,进而把它应用于姿控系统的设计并进行了仿真分析,之后就变增益鲁棒控制与最优鲁棒控制应用于导弹姿控系统的设计性能进行了比较分析,得出了一些有益的结论.

摘要：针对某新型运载火箭的特点,建立发动机振动方程,分析发动机振动与全箭振动耦合关系,考虑气动参数以及弹性参数不确定性,建立全箭姿态动力学模型。采用鲁棒控制理论,进行运载火箭姿态控制系统设计,比较鲁棒控制器与PD控制仿真结果。仿真结果表明,所设计的控制器,能够实现考虑发动机振动在内的姿控系统稳定,且对参数不确定性具有良好的鲁棒性,适合工程应用。

摘要：在对可重复使用跨大气层飞行器(RTAV)进行多学科设计优化(MDO)的过程中,对RTAV姿控子系统的时域仿真是姿控子系统设计和飞行稳定性分析的重要手段。对某RTAV的MDO过程中姿控子系统的Simulink建模与三通道综合时域仿真的方法进行了研究。从理论上分析了建模、仿真过程中遇到的代数循环问题,并针对问题特点提出了解决方案。

摘要：为提高微小卫星姿控系统的集成度、实时性、灵活性和可扩展性,本文运用SoPC技术设计了一种基于NiosⅡ双核架构的微小卫星姿态控制器。在一片FPGA内嵌入2个NiosⅡ软核,分别处理外设通信和姿控算法,双核通过共享存储器实现信息交互。该系统还封装了自行设计的外设接口IP核和各类数学运算IP核,分别实现多路并行外设通信和姿控算法的硬件加速。该系统也可以在上述基础上针对不同的应用需求,封装不同的IP核以实现系统的扩展和性能的提升。本文从构架设计、硬件选型、软件编排和任务调度等角度对系统进行了描述,最后以三轴气浮台模拟卫星本体作为控制对象,进行了全物理仿真实验,实验结果的统计表明,该姿态控制器功能齐全,性能稳定,可应用于实际的微小卫星姿控系统。

摘要：导弹的控制能力是限制其制导控制系统性能指标的主要因素,如果未能充分考虑该因素的影响,会导致独立设计的制导律与姿态控制律的不匹配性,从而降低导弹初期设计工作的实用价值。考虑到最大可用舵偏角是再入段弹道导弹控制能力的一种直观体现,通过数学推导方式获得其解析表达式,并设计了与之对应的算法。利用风洞吹风试验数据,该算法可解算出一定飞行状态(包括高度、马赫数、攻角和侧滑角)下导弹各个舵的最大可用偏角,用于定点的静态分析或弹道的动态分析。借助于Matlab/Simulink计算机仿真手段,分析了某弹道内各个舵可用舵偏边界的变化规律,并绘制出相应的数据曲线,该曲线为导弹设计初期姿态控制系统的设计提供了约束条件和控制裕度的参考依据。