摘要：针对含模型不确定性和外部扰动的高超声速飞行器纵向运动模型,提出了一种基于线性扩张状态观测器的动态面控制方法。采用非线性动态逆技术实现了高超声速飞行器高度和速度通道的解耦;结合传统反演设计方法,引入一阶低通滤波器求取虚拟控制量的微分,避免了"微分爆炸"的问题;设计线性扩张状态观测器,实现了对模型不确定性和外部扰动等组成的"总和扰动"的精确估计,显著提高了系统的扰动抑制能力;利用Lyapunov理论进行闭环稳定性分析。仿真结果表明,所提出控制器参数配置简单,对参数不确定性和外部扰动等有较强的鲁棒性,具有良好的指令跟踪效果。

摘要：为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。

摘要：针对空间机器人捕获自旋目标卫星后的消旋与稳定操作提出了一种阻抗控制方法.首先,基于正序链和逆序链方法推导出空间机器人系统在操作空间中的动力学方程.然后,基于归一化时间设计了目标卫星的快速消旋策略,最优消旋时间由末端执行器的约束条件决定.最后,基于所推导操作空间下的动力学方程,提出了一种消除目标旋转运动并同时稳定基座的阻抗控制方法.在利用7自由度冗余机械臂消除自旋卫星并稳定其基座的案例中给出了仿真结果,验证了所提方法的性能及有效性.

摘要：在航天器编队任务时,某颗航天器发生故障或者编队任务发生改变就需要对编队进行重构。在重构过程中,如何进行航天器防碰已经受到了广泛关注。采用界栅理论(barrier),通过建立Hamilton函数,并取得最优控制律,再根据界栅构造理论构造出界栅轨迹,将对策区分为碰撞区与非碰撞区,从而实现日地平动点编队飞行防碰撞设计。经过仿真实验表明,该方法可避开摄动影响,并对飞行器编队队形重构过程航天器间防碰具有一定的意义。

摘要：提出一种基于贝塞尔曲线的平面机动轨道设计方法。该方法将贝塞尔曲线方程与轨道形状方程相结合,利用得到的复合函数作为轨道方程来对机动轨道进行数学描述;通过约束条件获得可行的机动轨道族,由控制点设计给出具体的优化变量,将累积速度增量作为优化指标函数;并利用优化算法完成参数优化,从而得到最优机动轨道。最后针对设计的机动轨道推力峰值较大的问题,进一步提出了分段贝塞尔曲线法,在降低推力峰值的同时,可进一步降低燃料消耗,并在平面机动转移轨道设计的基础上,通过梯度下降对自由控制点进行修正,解决了考虑时间约束的平面轨道交会问题。

摘要：为解决太阳能无人机(UAV)总体设计中任务需求表达模糊、技术指标重要度排序决策困难的问题,提出了基于模糊质量功能展开(FQFD)的太阳能无人机总体设计指标排序方法。该方法在传统质量功能展开(QFD)质量屋的基础上,引入三角模糊数,表征任务需求的不确定性和模糊性;在模糊隶属度函数未知的情况下,采用α加权修正水平截集去模糊化方法计算技术指标重要度,获得技术指标重要度排序,为总体设计优化决策提供依据。最后以长航时太阳能无人机的总体设计为例,对任务需求—工程特性—技术指标的两级质量屋模型进行计算分析,得到续航能力、巡航高度、动力系统效率、巡航速度和气动效率是太阳能无人机最重要的5个技术指标的结果。此方法客观性较强,可处理复杂的系统不确定性,为太阳能无人机总体方案设计及决策应用提供参考依据。

摘要：应用螺旋理论对航天器相对轨道与姿态运动进行了研究。针对航天器相对运动过程中存在的姿态轨道耦合问题:基于刚体假设,推导建立了基于螺旋对偶式的航天器姿轨耦合相对运动模型;分析给出了航天器相对运动过程中姿态轨道的耦合效应;针对所建模型的强耦合、非线性特性,在控制律设计时采用了非线性前馈控制,最后进行了数值仿真,结果表明了该模型和控制律的有效性,可为工程应用提供参考。

摘要：太阳同步轨道(Sun Synchronous Orbit,SSO)发射轨道的优化设计问题是一个具有严格内点约束和终端约束、终端时刻不确定型的最优控制问题,采用最优控制理论求解难度较大。针对此问题,首先将其转化为多重参数优化问题,然后提出一种自适应积分方法,根据高度和速度入轨条件自动确定中间转移轨道,并引入脉冲修正罚函数处理弹道倾角入轨条件,形成无约束最优化问题。借助于MATLAB集成遗传算法,实现了SSO发射轨道的优化设计。算例表明:该优化方法收敛性好,转移轨道的入轨条件能够精确满足,SSO的入轨参数只需较小的速度修正,优化结果曲线符合工程实际情况,得到了工业部门的认可。

摘要：针对航天器机动轨道设计问题,引入太阳帆/电推进混合推力模式(太阳帆产生径向推力,用于改变引力场的引力大小;而与此同时电推进产生切向推力),研究了混合推力作用下的基于傅里叶级数展开的轨道设计方法。首先,根据太阳帆/电推进混合推力模型,建立航天器在极坐标系下的运动模型;然后,依据傅里叶级数展开式,将轨道设计问题转化为关于傅里叶系数的非线性规划问题。另外,文中改进原有的形状轨道设计方法,研究了航天器轨道转移的时间最优问题。最后,在考虑航天器任务约束的情况下,基于该方法设计了混合推力作用下的"地球-火星"转移轨道。仿真分析了太阳光压对形状轨道设计方法产生的影响,验证了应用混合推力设计形状轨道的可行性,并且在一定范围内可以得到燃料消耗更优的航天器连续推力转移轨道,为轨道优化提供了参考依据。

摘要：针对姿轨控系统已经失效的目标航天器姿态控制问题,提出一种空间机器人抓捕目标后姿态接管控制方法。该方法首先利用空间机器人抓捕目标航天器,并保持在固定构型形成组合航天器;其次确定参数突变后组合航天器新的惯量主轴、主惯量和控制力矩分配矩阵;然后在状态空间建立组合航天器的非线性误差姿态动力学;最后采用-α稳定度设计方法来设计服务航天器的SDRE姿态接管控制器,并通过θ-D求解方法得到SDRE控制器的次最优控制律,实现服务航天器对目标航天器的姿态接管控制。仿真结果表明,相比传统的SDRE控制器设计,基于-α稳定度设计的SDRE控制器能够使得系统闭环极点远离虚轴,θ-D求解方法可以降低计算量,因此具有更好的稳定性和实时性。