为使制导控制系统在实际应用过程中适用所面对的多种约束条件,同时避免制导与控制系统设计过程中反复迭代带来的巨大工作量,提出了一种带有落角与舵面饱和约束的三维制导控制系统一体化设计方法。根据导弹六自由度非线性模型以及三维弹目相对运动模型建立全状态耦合的制导控制一体化模型,基于动态面控制器原理,采用4级滑模面设计,构建了能够满足落角与舵面饱和约束的控制器,并给出了控制系统闭环稳定性证明。通过仿真实验有效验证了所提方法的正确性、有效性及鲁棒性。
针对卫星大角速率阻尼问题,研究使用姿控推力器的速率阻尼策略,兼顾姿控推力器开机次数少且开机时长短的设计原则。提出了综合三轴同时阻尼方法和单轴依次阻尼方法的协同阻尼策略,当卫星任意两轴角速率大于设定角速率阈值时,采用施密特触发器进行三轴同时阻尼以实现卫星大角速率有效阻尼;反之,采用按照角速率大小的顺序进行单轴依次阻尼以减少推力器开关机次数。数值仿真结果表明,协同阻尼策略能够有效实现卫星大角速率阻尼,并且有效降低推力器的开机次数和开机时长。
针对空间飞行器和具有潜在威胁运动体碰撞交会的场景,提出了一种基于遗传算法优化,并结合BP神经网络预测的空间飞行器机动规避策略。该算法区别于传统碰撞交会末段的机动策略,在完成预警探测之后即进行机动策略选择,扩大了时间和空间范围。其以双方位置和速度为输入参数,机动时刻、机动方向和机动时长为输出参数,脱靶量和燃料消耗为性能指标。数值仿真结果表明,相比于瞬时机动策略,该策略有效地降低了燃料消耗,增大了脱靶量,提高了机动规避成功的可能性,为空间飞行器遭受威胁时的安全防护技术提供了新思路。
针对内编队卫星由于内外卫星受摄差异产生的相对轨道运动,需要进行编队构型维持以避免内外卫星碰撞,提出一种脉冲阈值相对轨道维持方法。该方法设计了一种周期启动式脉冲阈值控制器,根据内外卫星质心的相对位置与距离阈值以及线性化相对轨道运动动力学模型计算施加的脉冲冲量,采用蒙特卡洛方法模拟内外卫星存在状态估计偏差,并在相同条件下对比两种连续控制方法。结果表明该方法在控制精度、燃料消耗和受测量误差影响程度上能取得良好的平衡,能够有效降低状态偏差对燃料消耗带来的不确定性,可应用于内编队卫星长期在轨低燃料消耗的编队构型维持,也可应用于一般编队卫星构型维持与行星伴飞。
研究了以电推小推力作为主要的轨控推力来源的高轨卫星在轨控期间的自主导航算法。针对GNSS接收机在高轨的测速精度相对较差,以及轨控期间电推产生的推力较小,常规加速度计无法准确测量,从而导致在轨控期间自主导航精度下降的问题,提出了基于EKF+PI滤波的一体化自主导航算法。通过结合EKF滤波和PI滤波算法,经EKF滤波抑制GNSS接收机定位数据的测量白噪声,然后通过PI滤波估计电推加速度并反馈给EKF滤波算法,提高电推工作期间EKF算法的导航精度。仿真结果表明,基于EKF+PI滤波的一体化自主导航算法可以准确估计出电推加速度大小,同时可有效提高连续小推力轨控期间的自主导航精度。
为解决飞行器方向舵在复杂多变的工况条件下的故障诊断准确性问题,提出了一种结合卷积神经网络(CNN)和基于网络的深度迁移学习(NDTL)的NDTL-CNN故障诊断方法。首先,搭建了飞行器方向舵的故障仿真模型,采集不同工况条件、健康状态下的多维传感器数据;然后,设计了CNN,其自适应地从定工况数据中深度提取特征,能够有效捕获方向舵的故障特征信号;最后,对定工况下的预训练CNN进行模型微调,将其迁移到变工况数据中进行故障诊断。实验结果表明:所提方法在短时间内将变工况下CNN的诊断精度提高了15%,最终NDTL-CNN的诊断精度为97.7%,达到了在复杂多变的工况条件下精确辨识方向舵的健康状态。
