大型观测有效载荷对空间站平衡姿态影响研究

空间站通常运行在力矩平衡姿态下。空间站上搭载大型天文观测有效载荷时,载荷运动会产生干扰力矩,对空间站平衡姿态会产生影响。针对搭载在空间站平台上的大型观测类有效载荷工作特点,建立了其运动补偿规律和扰动模型,将扰动引入空间站的平衡姿态动力学过程中,并进行了计算机仿真和分析。仿真结果表明,在设计的二次调节器和前馈控制器的作用下,转动有效载荷运动引起的姿态角、姿态角速率变化等控制在一定的范围内,且有效载荷的跟踪观测效果较稳定。     

大型观测有效载荷对空间站平衡姿态影响研究

空间站通常运行在力矩平衡姿态下。空间站上搭载大型天文观测有效载荷时,载荷运动会产生干扰力矩,对空间站平衡姿态会产生影响。针对搭载在空间站平台上的大型观测类有效载荷工作特点,建立了其运动补偿规律和扰动模型,将扰动引入空间站的平衡姿态动力学过程中,并进行了计算机仿真和分析。仿真结果表明,在设计的二次调节器和前馈控制器的作用下,转动有效载荷运动引起的姿态角、姿态角速率变化等控制在一定的范围内,且有效载荷的跟踪观测效果较稳定。     

基于虚拟现实的航天员舱内导航训练方法

为了帮助航天员掌握在失重环境下依赖视觉信息进行舱内导航的技能,提出2种训练方法并探讨其优劣.首先利用虚拟现实技术建立了空间站模型,模拟航天员以不同身体姿态漫游时获取的视觉反馈,设计了强调舱段视觉正向的局部正向法和注重空间站视觉正向的整体正向法,并开展实验探究;然后通过数据分析得出文中方法对导航任务绩效存在显著影响,其中局部正向法能够强化地标和路线知识;而整体正向法有利于建立完整的空间认知地图,并且适合于低能见度条件下的应急撤离训练.     

基于deep Q-network双足机器人非平整地面行走稳定性控制方法

针对双足机器人在非平整地面行走时容易失去运动稳定性的问题,提出一种基于一种基于价值的深度强化学习算法DQN（Deep Q-Network）的步态控制方法。首先通过机器人步态规划得到针对平整地面环境的离线步态,然后将双足机器人视为一个智能体,建立机器人环境空间、状态空间、动作空间及奖惩机制,该过程与传统控制方法相比无需复杂的动力学建模过程,最后经过多回合训练使双足机器人学会在不平整地面进行姿态调整,保证行走稳定性。在V-Rep仿真环境中进行了算法验证,双足机器人在非平整地面行走过程中,通过DQN步态调整学习算法,姿态角度波动范围在3°以内,结果表明双足机器人行走稳定性得到明显改善,实现了机器人的姿态调整行为学习,证明了该方法的有效性。     

空间对接仿真试验台对接机构测控系统设计

为实现空间两飞行器的交会对接,需要对空间交会对接过程进行仿真调试。为此,构建空间对接半实物仿真试验台,克服无实物仿真环境的局限性,再现2个空间飞行器的交会对接过程。提出对接机构测控系统设计方案,描述其软件结构和控制流程,建立对接机构测控模型,通过RT-LAB实时仿真平台将模型下载到测控计算机上运行,实现对接机构传感器信号的采集和运动控制。试验结果表明,该系统模型能够模拟飞行器的交会对接过程,具有较好的实时性,系统运行稳定、可靠。     

卫星空间分离动力学研究

随着卫星技术的发展,分离技术的研究日益重要.运用动力学知识和虚拟样机技术,实现了对卫星分离的动力学分析及姿态预测,对比理论计算与ADAMS仿真分析结果,验证了模型的正确性.同时也分析了各种因素对母子星运动状态的影响.对单弹簧和四弹簧分离机构的防故障能力进行仿真分析,比较两个方案的利弊.运用ADAMS对空间飞行器进行地面仿真,避免了复杂的动力学计算,具有广泛的应用前景.     

基于马尔可夫链的情感计算建模方法

定义了情感的两种状态及其两个基本的变化转移过程,并应用马尔可夫链构造了一个情感概率空间,建立模拟情感变化的情感模型,给出了情感能量、情感强度和情感熵等概念,用以描述情感特征与情感状态。通过Matlab的仿真计算,验证此模型可较好地模拟情感状态自发转移的动态过程,可用于情感机器人的情感模拟计算。为情感计算和情感自动生成理论研究提供了一种新途径。     

航天器平移及姿态机动自适应终端滑模控制

研究了用于航天器平移及姿态机动的自适应终端滑模控制方法.通过在广义准坐标下建立拉格朗日方程得到了刚体航天器平移及姿态耦合运动的动力学方程.能对存在模型不确定性和环境扰动下的航天器实现平移和姿态机动.该自适应过程包括对不确定性和干扰的估计、有效抑制传统滑模控制的抖振现象.利用李雅普诺夫稳定性理论证明了控制器的可达性和稳定性.通过航天器的位置以及姿态跟踪的数值仿真,验证了所设计控制器的有效性和准确性.     

允许存储的变周期随机动态车队调度双层模型交替求解策略

针对一类允许存储的变周期随机动态车队调度问题进行研究.难点在于运输任务数量不确定、运输任务可存储、计划周期内各时段长度不同、车辆荷载不同.根据问题表述建立数学模型,进而设定新的决策向量和状态向量,对问题模型进行可分离形式改造.引入排队原理设计运输任务产生机制和模型分离参数拟合过程,在此基础上,建立由内层模型与外层模型共同构成的双层模型体系,并给出双层模型的交替求解算法. 通过仿真实验和数值分析验证了所提出算法的可行性和有效性.     

具有悬挂系统的轮腿式机器人设计与分析

设计了一种具有独立悬挂系统和足端缓冲机构的六足轮腿式机器人.该机器人结合了轮式机器人和腿式机器人的优点,同时将汽车的独立悬挂系统的设计思想应用在机器人上,降低了不平整地面对机器人的冲击,并减轻了由此引起的振动,保证了机器人在不同的复杂环境下机身内部环境的稳定.本文对该机器人的机构与结构进行阐述,建立了其运动学模型以及其悬挂系统机构和足端缓冲机构的单自由度振动模型,并对其缓冲机理进行分析对比.通过ADAMS仿真软件在不同地形环境下对其进行动力学仿真分析,验证了在机器人的运动过程中,与足端缓冲机构相比,悬挂系统的缓冲减震效果受地形影响较小,且悬挂系统和足端缓冲机构相结合会比单一缓冲机构具有更好的缓冲减震作用.     

高速飞行器低空级间分离时统方案研究

飞行器与助推火箭在低空、高速环境下同时执行整流罩抛罩与级间分离时,高动压造成干扰流场建立时间短、气动干扰力大、飞行器姿态角变化迅速,导致飞行器与火箭分离后维持姿态稳定可控的时间窗口仅有数十毫秒,火箭在级间分离时刻需要向飞行器发送高精度时统指令,以保证飞行器在可控的时间窗口内起控;基于异步RS-422通信时统指令与分离连接器短路环时统指令,设计了冗余的高精度级间分离时统方案,并在422时统指令中加入纠错标志以解决通信误码或丢帧引起的时统误差问题,相较常规的行程开关或短路环时统装置具有更高的时统精度、更强的容错能力与可测试性;通过地面试验与飞行试验,验证了时统方案满足时统精度要求。     

结冰风洞试验段转盘控制系统设计与应用

结冰是飞机的重大安全隐患,结冰风洞是研究飞机结冰与防除冰的地面试验设备,飞机模型安装在试验段转盘上,通过精确控制转盘带动模型旋转模拟姿态变化;研制了适用于低温、低气压、高湿度环境的转盘机械机构;设计了以317T-CPU、IM174模块和交流伺服的转盘控制系统总体方案,开发了功能完善的转盘监控软件;通过参数优化、主从偏差控制和全闭环位置控制,实现了3个试验段5套转盘机构单转盘、上/下或左/右转盘高精度同步控制;解决了特殊环境下转盘控制系统运行维护问题.转盘控制系统运行超过8年,转盘角度范围±180°,转盘角度和同步控制精度不低于0.02°,各项技术指标达到设计要求,保证了结冰风洞各项试验任务顺利完成.     

水陆两栖飞机的无线电高度数据处理方法研究

分析了水陆两栖飞机因水上起降和机腹船体构型导致的对无线电高度表数据进行零位基准修正、天线位置修正、负高度显示等特殊的处理要求.提出了零位基准设置的判据,建立了基于坐标变换矩阵,利用姿态角数据对零位基准设置、天线布置偏离零位基准等因素产生的测高误差进行修正的无线电高度数据处理方法,将姿态角的修正从俯仰角扩展到横滚角.应用...     

多气参测量的压力型基准大气数据系统研制

针对某飞行器嵌入式大气数据传感（FADS）系统的飞行试验校准问题,研制了一套压力型姿态角测量的多气参基准大气数据系统。设计了可实现高线性度、解耦的压力型姿态角测量空速管,并配套研制了大气数据计算机。解决了有限空间内多气路之间密封、同时精确取气和压力测量、飞行器机体干扰下的风洞试验标定、多参数拟合修正的气参解算等难题,获得了机体干扰下的空速管测量修正解算公式,实现了基准气参的高精度测量。在完成基准空速管的风洞试验标定和联调试验后,实现了对全系统正常工况下的飞行参数测量精度及系统稳定性考核,最终成功应用于飞行试验中。     

基于工程约束与权重优化的民机部段柔性调姿算法实现

民用飞机具有产品复杂、气动外形要求严格、产品构型众多、零部件数量巨大等特点,飞机制造过程中装配技术要求和工作量占比远高于其他一般的机械产品加工行业.调姿对接装配是装配工作的重要内容,高精度、低应力的对接装配是飞机成功制造和安全飞行的保证.基于奇异值解算与优化算法,根据民机装配工艺要求,在Python环境下开发并实现无权...     

一种多旋翼飞行器的设计及实验验证

传统多旋翼机具有欠驱动特性,且平移、旋转运动均存在强耦合,极大地限制了飞行器的机动性能．为此本文设计了一种具备全向运动、推力矢量控制飞行、倾转悬停功能的多旋翼飞行器．该飞行器结构为正四面体,4个倾转旋翼模组分别固定于该四面体的4个顶点．每个倾转旋翼模组能够提供矢量推力,从结构上实现了飞行器姿态控制和位置控制的解耦,使得飞行器能够实现3维空间中全姿态的轨迹跟踪．为避免欧拉角控制产生的奇异性,设计了基于四元数的姿态控制器．利用可控性原理分析了旋翼发生故障时飞行器的可控性,证明了相比传统飞行器它具有更高的容错性．样机实验测试了该飞行器的大角度复杂机动动作以及推力矢量控制飞行能力,可实现最大70°的倾转悬停．实验结果表明,该飞行器相比于传统的四旋翼飞行器具备更高的机动性．     

空间交会对接过程的动力学模型与仿真

在空间交会对接过程中．从首次接触碰撞到完成捕获与捕获后的缓冲校正这两个阶段是对接动力学研究的重点。建立动力学模型进行仿真是研究的一个有效途径．以有内导向办异体同构周边式对接机构为研究对象．从机构的物理模型出发建立了对接捕获阶段与缓冲校正阶段的动力学模型。在动力学仿真软件DADS的接口上开发相应的用户模块．完成交会对接过程的动力学仿真．     

互补滤波算法在四旋翼飞行器姿态解算中的应用

针对四旋翼飞行器飞行过程中的姿态最优估计问题,本着准确、快速的原则,选择了基于陀螺仪、加速度计和电子罗盘的捷联式惯性测量系统.由于这些传感器存在温度漂移和噪声干扰等问题,采用互补滤波算法,通过融合IMU多传感器的数据信号,对测得的姿态数据进行补偿修正,解算出高精度的姿态角.为了验证互补滤波算法的有效性和实用性,通过实际的四旋翼飞行器角度测量系统对互补滤波算法展开研究.结果表明姿态角解算中采用互补滤波算法能够快速、稳定的输出高精度姿态数据,姿态角最大跟踪误差控制在±2°以内,满足四旋翼飞行器飞行控制的要求,成功完成了姿态的最优估计.     

基于视频图像的飞行姿态检测方法研究

利用流场实验平台对仿生实验的风洞环境进行模拟,以航模飞机为检测对象,给出了一种基于双摄像机的视频图像飞行姿态检测方法。利用颜色特征分别提取两路视频图像中的飞行航模目标,采用提取直线的方法获得航模目标中的直线参数,通过直线参数的变化分别解算飞行的横滚角和俯仰角姿态。与AHRS航姿参考系统MIN—IVA900的数据进行对比表明：该方法检测结果的最大偏差小于1°,取得了飞行姿态检测结果的一致性。