小卫星的推进系统

小卫星推进系统可以完成多种功能：变轨，轨道保持，姿态控制，重新定位以及离轨等，先进化学推进系统和低功耗电推进系统是现代小卫星的理想选择，近期可供小卫星应用的推进系统包括高压Ｉｒ／Ｒｅ双元推力器，电弧推力器，霍尔推力器，脉冲等离子体推力器，业已证明，这些推进系统可以在目前计划中的许多小卫星上发挥其用武之地，本文综述了这一技术领域的最新进展。     

卫星推进系统的历史、现状和未来

本文概括性地论述了我国已发射和即将发射的卫星推进系统主要技术状态和性能指标，描述了卫星用冷气推进系统、单组元推进系统和双组元推进系统的主要特点。对我国今后卫星推进系统所要重点解决和突破的关键技术提出了建议。     

卫星推进系统静态特性仿真

本文研究了卫星推进系统的静态特性。以不同方程建立发动机各部件及系统模型。考虑由贮箱增压压强变化引起卫星推进系统各参数的变化。数值计算采用拟牛顿算法。仿真结果表明。当贮箱增压压强增减变化不大时，贮箱出口压强、喷注器前的压强、燃烧室压强和流量相应作小幅度增减。计算结果与试验数据基本一致，较好地反映了系统的静态特性，为卫星推进系统的设计与试验提供了指导。     

卫星推进系统液体管路真空充填动态过程分析

本文简要介绍了星上推进系统液体管路流体动态过程仿真的基本原理，根据此原理对星上推进系统液体管路的真空充填过程作了分析，并以图形方式表示结果。分析表明，星上液体推进系统的设计应考虑液体管路充填过程中的水击现象。     

小卫星用低成本电推进系统的研究成果

文章总结了正在进行的小卫星轨迹位置保持而确定的低成本电推进系统，给出了系统成本的来源。电推进系统的比较和早期的水电阻加热推力器的试验结果，描述了正在研制的ＵｏＳＡＴ－１２小卫星系统的推进系统，总结了未来水电阻加热推力器的研究工作。     

航天器主动热控制系统辐射散热的半物理仿真

该文提出在主动式热控制系统的地面动态实验中用半物理仿真的方法模拟在轨热辐射环境和辐射散热器。文中给出了半物理仿真系统的设计方案,用伪组件代替辐射散热器连接在真实回路中,用虚拟组件在计算机中模拟真实的在轨热辐射环境和辐射散热器的运行,并通过测控系统控制伪组件的运行状态。文中给出了虚拟组件和伪组件的设计与实现。实验结果表明这种方案能够准确地模拟出热辐射环境对热控制系统运行的影响。     

分布式航天器真空热试验测控系统设计

针对航天器真空热试验对数据采集、温度控制及系统功能的要求,设计开发了一套基于LXI总线的分布式测控系统。针对目前控制系统对于温度控制系统大滞后、非线性的控制性能不佳的缺点,采用模糊自整定PID算法提升了当前控制系统的控制品质,实现了对航天器的外热流模拟与温度控制。实际运行结果表明,该系统具有可靠性高、扩展性强、控制精度高等优点,并且试验准备时间比原有系统减少一半以上,提高了试验人员的工作效率。     

重版ROV推进器控制系统设计

针对海洋资源的开发与勘探难度的日益加大,对开发与勘探设备的要求逐渐提高,设计了一种重版型的基于水面无人艇(USV,Unmanned Surface Vessel)辅助型的缆式水下机器人(ROV,Remotely Operated Vehicle),搭载10台无刷直流电机(BLDCM,Brushless Direct Current Motor)用来加大ROV工作效率,为了稳定精确的控制ROV运行,首先对水下机器人的系统进行了总体设计,其次对ROV的推进器与推进器分布进行了设计,最后对ROV的电机控制系统进行设计并从仿真和实验两方面验证可靠性。     

航天器瞬变热流全系数自适应控制

航天器地面试验瞬变热流控制具有耦合变量多、参数不确定、控制要求复杂、复分效应大等特点，本文采用控制矩阵非对角元强迫滞后一步的多变量的系数自适应控制方法，结合采用广义对象技术，充分利用成熟的二阶单变量全系数自适应控制方法在性能鲁棒性设计上的经验，通过数学仿真、原理性实验，模型星实验等技术途径确定了控制系统的参数，圆满地解决了航天器地面试验瞬变热流控制，已成功地应用在某卫星地面试验瞬变的热流控制中。     

基于网络控制的航空器动力系统的容错控制

研究了基于网络控制的航空器时变时滞横向动力学系统的容错控制问题.利用Lyapunov稳定性方法和LMI技术,综合网络的特点采用鲁棒完整性方法设计了针时执行器失效的容错控制器.首先给出了航空器横向动力学系统的时滞线性化一般模型,考虑到网络控制系统的运行特点以及网络中的诱导时延和数据包丢失现象,采用一种分段常值的控制器,设...     

海运船舶电力推进系统的鲁棒控制

针对海运船舶电力推进系统的数学模型,采用鲁棒控制方法设计状态反馈控制器。主要是基于李雅普诺夫稳定性理论,推导使系统稳定且满足 H￥性能的控制器存在的条件,利用 MATLAB软件进行仿真求解扰动抑制度γ,并获得相应的单位阶跃响应曲线,表明用鲁棒控制方法对海运船舶电力系统进行控制是可行的。     

航天器姿态跟踪系统的自适应滑模控制

针对存在不确定惯量矩阵和外干扰的刚体航天器姿态跟踪系统,提出了一种自适应滑模控制方法。首先建立了姿态跟踪误差动力学方程,并对刚体航天器跟踪误差动力学定义了滑模,设计了自适应滑模控制律,该控制律的优点在于可以估计系统不确定块,消除了传统滑模控制中对不确定界的要求。Lyapunov分析表明了提出的自适应滑模控制器确保闭环系统取得渐近稳定性。仿真结果验证了提出的控制策略的有效性。     

多旋翼飞控推进子系统的Coq形式化验证

飞行器需要高可靠的飞行控制系统软件(飞控)来控制其运行.在传统开发模式下,先由人工将领域知识描述为自然语言形式的模型,再根据模型手动编写代码,然后使用软件测试技术来排除软件错误,这种模式由于人工易出错、自然语言存在二义性、测试技术的不完备性,导致难以构建出高可靠的飞控软件.基于形式验证技术的新型软件开发方法可从多方面提高飞控系统的可靠性.使用Coq定理证明器对全权提出的多旋翼飞控推进子系统进行了完整的形式验证,生成了一个可用的高可靠函数式软件库.主要工作有:首先将领域知识整理为具有层次结构以适合进行形式验证的文档,分离了基本函数和复合函数,并提出最简形式函数概念;再根据该文档进行形式化描述,定义常量、变量、基本函数、复合函数、最简形式函数和公理等;其次对各类导出函数的推导正确性建立为引理并予以证明;再次对多旋翼最长悬停时间等实际问题给出了求解算法;最后利用Coq程序抽取功能生成了OCaml语言的函数式软件库.后续将对飞控更多子系统进行基于形式验证的开发,并最终建立完整的经形式化验证的高可靠飞控系统.     

水下涡轮发动机推进系统闭环控制设计

水下航行器涡轮发动力推进系统在偏离设计工况时敏感性大,因而对涡轮机动力系统实施转速闭环控制具有重要意义;从系统物理特性、可实现性出发,通过分析涡轮机动力系统工作机理,建立了适用于系统特性和控制律综合的系统数学模型,利用燃料泵排量闭环控制的控制方法,获得了针对工质秒耗量的控制律,完成了涡轮机推进系统闭环控制设计;仿真计算结果表明,控制方法能够较好地兼顾系统的运行效率和平稳性,且在整个工况变动范围内控制律满足设计指标要求。     

基于LMI的综合飞行/推进控制系统设计

飞机在飞行时,外界气流总存在不确定的扰动,对飞机的性能甚至稳定性会产生消极的影响。以某型飞机作为研究对象,在建立了综合飞行/推进系统（纵向）小偏离线性化数学模型后,根据H∞鲁棒控制理论所推导出的线性矩阵不等式,设计出干扰情况下的状态反馈控制器。仿真结果表明,所设计出的鲁棒控制器能够到达控制要求,在存在较大干扰时有一定的抑制作用。对于（LMI）线性矩阵不等式的H∞鲁棒控制方法在设计综合飞行/推进鲁棒控制系统时,是可行的,且能较好的解决飞行时存在的扰动问题。