检索结果-南通市图书馆

作者：袁容昊哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

航天器相对导航技术在航天器编队飞行和空间交会对接等重要空间任务中发挥基础性作用,实现状态估计的滤波器是其中核心部分。本文以椭圆参考轨道下航天器相对导航为背景,针对量测模型非线性、量测噪声非高斯等问题,研究非线性迭代鲁棒... 详细信息

航天器相对导航技术在航天器编队飞行和空间交会对接等重要空间任务中发挥基础性作用,实现状态估计的滤波器是其中核心部分。本文以椭圆参考轨道下航天器相对导航为背景,针对量测模型非线性、量测噪声非高斯等问题,研究非线性迭代鲁棒滤波方法,增强对闪烁噪声及量测野值的适应能力,减小估计误差,提高相对导航方法精度和鲁棒性,为航天器相对导航工程设计提供理论参考。针对椭圆轨道相对导航建模问题,根据二体问题推导椭圆参考轨道下相对轨道动力学模型,研究环绕轨道和跟踪轨道两种典型相对轨道形态对应的位速初始条件确定方法,并通过数学仿真验证合理性;建立关于姿态四元数的相对姿态运动学模型;建立激光雷达和光学相机以及陀螺仪的量测模型。根据航天器相对距离进行划分,研究基于CKF的椭圆轨道相对导航方法。设计远距离基于激光雷达的相对位置估计方法,借助TH方程构建状态方程,结合激光雷达量测模型估计相对位置及速度;设计近距离基于光学相机的相对位姿联合估计方法,将TH方程与相对姿态运动学相结合,并通过广义罗德里格斯参数与四元数相互转换完成时间更新,结合光学相机量测信息估计相对姿态、陀螺漂移、相对位置及速度;通过仿真验证两种相对导航方法的可行性。针对激光雷达噪声为厚尾分布、光学相机量测出现野值导致破坏高斯噪声假设的问题,研究椭圆轨道相对导航中鲁棒滤波方法。在容积卡尔曼滤波基础上,引入基于广义极大似然估计的鲁棒量测更新过程,形成基于Huber的鲁棒容积滤波方法;为进一步提高抑制闪烁噪声及量测野值的能力,更换鲁棒核函数并结合信息滤波框架,提出基于最大相关熵的鲁棒容积信息滤波方法。通过多工况下相对导航仿真验证鲁棒量测更新策略对非高斯噪声的抑制作用,以及最大相关熵核函数在抑制闪烁噪声方面相比Huber核函数的优越性。针对固定点迭代仅更新权重矩阵而不调整线性回归模型的不足,研究椭圆轨道相对导航中迭代鲁棒滤波方法。基于高斯-牛顿法从非线性优化角度推导迭代Sigma点卡尔曼滤波及迭代无迹卡尔曼滤波两种迭代鲁棒策略,应用更新后的后验估计值迭代更新系数矩阵。在基于最大相关熵的鲁棒容积信息滤波基础上,结合以上两种典型的迭代策略,分别形成基于ISPKF的迭代鲁棒容积信息滤波方法和基于IUKF的迭代鲁棒容积信息滤波方法。通过数学仿真验证迭代鲁棒策略能够在不引起过高计算负担的前提下提高参数估计精度,并且IUKF迭代鲁棒策略效果优于ISPKF策略。

关键词：航天器相对导航椭圆轨道非线性滤波鲁棒滤波迭代策略

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激光捷联惯性测量组合故障诊断技术研究

激光捷联惯性测量组合故障诊断技术研究

作者：于恩宁哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

激光陀螺捷联惯性测量组合(简称激光惯组),相较于传统的机电式惯组而言,具有启动迅速、性能稳定、精度高、寿命长、标定参数稳定期长且成本低等优点,已经在航空、航天等相关领域被越来越广泛地应用。但它也有自身的局限性,激光惯组在研... 详细信息

激光陀螺捷联惯性测量组合(简称激光惯组),相较于传统的机电式惯组而言,具有启动迅速、性能稳定、精度高、寿命长、标定参数稳定期长且成本低等优点,已经在航空、航天等相关领域被越来越广泛地应用。但它也有自身的局限性,激光惯组在研制、使用、测试、维护过程中也易出现陀螺参数、加速度计参数、机抖装置、稳频电压异常等问题。作为运载火箭与导弹等飞行器控制系统核心部件,其正常与否将直接影响飞行器的正常测试和发射,因此针对其故障的诊断也变得越来越重要。针对上述问题,以激光惯组测试工作流程为分析对象,研究了可能出现的多种典型故障模式,建立了激光惯组典型故障的故障树模型、激光惯组温度时序自回归模型(AR,Autoregressive Model)、基于支持向量机(SVM,Support Vector Machine)算法的激光陀螺脉冲故障诊断模型等,并基于LabVIEW开发了离线式激光惯组故障诊断专家系统,具体研究工作如下:1、在分析研究激光惯组的工作原理、组成结构、误差模型方程、典型测试流程等基础上,总结出了激光惯组在测试以及使用过程中出现的和可能出现的多种典型故障模式。2、综合故障树分析法(FTA,Fault Tree Analysis)、AR模型、SVM算法等多种方法,完成了激光惯组故障建模,确定了参数异常评价标准,形成了43条故障诊断规则,这些故障诊断规则构成了专家系统知识库。3、设计了离线辅助式激光惯组的总体故障诊断方案,基于LabVIEW软件平台,实现了温度监测时序模型故障诊断、位置和速率标定参数超差故障诊断等5个专家系统模块。经试验的检测、验证,专家系统工作正常,具备将激光惯组故障源定位到(惯性)器件级/(电路)板卡级范围的能力,并可根据故障模型提供适当的处理意见。

关键词：激光捷联惯测组合故障诊断专家系统 SVM算法

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月面起飞初始对准及惯性器件标定技术研究

月面起飞初始对准及惯性器件标定技术研究

作者：孔翔哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

月球登陆器是月球探测最直接有效的工具,登陆器在抵达月球后,落点位置难免会有偏差,姿态也需要及时测定,而且由于长时间的月面作业,其携带的惯导系统累计误差较大。当登陆器从月面起飞时,需利用外部提供的导航信息对登陆器进行初始位姿... 详细信息

月球登陆器是月球探测最直接有效的工具,登陆器在抵达月球后,落点位置难免会有偏差,姿态也需要及时测定,而且由于长时间的月面作业,其携带的惯导系统累计误差较大。当登陆器从月面起飞时,需利用外部提供的导航信息对登陆器进行初始位姿确定,并进一步对惯导进行初始对准,为登陆器的成功返航提供准确的导航基础。同时,需要估计出月面环境下惯性器件（陀螺和加速度计）的误差,实现对惯性器件的误差标定。考虑登陆器月面起飞时的特殊环境,论文提出利用VLBI（Very Long Baseline Interferometry甚长基线干涉测量）地面测控+自主天文观测的方法进行登陆器起飞初始定位,这样能兼顾地面测控定位精度好、可靠性高和天文观测定位自主性强的特点,很好地满足月面登陆器精确定位的要求。通过差分VLBI定位方法减小或消除了地面测控的系统误差,实现登陆器的高精度定位;基于我国目前的VLBI测控网,提出了一个实现月球登陆器准确定位的地面测控方案,并通过数学仿真,验证了方案和算法的可行性和合理性。提出利用星敏感器测姿、加速度计结合太阳敏感器测姿两种方法给月球登陆器进行起飞初始定姿。星敏感器测量精度高,但视场范围小,若星敏感器因为无法获得导航星的原因而得不到有效的姿态数据时,则考虑使用太阳敏感器获得太阳矢量信息,再结合加速度计获得的月球重力方向进行定姿,这种方案保证了精度和可靠性两大最重要的定姿指标,具有较好的工程参考价值。选用月球当地水平坐标系为导航坐标系,结合月球的环境特性,对月面静基座条件下的惯导工作特性进行详细分析,并对惯性器件误差、惯导系统误差进行精确建模。先通过月面静基座初始自对准方法,粗略估计得到登陆器小量姿态失准角,在此基础上,以惯导一阶误差传播模型为状态方程,同时为了实现标定,根据惯性器件误差传播模型,将惯性器件的随机常值误差项扩展为状态量,利用静基座下惯导的速度输出、地面测控定位信息和星光定姿信息建立量测方程,设计滤波器,通过卡尔曼滤波算法估计出登陆器在导航坐标系下的姿态失准角误差和惯性器件的随机常值误差,从而实现月面起飞初始对准和惯性器件标定。仿真结果表明,通过该方案能够达到较高的初始对准精度,并对惯性器件误差有较好的估计效果,能满足标定要求。

关键词：月球登陆器 VLBI 星敏感器初始对准标定

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重复使用运载器先进导航技术研究

重复使用运载器先进导航技术研究

作者：刘斌哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle，RLV）是降低航天发射成本的有效手段，先进的制导、导航与控制技术（Guidance Navigation and Control,GNC）将是未来进一步提高重复使用运载器安全性和降低发射成本的关键之一。作为先进GNC... 详细信息

重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle，RLV）是降低航天发射成本的有效手段，先进的制导、导航与控制技术（Guidance Navigation and Control,GNC）将是未来进一步提高重复使用运载器安全性和降低发射成本的关键之一。作为先进GNC技术的一部分，高精度导航技术是确保RLV顺利完成飞行任务和安全着陆的数据保障。本文以火箭动力返回工作模式的重复使用运载器为应用背景，对再入返回过程中的导航系统方案和相关关键技术开展深入的方案论证和理论研究，主要研究内容包括：对重复使用运载器的国内外研究现状进行了调研与分析，重点调研分析了重复使用运载器的导航系统方案和导航滤波方法。在发射坐标系下，建立了重复使用运载器的运动学和动力学模型;利用规划的攻角-时间剖面，设计了RLV标准轨迹，生成了标准飞行轨迹数据。对重复使用运载器不同飞行阶段的飞行特性和环境特性进行了分析，结合调研的相关资料，确定了重复使用运载器的导航系统方案;基于给定的导航系统方案，分别建立了发射坐标系下的捷联式惯性导航系统、卫星导航系统、多普勒测速雷达和雷达高度计的数学模型，综合考虑系统可靠性和经济性，给出了惯性导航系统冗余方案优化设计方法;在此基础上，开展仿真分析，分别验证了各导航设备数学模型的正确性，给出了惯性器件最优冗余配置数量，为高可靠和低成本的导航系统设计提供了参考;重点分析了不同伪距测量精度、伪距率测量精度和几何精度衰减因子对卫星导航定位和测速误差的影响，为INS/GPS紧耦合组合导航系统的精度预先分析提供了依据。深化开展了动态自适应卡尔曼滤波算法研究，以动态模型划分和可观测度分析为基础，在传统卡尔曼滤波算法的基础上，通过动态模型划分和切换，利用可观测度分析对滤波增益进行自适应调节，提高了滤波算法的估计精度和稳定性。为提高再入过程的导航精度，建立了INS/GPS紧耦合组合导航系统模型;根据给定的自主着陆飞行段的组合导航系统方案，建立了INS/GPS/无线电组合导航系统的数学模型;利用动态自适应卡尔曼滤波算法构建RLV组合导航滤波器，通过数值仿真，对动态自适应滤波算法的失调量和收敛性进行了分析，论证了动态自适应滤波算法的性能。运用Matlab仿真软件，搭建了重复使用运载器的导航系统一体化仿真平台，分别开展了常规卡尔曼滤波仿真、动态自适应卡尔曼滤波仿真和再入返回段导航系统综合仿真等工作，对比分析了常规卡尔曼滤波算法和动态自适应滤波算法的性能。仿真结果表明：动态自适应卡尔曼滤波算法具有较强的稳定性和收敛性，能够应用于高精度的组合导航系统设计中。综合仿真分析验证了再入返回段导航系统的精度，证明了导航系统方案的合理性和动态自适应滤波算法的有效性和正确性。为后续RLV导航系统的设计提供了方案和方法指导，具有较强的工程实用价值。

关键词：重复使用运载器动态自适应卡尔曼滤波组合导航先进导航技术可观测度分析

基于多源信息融合的高精度弹道构建方法研究与应用

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基于多源信息融合的高精度弹道构建方法研究与应用

作者：姜同春哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

测量数据处理是保证飞行器试验顺利进行的核心内容。数据处理承担着飞行器发射后光学图像、遥测、外测、目标特性等数据的综合处理，数据处理结果直接影响着飞行试验的结果和结论;是飞行试验达到预期目的的重要保障和改进飞行器设计必... 详细信息

测量数据处理是保证飞行器试验顺利进行的核心内容。数据处理承担着飞行器发射后光学图像、遥测、外测、目标特性等数据的综合处理，数据处理结果直接影响着飞行试验的结果和结论;是飞行试验达到预期目的的重要保障和改进飞行器设计必不可少的重要手段;是飞行器在飞行试验中发生故障后进行故障分析的重要依据;还为各类飞行试验的实时监测、落点预报以及为地面安全控制系统提供实时测量信息。如何充分利用光学、雷达、遥测、GPS等多种不同类型测控设备的跟踪测量数据，针对高动态目标研究实时、准实时和事后数据融合处理方法，将不同类型的测量数据进行综合分析处理，获得准确、可靠的试验信息，提高弹道参数的估计精度，对飞行器设计、改进具有重要的意义。本文的主要研究工作有：一、介绍了多源信息融合的相关理论，包括数据处理模式、数据预处理流程和方法、外弹道数据的融合、多测元分类和权值估计，以及布站几何对融合精度的影响等;二、研究了非线性滤波方法，包括机动目标运动模型，扩展卡尔曼滤波方法，基于无迹变换的卡尔曼滤波方法，混合卡尔曼滤波方法等;三、综合各类多源信息融合方法，总结出一种适合工程应用的高精度弹道构建方法，并将研究成果进行了实际应用。本文重点研究了不等精度设备的跟踪数据和不完全测量数据的融合处理问题，研究了从测量数据的预处理到多源数据融合模型建立，以及求解高精度弹道的工程化解算方法，并将研究成果进行了实际应用，取得了预期的效果。

关键词：数据融合非线性滤波高精弹道构建

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车载子母弹动基座传递对准技术研究

车载子母弹动基座传递对准技术研究

作者：李德伟哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

弹道导弹运载子母弹头能够有效的进行远距离、大面积的打击。子弹头由于承载能力限制,通常携带体积较小、精度较低的惯性器件;而母弹头有较强的承载能力,可以携带更大、更精确的惯性器件,因而母弹头的惯性导航精度比子弹头的惯性导航精... 详细信息

弹道导弹运载子母弹头能够有效的进行远距离、大面积的打击。子弹头由于承载能力限制,通常携带体积较小、精度较低的惯性器件;而母弹头有较强的承载能力,可以携带更大、更精确的惯性器件,因而母弹头的惯性导航精度比子弹头的惯性导航精度高。由母弹头与子弹头解算的惯性导航信息差值来估计母弹与子弹的安装误差角,用此角对子弹头的捷联惯导姿态矩阵进行修正,将子弹头的低精度惯导的导航信息向母弹头高精度惯导的导航信息靠拢,这一过程称之为传递对准。车辆运载子母弹行驶至发射点过程中会由于刹车、路面坡度等原因产生各种随机激励,本文通过对这些随机激励进行双矢量动态特性检测,然后由检测结果建立不同车载惯导对母弹惯导的传递对准模型,进行车载惯导对母弹惯导的传递对准;然后分别在子母弹起竖和导弹主动段飞行过程中进行母弹惯导对子弹惯导的传递对准。利用多方案传递对准过程充分减少导弹射前准备时间,精确估计母弹与子弹之间的安装误差角,从而保证在子母弹分离瞬间子弹惯导拥有较精确的初始导航信息。由于惯导的信息不同步等原因,主子惯导数据之间存在时间延迟,本文认为延迟的时间内载体的加速度和角速度近似不变,建立基于时间延迟补偿的传递对准模型,降低时间延迟对传递对准的影响,提高传递对准的精度。母弹与子弹之间存在一定距离,且并不是严格的刚性安装,导致母弹与子弹之间存在杆臂效应和弹性形变,这些因素互相耦合降低传递对准的精度;本文利用二阶马尔科夫模型对弹性变形进行建模,对弹性变形和杆臂效应分别进行补偿,然后建立耦合的动态杆臂补偿模型,以提高最终传递对准精度。实际的惯性导航误差模型是复杂的非线性模型,需要使用如EKF、UKF等非线性的滤波进行对准,而这些滤波一般计算时间较长;而对模型进行线性化会造成截断误差,使模型偏离实际,降低对准精度。本文提出基于坐标轴虚拟旋转的二次对准方法,即首先进行第一次传递对准,然后依据第一次传递对准的估计结果对子弹惯导的坐标轴进行虚拟旋转,重新进行第二次传递对准,同时将二次对准与非线性的UKF、CKF滤波算法进行比较。结果表明,二次对准可以有效提高传递对准精度,降低对准计算时间。

关键词：惯性导航动基座传递对准子母弹卡尔曼滤波二次对准

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无人机长航时组合导航方法研究

无人机长航时组合导航方法研究

作者：郑吉哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

本文以国内某型无人机为背景,主要针对无人机特殊的任务使命和运行环境,在惯性导航、卫星导航、蜂窝无线定位技术、视觉导航研究的基础上,提出基于自适应联邦滤波的SINS/GPS/视觉导航/蜂窝无线定位组合导航系统方案,使导航系统具备长航... 详细信息

本文以国内某型无人机为背景,主要针对无人机特殊的任务使命和运行环境,在惯性导航、卫星导航、蜂窝无线定位技术、视觉导航研究的基础上,提出基于自适应联邦滤波的SINS/GPS/视觉导航/蜂窝无线定位组合导航系统方案,使导航系统具备长航时自主导航能力。本文首先就无人机的飞行运动状态进行分析。以无人机的实际飞行环境分析为基础,选取地理坐标系和无人机本体系作为基准坐标系,定义无人机的姿态角:包括俯仰角、偏航角和滚转角,并推导了各参考坐标系间的相互转换关系。其次对组合导航系统中所需采用的各导航子系统(SINS、GPS、视觉导航系统、蜂窝无线定位)的位、姿、速解算原理进行必要的推证和分析。对捷联惯性导航系统进行了力学编排,得到捷联解算的位置、速度、四元数姿态更新算法;通过对蜂窝无线定位、视觉导航系统原理的研究和分析,给出辅助系统位姿解算算法。为修正INS的长时误差,本文利用自适应联邦滤波算法设计导航系统的滤波器。根据惯导模型及其误差传播模型,建立Kalman滤波器状态方程,再根据辅助信息源的量测模型,建立各个子系统的观测方程。采用滤波误差方差阵实时求取信息分配因子,提出自适应联邦滤波器,融合各子系统导航信息。最后根据惯性导航系统、卫星导航系统、视觉导航系统和蜂窝无线定位的性能指标,和各子系统导航精度特点,以高空长航时无人机的全飞行段轨迹数据为基础,分别对不同工况下的组合导航系统进行仿真分析,给出精度指标和验证分析结论,为无人机的总体设计提出参考。

关键词：无人机自适应联邦滤波组合导航视觉导航蜂窝无线定位

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空间飞行器多源动态天文导航方法研究

空间飞行器多源动态天文导航方法研究

作者：刘浪蜚哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

我国正处于“航天大国”向“航天强国”的转型时期,随着航天技术的不断丰富与发展,我国进行了越发密集的航天发射任务。随着深空探测的不断深入,航天器导航正从基于地球测控的导航方案向自主化方向发展,以便在没有人机交互或人类协助的... 详细信息

我国正处于“航天大国”向“航天强国”的转型时期,随着航天技术的不断丰富与发展,我国进行了越发密集的航天发射任务。随着深空探测的不断深入,航天器导航正从基于地球测控的导航方案向自主化方向发展,以便在没有人机交互或人类协助的条件下引导航天器。为实现空间飞行器在地球轨道乃至深空探测领域的自主导航,需对由多种天文导航方式组合而成的导航技术进行研究。本文以拓宽导航系统应用范围、提高动态适应能力为研究目的,开展多源动态天文导航方法研究,力求形成一种高精度、强自主、抗干扰的航天器自主导航方案。X射线脉冲星导航是天文导航研究的新方向,为太阳系甚至银河系中任何地方进行自主导航提供可能性。脉冲星导航方案一旦建立,可成为近地乃至深空领域的通用方案。针对动态环境下难以保持长时间脉冲星“可见”的问题,本文对脉冲星可见条件进行分析,建立脉冲星选星方案,保证脉冲信号的连续性和有效性。对脉冲信号在宇宙空间中传播产生的时间延迟进行分析与建模,构建脉冲光子到达时间转换模型,利用脉冲星观测数据实现脉冲辐射轮廓的生成。在上述工作基础上,完成脉冲星导航理论体系的构建与仿真验证。为解决脉冲星导航观测周期长,难以提供连续、实时导航信息等问题,引入星光导航方法,提升导航系统的实时性与抗扰能力。为满足天文导航实验的需求,建立星光导航仿真系统,模拟星敏感器数据处理过程。为解决动态环境下星图成像模糊问题,开展星图预处理技术研究,提升模糊星图的星点提取、姿态估计精度。利用非线性滤波方法将脉冲星导航和星光导航结合起来,利用基于系统误差协方差范数的动态分配信息因子算法进一步提高组合导航系统的自适应能力。构建惯性/天文导航系统,抑制惯导系统误差积累,有效提高导航信息更新频率。与单一导航系统相比,组合导航系统在导航精度上明显提高,对于系统故障、量测缺失等突发情况,具有更好的鲁棒性与动态适应能力。本文研究的空间飞行器多源动态天文导航方法,充分利用脉冲星、星光、惯性导航信息,保证在动态环境下,导航系统仍能保持高度的自主性,能够提供稳定、高效的导航服务,极大提高空间机动飞行器响应和生存能力,满足地球轨道乃至深空探测任务的导航需求。

关键词： X射线脉冲星导航星光导航组合导航动态环境非线性滤波算法

基于鲁棒增益调度的可重复使用助推器控制系统研究

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基于鲁棒增益调度的可重复使用助推器控制系统研究

作者：黄佳哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

航天运载器实现可重复使用是降低航天运输成本,提高运载能力和发射频度的必由之路。可重复使用助推器(RBV, Reusable Boosted Vehicle)是一种可以动力返回、滑行着陆的可重复使用飞行器。由于存在非线性、时变、动力学耦合、气动耦合、... 详细信息

航天运载器实现可重复使用是降低航天运输成本,提高运载能力和发射频度的必由之路。可重复使用助推器(RBV, Reusable Boosted Vehicle)是一种可以动力返回、滑行着陆的可重复使用飞行器。由于存在非线性、时变、动力学耦合、气动耦合、惯性耦合以及大攻角机动等特征,其控制系统的设计显得尤为困难。本文对RBV再入段姿态控制系统的设计理论和方法进行研究,采用鲁棒控制中的μ综合理论与增益调度控制结合的方式设计控制器。一方面,运用鲁棒控制保证系统在存在不确定性时的稳定性;另一方面,运用增益调度控制减小鲁棒控制带来的保守性。本文的主要研究内容有如下几方面：1、针对RBV的特点,建立RBV再入段非线性运动模型。在此基础上,采用小扰动线性化方法对其运动模型进行线性化。2、鲁棒增益调度控制器的设计。根据传统增益调度设计的四个步骤：第一步,选择适当的调度变量;第二步,选取适当的特征点;第三步,在各特征点处设计鲁棒控制器,控制器采用三通道独立设计,将通道间的气动耦合和惯性耦合视为干扰,列入不确定性的范围。考虑测量噪声和外部干扰,将这些因素统一用不确定性模块来描述。选择适当的权函数将不确定性和外部输入输出信号标准化,进而将RBV的控制系统结构转化成标准μ综合设计结构。以上步骤完成后,采用D-K迭代算法可以设计出特征点的鲁棒控制器,然后将设计出的控制器代入闭环系统,分析其鲁棒稳定性和鲁棒性能。由于D-K迭代算法得到的控制器阶数较高,为了实际工程应用的可行性,本文采用平衡截断法对控制器进行降阶;第四步,通过插值得到特征点之间的特征点对应的控制器,由于鲁棒控制器结构与阶数的不确定性,所以本文采用控制信号插值法,对控制器的输出信号进行插值,得到RBV全局非线性控制器。3、最后,通过六自由度非线性数学仿真,验证了所设计的控制器的有效性和可行性。

关键词： RBV 鲁棒增益调度 μ综合控制信号插值

基于动态故障诊断的SRLV容错控制方法研究

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基于动态故障诊断的SRLV容错控制方法研究

作者：张新哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

鉴于亚轨道可重复使用运载器（Sub-orbital Reusable Launch Vehicle，SRLV）系统模型的高度非线性以及产生故障的不可预测性，传统的线性容错控制方法已无法满足性能指标的要求，因此为提高控制系统运行的可靠性，需要设计一种基于动... 详细信息

鉴于亚轨道可重复使用运载器（Sub-orbital Reusable Launch Vehicle，SRLV）系统模型的高度非线性以及产生故障的不可预测性，传统的线性容错控制方法已无法满足性能指标的要求，因此为提高控制系统运行的可靠性，需要设计一种基于动态故障诊断方法的容错控制系统。本文针对SRLV特殊的飞行任务需求，采用基于未知输入观测器和特征结构配置方法设计故障诊断观测器，建立鲁棒容错控制器，开展SRLV容错控制技术研究，主要内容介绍如下：首先，系统地调研了可重复使用飞行器、容错控制技术和故障诊断技术的国内外研究概况，并在此基础上，提出了适用于SRLV的容错控制系统的研究方案。其次，定义了SRLV常用坐标系及其转换关系，并通过合理定义姿态角，解决了大姿态机动的角度奇异问题;给出了重力模型、大气密度模型、风干扰模型、气动力和气动力矩模型等，建立了亚轨道可重复使用运载器的非线性动力学模型;基于小扰动理论，推导得出SRLV线性化控制模型，为后文容错控制方案的设计和仿真奠定了数学基础。然后，调研飞行器常发生故障的部位及其模式，建立SRLV常见的传感器故障、执行器故障和系统故障的数学模型;基于未知输入观测器（Unknown InputObservers，UIOs）、特征结构配置（Eigenstructure Assignment，EA）算法和对应的故障检测及隔离策略，给出了故障诊断观测器的设计方法和数学模型。最后，在鲁棒容错控制方法的理论基础上，给出了鲁棒容错控制器的设计方法和数学模型;结合前文设计的SRLV动力学模型和故障诊断方案，搭建了SRLV容错控制系统的综合仿真平台，并根据已知的飞行器相关参数，分别在无干扰、风干扰、气动干扰和综合干扰等情况下，在有、无故障的条件下，对SRLV容错控制系统进行仿真，对比分析了UIOs和EA两种故障诊断方法的不同，并验证了设计的SRLV容错控制方案的有效性和合理性。

关键词：亚轨道可重复使用飞行器未知输入观测器特征结构配置鲁棒容错控制