反作用控制系统电磁阀PWM控制技术研究

针对反作用控制系统快速响应电磁阀频繁工作的特性,从节能控制的角度出发,设计了一种基于脉宽调制技术的电磁阀控制驱动方案;建立电磁阀电路模型,通过仿真计算,确定了PWM频率及占空比对电磁阀线圈电流的影响,为电磁阀驱动电路参数的选取提供依据;搭建RCS电磁阀电流测试平台,设定PWM占空比为50%,试验结果表明:流经电磁阀的保持电流仅为开启电流的1/2,既能保证电磁阀正常开启,又避免了电磁阀处于高负载工作状态,有效地验证了该节能控制方案的正确性。

再入飞行器的RCS控制系统设计

针对再入飞行器初始再入段的发动机反作用控制系统(RCS)控制精度问题,提出了一种新型发动机控制方法。首先,将飞行器模型分为慢回路和快回路分别进行控制器设计,采用非线性干扰观测器(DOB)来获取不确定项的估计值,并使用反演法及滑模控制方法设计了飞行器的慢回路和快回路控制律;其次,采用线性规划方法来获取最优RCS指令分配方案;在此基础上,对传统PWPF调制器进行改进,提出了积分补偿型PWPF调制器(IPWPF),采用描述函数法证明了该IPWPF的调制稳定性;最后,通过仿真验证了该方法相比于传统的控制方法具有较高的控制精度。

基于脉宽调制的反作用控制系统技术

反作用控制系统(RCS)技术是高超声速飞行器再入初期主要的姿态控制手段,与常规舵面操纵相比,RCS输出为一离散力矩,这给连续系统控制带来困难。基于RCS的离散工作特性,采用脉宽调制(PWM)技术设计控制器。首先把RCS当作连续力矩输出,在连续系统控制下进行姿态反馈律设计。然后再根据脉宽调制算法把连续的控制量调制成离散控制量,控制RCS开启状态和开启时间。并根据离散控制理论分析了PWM控制器的稳定性。仿真结果表明,PWM控制器能够保证控制的稳定性和±1°姿态控制精确度,并较好地实现RCS对飞行器姿态运动的控制。

稀薄大气层反作用控制系统设计方法

针对高层大气中反作用控制系统和气动舵的面对称飞行器控制问题,提出了反作用控制系统(RCS)的设计方法。为实现姿态的稳定控制,利用舵前馈进行力矩配平,并针对新系统提出了反作用控制系统的构成和功能。分别对关键子系统进行设计。在刚体状态估计器中,分别利用高通滤波器和低通滤波器进行姿态和角速度反馈信号的处理。根据高层大气中姿态控制系统的需求,采用最优控制方法进行相平面逻辑的设计和优化。根据动态处理方法给出了推力器选择逻辑。建立数学模型,通过仿真验证了方法的可行性和有效性。说明控制器满足高层大气中姿态控制系统的性能指标,稳态精度小于0.50。

基于RCS模块的递阶分布控制系统

提出了一种基于实时控制系统 (RealtimeControlSystem ,RCS)模块的递阶分布控制系统(HierarchicalandDistributedControlSystem ,HDCS)的结构 ,描述了RCS模块的特征以及模块间通讯的实现 ,提出了基于任务分解的HDCS的设计与实现方法 ,介绍了HDCS开发工具 。

基于RCS方法的数控系统中I/O控制器结构的研究

I/O控制器是开放式数控系统的一部分,考虑到整个数控系统结构层次化和模块化的特点,构造了基于RCS设计方法的I/O控制器。文章简述了RCS方法的主要思想及数控系统中I/O控制器的主要功能和组成,详细阐述一个基于RCS方法的I/O控制器的设计和实现过程。最后总结了基于RCS设计方法的I/O控制器的优缺点。

反作用控制系统推力器失效的外部检测与诊断

通过推进系统外部可测的姿态信息，利用强跟踪滤波器和多模预报估计器，研究了一类非线性系统常值阶跃型故障和间歇性故障的检测与分离问题。对关机失效，利用强跟踪滤波器获得故障效应的估计，检测逻辑采用改进的贝叶斯分类方法，依据推力器失效效应的方向性进行故障单元的分离；对开机失效，采用多模预报，根据相应残差向量范数的比较进行故障的即时无阈值判别，同时完成了故障后系统状态的重构问题。以一类大型航天器的反作用姿态控制系统为例，对其中出现的推力器失效进行了故障识别仿真研究，表明所提方法是有效的。

一种简易RCS系统姿态控制方法

针对以RCS系统为姿态控制方式的飞行器,给出了一种简易的RCS系统姿控喷管布局方案,降低了系统的姿控喷管数量,通过姿控喷管的不同开关组合能够产生三通道的控制力矩。针对该布局方案存在的三通道耦合影响问题,提出了一种易于工程实现的姿控喷管开关逻辑策略并设计了控制律,实现了三通道姿态的稳定控制。通过仿真验证了布局方案和控制方案的合理性和有效性。

反作用飞轮姿态控制实时仿真系统串行口通信建模

为了测试反作用飞轮控制模式下星载计算机软件和硬件接口实时性能 ,本研究采用dSPACE多处理器实时系统设计了卫星姿态控制实时仿真系统。重点介绍了采用Simulink、State flow和S函数实现星载计算机与反作用飞轮之间串行口通信的建模方法。仿真结果表明设计的串行口通信接口模型是正确有效的。

递阶分布式控制系统中RCS模块间通信的实现

实时控制系统(RCS)设计工具是用来设计和实现递阶分布式控制系统的软件工具,它采用模块化的结构设计,把系统分解成一系列模块,通过各个模块间的相互协调来完成整个任务,模块间的通信是基于消息的传递来实现的。RCS设计工具采用通信管理系统(CMS)和中性消息语言(NML)来实现模块间的通信,其中CMS是递阶分布式控制系统中位于底层的通信系统,NML是与CMS的高层接口,CMS和NML均由一系列C++类来实现。

递阶分布式控制系统中实现RCS模块间的通信

递阶分布式控制系统中各RCS控制模块间通信的实现对整个系统的设计至关重要，Real-Time Control Systems(简称RCS)设计工具用通信管理系统(简称CMS)和中性消息语言(简称NML)来实现不同模块间的通信，其中CMS是递阶分布式控制系统中底层的通信系统，NML是与CMS的高层接口，CMS和NML均由C++程序实现。

高超声速飞行器反作用控制系统喷流干扰综述

反作用控制系统(reaction control system,RCS)在高超声速飞行器上取得了较为广泛的应用,已成为高超声速飞行器重要的控制手段之一.RCS工作过程中喷流与来流形成了复杂的干扰流场,使得对RCS的控制能力预测存在困难.根据RCS在不同高超声速飞行器上的布局位置及飞行器局部外形特点将RCS布局方式归纳为4类,包括小曲率表面喷流、大曲率表面喷流、头部喷流和翼面附近喷流.对用于模拟各布局方式流动特征的4种典型模型进行了概述,并对各典型模型喷流干扰问题的研究进展进行了总结.最后,对今后研究方向提出了一些建议.

一种推力恒定的RCS控制系统指令分配方法

高超声速飞行器再入段初期,所处大气环境空气稀薄,空气舵已无法提供足够力矩来维持姿态稳定,因此就需要反作用控制系统(Reaction Control System,RCS)来提供姿态稳定力矩。针对给定的飞行器RCS八喷管配置方案,基于查表法和脉宽调制,提出了一种能够维持飞行器系统姿态稳定的静态指令分配方法。给出了高超声速飞行器六自由度状态方程,采用一阶滑模控制算法进行姿态稳定控制;基于查表法思想和冲量等效的脉宽调制原理,完成了无故障情况下八喷管指令分配组合表的设计,并根据工程实际对组合表进行容错优化;设计了能够对单推力器发生卡死故障具有容错性的指令分配优化组合表,并采用脉宽调制方法对控制指令进行调制从而获得推力器的开关指令。仿真验证了该指令分配方法能够维持系统姿态稳定,提高控制系统的控制效率,有效解决了八喷管配置以及单喷管卡死故障情况下的指令分配问题。

卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压过程和水击过程

本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。

基于模糊逻辑的再入RCS控制方法

针对RLV(Reusable Launch Vehicle)的再入控制提出了一种基于模糊逻辑的RCS(Reaction Control System).详细分析了RCS控制特性,建立了基于效率系数以及继电特性的RCS模型,提出了一种基于Mamdani模型的模糊逻辑三通道RCS控制器,该控制器利用专家控制经验,根据姿态角及角速率的偏差,产生不同的RCS控制指令输出给三通道对飞行器进行姿态控制.通过六自由度非线性仿真,验证了该控制系统与PID(Proportional-Integral-D ifferential)控制器相比具有更好的跟踪性能,且RCS的控制输出效率也更高.

基于反作用发动机推力的空天飞行器再入姿态飞行控制

研究了空天飞行器(ASV)再入跨大气层飞行时的姿态控制问题。在ASV跨大气层再入飞行时,通过反作用控制系统(RCS)中的反作用发动机推力产生控制力矩来控制ASV的姿态,以补偿气动舵面操纵失效或者部分失效而引起的控制力矩不足;随着空气密度的增加,气动舵面逐步介入控制系统,RCS随之逐步退出.由于快回路控制器产生进行姿态控制所需要的控制力矩,其通过相应的控制分配将控制力矩映射到作动器,为了减轻作动器的抖振,提出了利用基于区域模型的T-S模糊多模型控制方法设计快回路控制器,在跟踪期望角速度的同时,柔化控制信号.最后通过仿真验证了所提方法的有效性.

欧洲OTS卫星的反作用控制系统

文章介绍欧空局地球同步通信卫星,即轨道试验卫星(OTS)的反作用控制系统(RCS)的概貌、性能和出现的异常。RCS已随卫星在轨工作了6年,超过了预定的任务期限,OTS是欧洲实用通信卫星ECS的前身。RCS是一个全冗余系统,使用单组元肼(N_2H_4)作为推进剂。系统由两组推力器构成,每组有10个推力器,推进剂贮存在4个贮箱中。有4个自锁阀可以隔离两对贮箱或一组推力器,从而避免发生单点故障。每个推力器的推进剂输送管路上都装有防推进剂污染用的过滤器(过滤精度10μm)。2个压力传感器拧在系统过滤器上,用以在卫星工作期间监测推进分系统的压力。文章还报导了在执行任务期间所检测到的异常,这些异常有些是由于高温产生的气体引起的,有些是由于压降引起气体饱和度减小所致,有些是由材料相容性问题而引起的,还补充了地面试验结果。

可重复使用运载器的RCS姿态控制技术研究

反作用控制系统作为可重复使用运载器高空的姿态控制手段,其力矩特性不同于常规的气动操纵面,因此设计适合高空姿态控制特点与要求的控制系统是非常必要的。文中采用了一种带死区的乒乓控制方式,设计了俯仰、滚转和偏航的反馈控制律,采用描述函数法在频率上分析了控制系统的稳定性。仿真结果表明,设计的控制系统能较好的满足高空姿态控制要求,最后对姿态控制效果和反作用控制系统喷量之间的关系进行了分析。

高超声速飞行器再入段RCS姿态控制

为满足反作用控制系统(reaction control system,RCS)姿态控制需求,对高超声速飞行器再入段的姿态控制进行研究。以X-34的RCS系统为对象,建立了RCS的数字模型,设计了RCS姿态控制率与PWPE脉冲调制器,利用非线性描述函数法分析姿态控制系统的稳定性,并通过Matlab仿真验证了所设计的RCS姿态控制系统性能。仿真结果表明:该PWPF脉冲调制可以满足RCS姿态控制的需要,同时与传统的PWM脉冲调制相比,可以较大地降低RCS消耗的流量与开启次数,可为高超声速飞行器再入段RCS姿态控制系统设计提供参考。

升力式再入飞行器大动压下横侧向RCS姿态控制方法研究

针对升力式再入飞行器大动压下横侧向快速、高精度RCS姿态控制问题,利用再入飞行器在大攻角状态下横侧向耦合明显,偏航通道对倾侧角的控制更高效、抗干扰能力更强的特点,提出了同时控制滚转和偏航跟踪倾侧角指令的策略,设计了以倾侧角控制为外回路,以滚转和偏航角速率为内回路的双回路动态逆控制器。通过滚转角速率控制器的改进设计保证了侧滑角在不受控状态下的收敛性,并分析了控制参数选择对侧滑角收敛特性的影响。将该控制器与采用常规解耦方式设计的控制器进行了仿真对比,结果表明,该方法有效解决了采用常规RCS控制方法时倾侧角在大动压再入条件下响应慢、抗干扰能力差的问题,提高了RCS在大动压下的控制能力。