弹载消旋平台双模控制与仿真研究

为了消除弹体转动对惯性平台及天线运动耦合的影响,设计了旋转导弹消旋平台,并将模糊控制器与常规PID相结合,建立消旋平台Fuzzy-PID双模控制仿真模型。采用MATlAB和MATlAB/ADAMS联合仿真方法对消旋平台双模控制系统进行仿真分析。结果表明,Fuzzy-PID双模控制使惯性平台及天线的稳态性能得到明显改善。

基于地磁测量的消旋平台控制算法研究

为GPS在旋转火箭弹上的使用提供一种新的方案.建立了消旋平台的动力学方程,采用四阶Runge-Kutta法对控制算法进行计算机仿真.通过计算机仿真,得到了消旋平台绕纵向对称轴旋转角位移和角速度的时间响应规律.从响应曲线可以看出,只要合理地调整PD控制参数,消旋平台就可以在规定的时间内达到稳态,验证了该控制算法的正确性.

NVST终端仪器消旋平台载荷形变研究

研究了1 m新真空太阳望远镜(New Vacuum Solar Telescope,NVST)终端仪器消旋平台上平台的载荷形变情况。利用检测激光光斑在CCD探测器上的位移探测微小的形变。实验时,激光光源固定在稳定区域指向被测区域CCD探测器。通过质心算法计算CCD探测器靶面光斑质心数据,质心的变化量反映测量被测区域的形变量,仅研究重力方向的形变。通过多组实验及ANSYS仿真发现:上平台的3个悬臂边缘位置在旋转至80°~200°区域出现的正、反转重力方向形变的明显不一致问题很大程度由驱动平面和轴承定位平面不一致及正、反转滚轮组不严格指向转台中心两个因素共同作用引起;3个悬臂中,一个悬臂在多个转动区域形变明显且对载荷敏感,一个悬臂部分区域对载荷敏感,均主要由于其与转台中心连接刚度较差引起。

消旋平台热控方案的初步探讨

在广泛调研和分析比较的基础上,提出了静止卫星消旋平台的热控方案设想。建议消旋平台蜂窝结构内部预埋热管;辐射器为碳纤维缠绕薄壁件,位于卫星的园柱段;太阳屏按绝热面要求。热管网络试件的真空热试验表明,采用热管的消旋平台热控方案技术上是可行的。

双旋卫星消旋动力学的几个问题——“双自旋卫星消旋过程动力学研究”课题调研报告

双旋卫星的消旋过程是一个非定常非线性的动力学过程,动力学现象十分丰富;通过非稳定区及非线性共振是其中两个重要问题。本文评述了国内外的研究成果。在通过不稳定区问题中使用“当量惯量轴”的概念,物理意义清晰,能很好地解释并确定稳定与不稳定区域。在非线性共振问题中,分析了三种章动频率的实质,使各种观点能有统一的解释。最后,对消旋动力学的进一步研究提出了一些看法。

基于红外光轴信息的旋转弹位置姿态解算研究

基于旋转导弹的原设计,在旋转弹消旋平台上安装两轴框架,将红外探测光轴固定于框架上,采用微型惯组固连于红外探测光轴的底端以简化旋转弹导引头结构与多模复合设计,对基于红外光轴信息的旋转弹位置姿态解算方法进行了研究,以实现导引头搜索至截获目标期间的姿态和位置的解算。给出了消旋平台和惯组的总体设计,采用引入框架码盘和消旋平台数据的方法,正确解算出此阶段导航信息,确保弹体的平稳准确飞行。建立了引入框架码盘误差后的位置姿态解算模型及流程。理论推导了框架转换定位与姿态及其相应误差。在两轴转台上用实物导引头验证了算法的正确性。对误差补偿设计和惯组精度需求进行了量化分析与验证。结果表明:陀螺漂移量控制在0.1(°)/s以内,初始姿态角误差控制在0.2°以内,探测器指向误差可达到半视场优于0.2°;加速度计误差控制在0.1m/s^2以内,码盘误差控制在0.04°以内,惯导定位误差在10s内可保证小于10m。该结论对此类旋转弹的后续发展有重要的参考意义。