谷神星一号运载火箭的时变模态参数辨识

针对运载火箭这一大型复杂系统,单纯依靠机理分析难以建立能够精确描述其时变特征的动力学模型,借助模态辨识技术获取其在飞行状态下的时变动力学特性尤为必要。面向运载火箭的飞行模态辨识需求,发展基于时变自回归滑动平均模型的仅输出递推辨识方法,引入指数加权遗忘机制进行时变特性跟踪,能够在激励未知的情况下仅基于响应数据准确快速辨识运载火箭的时变模态。以谷神星一号运载火箭为例,开展飞行遥测数据的快速处理,准确辨识发射准备阶段和飞行阶段的关键低阶时变模态,辨识结果与有限元分析结果的变化规律相互吻合,验证了所提时变模态仅输出递推辨识方法是有效可行的,服务了运载火箭有限元模型修正和姿控系统设计的实际工程需求。

运载火箭的飞行模态辨识技术研究

模态参数是表征运载火箭动态特性的重要指标,对姿控系统设计、动载荷设计、天地差异研究和系统优化设计等具有重要意义。燃料快速消耗和结构分离导致飞行状态下的运载火箭表现出显著时变特征,通过有限元分析或地面振动试验难以获得真实飞行状态下运载火箭的时变参数,开展飞行模态辨识前沿理论研究和关键技术攻关尤为重要。面向工程实际需求,分别发展了基于时间序列分析和动态模式分解的两类时变模态输出递推辨识方法,应用于液体火箭的遥测数据快速处理,准确辨识得到模态参数随时间的变化规律,并展望了运载火箭飞行模态辨识技术的未来应用前景。

运载火箭遥测参数实时自动判读研究

通过对运载火箭现行遥测参数判读方法的分析，指出了现行判读方法存在数据处理判读时间长和人为影响判读结果的不足，提出了一种遥测参数实时自动判读方法。该方法可取代人工判读过程，提高遥测参数判读的速度和准确性，缩短运载火箭发射场测试周期，提高运载火箭综合发射能力。

火箭时序参数判读方法分析与改进

为了减少火箭时序参数判读过程中的误判和漏判,通过分析比较现有的火箭时序参数判读方法的优缺点,提出了结合判读的新方法。该方法以分段判读和累积判读为基础,先采用相关判定的方法判断火箭飞行中实时获取的时间基准参数的可靠性,再根据可靠性的不同选取不同的判读方法,从而有效地减少误判和漏判现象的发生。为改进火箭时序参数判读方法探索了新的途径,为分析火箭飞行状态提供了更可靠的支持。

基于数据库和三维哈希表的运载火箭飞行时序自动判读技术

运载火箭每一次模拟飞行试验会产生大量的飞行时序,为了验证飞行过程的正确性,系统人员要花费大量的时间和精力进行判读,且由于受主观影响,判读的可靠性较低。本文以应用在某新型运载火箭控制系统中的飞行时序自动判读技术为背景,介绍了一种新颖的时序自动判读技术,该技术利用数据库和三维哈希表实现了时序的实时定位和全自动判读,不仅满足了时序在飞行过程中的实时自动判读需要,也为飞行结束后的分析提供了可靠的判读结论,减轻了时序判读人员的工作量,提高了箭上软件的可靠性。

一种基于多模型的航天试验效果实时评估方法

依据遥测参数表征的航天器飞行状态物理含义及航天器工作部件技术状态,建立了多种分析评估模型,将航天试验效果的综合评估转换为多个关键动作、系统主要部件及具体测量参数正常与否的判断,实现了航天试验效果快速、准确、全面的评估。经仿真验证,评估方法准确可行,可在5 min内完成航天试验效果评估。

一种运载火箭时变结构模态参数辨识的确定性演化方法

针对运载火箭的时变结构模态参数辨识问题进行研究,基于时变自回归滑动平均(TARMA)模型,提出一种时变结构模态参数辨识的确定性演化方法。该方法利用小波基函数的良好局部函数拟合能力,将墨西哥帽小波函数作为TARMA模型时变系数的空间基底,构建了基于小波函数的泛函序列时变自回归滑动平均(FS-TARMA)模型,并发展了两步最小二乘估计方法,实现了时变系数的解耦估计。通过有限单元法,建立了阿里安V号芯级运载火箭时变有限元模型,对所提辨识方法进行了验证,结果表明:墨西哥帽小波基FS-TARMA方法能够有效地辨识系统的时变模态参数;与传统傅里叶基FS-TARMA方法相比,具有更好的辨识精度,并且能够准确地反映出模态局部细节特征。

某型导弹发射车综合维护测试设备设计

针对某型导弹发射车在战前或部队定期维护测试时仪表分离、操作繁琐且容易引起人为操作失误等问题,设计了一套高集成度的自动化综合维护测试设备。采用多路数据采集与电子信号调理等方法,实现对发射车的导弹供电和点火参数自动检测以及发射车电缆的自动导通和绝缘测试,利用DSP采样和CAN总线技术实现对导弹发射时序的自动检测。应用结果表明,综合维护测试设备能实现模拟导弹加电、发射等作战流程所需的全部测试任务的智能自动化测试,提高部队对导弹发射车的综合保障能力。

火箭飞行时串测试误差分析研究

火箭飞行时串是按照时间序列输出的一系列指令参数,对其输出精度的测量是判断火箭正常飞行的重要依据;针对运载火箭飞行时串输出链路复杂,测试判读途径多的特点,首先分析了火箭飞行时串输出的原理,然后针对地测时串和遥测时串两种测试判读方法分析了时串测试误差的来源,地测时串误差主要来源于控制系统软件周期和时序线路延时;遥测时串误差主要来源于遥测采样编码误差和起飞信号接收误差;最后通过运载火箭某次任务出厂测试和飞行数据验证了对测试误差分析的正确性,并给出提高火箭飞行时串输出精度,减少测试误差的几种途径。