检索结果-内蒙古大学图书馆

力学进展 2024年第1期54卷 1-60页

作者：耿琳琳袁锦波程文胡更开周萧明北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室

非厄米理论是研究开放系统动力学行为的一种理论框架,其概念起源于量子力学,借助该理论可以揭示出奇异点、手性模态转换、拓扑趋肤效应等新奇现象,为反常波动与振动调控提供了新思路.本文着重以力学的语言对非厄米系统的基础概念进行介... 详细信息

非厄米理论是研究开放系统动力学行为的一种理论框架,其概念起源于量子力学,借助该理论可以揭示出奇异点、手性模态转换、拓扑趋肤效应等新奇现象,为反常波动与振动调控提供了新思路.本文着重以力学的语言对非厄米系统的基础概念进行介绍,阐明经典系统与非厄米系统的关联和扩展关系,并介绍相关前沿研究进展.首先介绍非厄米力学系统中的奇异点、宇称-时间反演对称性等基本概念,并介绍奇异点微扰理论及其在高灵敏度传感等领域的应用机理,之后介绍奇异点附近特征值曲面的拓扑结构,以及环绕奇异点的模态演化规律,最后介绍非厄米力学系统中的拓扑波动行为.

关键词：非厄米系统非保守系统奇异点宇称-时间反演对称非厄米拓扑

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太阳帆自旋展开动力学地面模拟试验研究

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振动工程学报 2015年第2期28卷 175-182页

作者：周晓俊周春燕张新兴胡海岩北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

太阳帆自旋展开是一项新的空间技术。它利用自旋离心力展开折叠的太阳帆薄膜,并使其保持展开后的位形,从而可省略额外支撑结构,有效减少结构重量,降低展开能耗。在这项技术进行在轨试验和用于航天任务之前,必须对其进行充分的动力学地... 详细信息

太阳帆自旋展开是一项新的空间技术。它利用自旋离心力展开折叠的太阳帆薄膜,并使其保持展开后的位形,从而可省略额外支撑结构,有效减少结构重量,降低展开能耗。在这项技术进行在轨试验和用于航天任务之前,必须对其进行充分的动力学地面模拟试验。介绍了如何设计和研制太阳帆自旋展开与控制系统,制作了不同的太阳帆模型,分别在常规气压下和真空舱中进行太阳帆自旋展开动力学地面模拟试验。通过多组试验,得到了可完整、稳定展开太阳帆模型的方法。试验时在真空舱底部和侧面布置两台高速相机,拍摄各个时段的展开过程。经过图像处理和分析,得到了第一展开阶段帆面展开长度随时间的变化关系和第二展开阶段的帆面动态响应。通过建立简化的动力学模型并进行分析,解释了第二展开阶段帆面产生较大面内外振动的原因。

关键词：航天器地面模拟试验太阳帆展开自旋

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固体火箭主动段终端多约束能量管理制导方法

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系统工程与电子技术 2014年第12期36卷 2484-2489页

作者：陈喆唐胜景郭杰北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对不同高度的单箭多轨道运载任务,提出了一种多级固体火箭上升段分步满足终端多约束的能量管理制导方法。火箭前期飞行通过程序指令控制基准弹道,以满足期望的高度与当地弹道倾角约束为目的将弹道优化转参数优化问题处理,减少了约束条... 详细信息

针对不同高度的单箭多轨道运载任务,提出了一种多级固体火箭上升段分步满足终端多约束的能量管理制导方法。火箭前期飞行通过程序指令控制基准弹道,以满足期望的高度与当地弹道倾角约束为目的将弹道优化转参数优化问题处理,减少了约束条件;后期飞行通过姿态交变机动的闭路能量管理制导方法,耗散多余能量控制飞行速度,达到了满足终端速度、高度、倾角等多约束条件的火箭不同高度入轨。仿真结果表明,该能量管理制导方法有效可行且在不同轨道运载任务中具有较好的适用性。

关键词：能量管理主动段制导终端多约束弹道优化固体火箭

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半捷联寻的导引头寄生回路稳定性分析与制导精度分析

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宇航学报 2014年第5期35卷 554-563页

作者：宋建梅蔡高华北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

对半捷联寻的导引头的寄生回路稳定性进行了分析,研究了半捷联寻的制导系统主要参数变化与各误差源对制导精度的影响。首先进行了半捷联寻的导引头跟踪控制系统设计,建立了半捷联寻的导引头隔离度数学模型及由隔离度函数引起的寄生回路... 详细信息

对半捷联寻的导引头的寄生回路稳定性进行了分析,研究了半捷联寻的制导系统主要参数变化与各误差源对制导精度的影响。首先进行了半捷联寻的导引头跟踪控制系统设计,建立了半捷联寻的导引头隔离度数学模型及由隔离度函数引起的寄生回路数学模型,推导了隔离度函数最大幅值与导引头系统参数之间的解析表达式,给出了寄生回路稳定判据,建立了寄生回路稳定域与导引头控制器参数之间的约束关系。基于伴随技术推导了目标机动及测量元件噪声所引起的脱靶量与弹体过载的显式解析表达式。最后针对实际的半捷联寻的制导系统进行了精度分析,给出了制导系统主要参数变化对制导精度的影响规律,确定了各种误差源信号对制导精度的影响程度,为半捷联寻的制导系统总体设计提供了理论依据和技术支撑。

关键词：半捷联寻的导引头隔离度寄生回路稳定域制导精度分析伴随技术

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基于预测校正的三回路驾驶仪极点配置设计

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系统工程与电子技术 2012年第8期34卷 1668-1674页

作者：刁兆师单家元北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对三回路自动驾驶仪设计中,以开环穿越频率为性能指标的极点配置算法存在的缺陷,提出了预测校正开环穿越频率极点配置设计方法。采用该方法完成了某战术导弹三回路自动驾驶仪设计;验证了该方法设计的控制系统比传统方法性能优异,满足... 详细信息

针对三回路自动驾驶仪设计中,以开环穿越频率为性能指标的极点配置算法存在的缺陷,提出了预测校正开环穿越频率极点配置设计方法。采用该方法完成了某战术导弹三回路自动驾驶仪设计;验证了该方法设计的控制系统比传统方法性能优异,满足期望开环穿越频率性能指标;分析了三回路自动驾驶仪各回路对导弹控制系统发挥的作用。通过实例分析,表明该方法克服了以往极点配置设计方法的缺点,便捷有效,收敛速度快,计算量小,非常适用于三回路自动驾驶仪的设计。

关键词：三回路自动驾驶仪预测校正极点配置开环穿越频率性能指标

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月球探测器加速度响应预测的时域子结构方法

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航空学报 2015年第3期36卷 848-856页

作者：董威利刘莉周思达北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

航天器结构的日益复杂和庞大为全系统级的动力学仿真带来了更大的困难和挑战,目前主要采用动态子结构法来提高分析求解效率,并解决不同设计部门之间的模型共享和技术保护问题。月球探测器软着陆阶段的冲击力学环境一般由加速度冲击响应... 详细信息

航天器结构的日益复杂和庞大为全系统级的动力学仿真带来了更大的困难和挑战,目前主要采用动态子结构法来提高分析求解效率,并解决不同设计部门之间的模型共享和技术保护问题。月球探测器软着陆阶段的冲击力学环境一般由加速度冲击响应谱描述,由于高阶振型对结构加速度响应的影响要比对位移响应的影响大得多,所以在小阻尼情况下,经典的基于模态的子结构方法在相同截断频率下对加速度响应的预测精度远低于位移响应。为解决这一问题,引进基于脉冲响应函数的时域子结构(IBS)方法,提出了一种适用于预测加速度响应的降阶形式的迭代求解格式。利用探测器着陆数值模拟试验中测得的缓冲机构作用力作为激励,分别采用固定界面模态综合(CB)法和IBS方法分析了月球探测器的加速度响应。数值算例表明,后者在计算精度和求解效率方面均高于前者,并说明基于脉冲响应函数的子结构方法适于对月球探测器加速度响应进行高精度快速预测。

关键词：月球探测器模态综合法动态子结构法时域脉冲响应

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论力学系统的自由度

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力学学报 2018年第5期50卷 1135-1144页

作者：胡海岩北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

力学系统的自由度定义源自描述系统位形的独立坐标数.在分析力学发展过程中,人们通过对非完整约束的研究,将其拓展为独立的坐标变分数.本文指出,对于含非完整约束的力学系统,该定义存在不妥之处,给出的自由度会过度限制系统的力学行为.... 详细信息

力学系统的自由度定义源自描述系统位形的独立坐标数.在分析力学发展过程中,人们通过对非完整约束的研究,将其拓展为独立的坐标变分数.本文指出,对于含非完整约束的力学系统,该定义存在不妥之处,给出的自由度会过度限制系统的力学行为.文中研究力学系统在状态空间中的可达流形,指出可达流形维数与描述系统动力学的一阶常微分方程组的最少未知函数个数一致,例如Gibbs-Appell方程与广义速度方程联立的未知函数个数,进而将可达流形维数的一半定义为系统自由度.通过含黏弹性支承的振动系统、在倾斜平面上运动的冰橇等案例,讨论了单个非完整约束导致的半自由度概念,指出其力学意义和与相邻整数自由度的关系.此外,文中还给出两个非完整约束导致系统减少一个自由度的案例,讨论了系统的切丛和余切丛维数.

关键词：自由度半自由度非完整约束可达状态流形切丛 Gibbs-Appell方程黏弹性

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基于改进Terminal滑模的导弹大角度机动控制

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北京航空航天大学学报 2016年第3期42卷 472-480页

作者：马悦悦唐胜景郭杰北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对空空导弹攻击载机尾后目标的大角度机动控制问题,提出一种基于复合滑模面与扰动抑制机制的非奇异Terminal滑模(NTSM)控制器设计方法。首先建立了包含有气动不确定性的直接力控制系统(RCS)空空导弹数学模型,并采用传统NTSM控制方法... 详细信息

针对空空导弹攻击载机尾后目标的大角度机动控制问题,提出一种基于复合滑模面与扰动抑制机制的非奇异Terminal滑模(NTSM)控制器设计方法。首先建立了包含有气动不确定性的直接力控制系统(RCS)空空导弹数学模型,并采用传统NTSM控制方法设计了导弹姿态控制律。然后,在此基础上,针对大角度机动时初始状态远离平衡点的问题,设计了一种复合滑模面以加快系统收敛速度。为解决大攻角下的气动不确定性导致的严重抖振问题,引入了扩张状态观测器(ESO)技术,实现了系统不确定量的在线估计与补偿。对所提方法的稳定性分析证明了系统的有限时间收敛特性。最后,将设计的控制器应用于空空导弹的敏捷转弯大角度机动控制,仿真结果表明新方法可以加快系统收敛速度,并能有效削弱未建模动力学造成的抖振现象。

关键词：空空导弹大角度机动 Terminal滑模控制复合滑模面扩张状态观测器(ESO)

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基于模糊聚类的模态参数全因素自动验证方法

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北京航空航天大学学报 2015年第5期41卷 811-816页

作者：周思达周小陈刘莉杨武北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

为了解决实验模态分析中的模态参数验证问题,利用模糊聚类分析实现了模态参数的自动验证,降低了模态参数验证对使用者主观因素的依赖,并提高了实验模态分析工作中模态参数验证的效率.首先,将模态参数分为标量型和向量型;其次,采用传统... 详细信息

为了解决实验模态分析中的模态参数验证问题,利用模糊聚类分析实现了模态参数的自动验证,降低了模态参数验证对使用者主观因素的依赖,并提高了实验模态分析工作中模态参数验证的效率.首先,将模态参数分为标量型和向量型;其次,采用传统的模糊聚类方法对标量型模态参数进行综合聚类分析;再次,为解决模糊聚类高维困难,提出了一个基于模态置信准则的距离函数,并以此完成模态振型的模糊聚类;然后,综合标量型和向量型模态参数模糊聚类的结果,实现模态参数的全因素自动验证;最后,通过实验结果对所提出的方法进行了验证,结果表明该方法能够自动、准确、高效地完成结构模态参数的验证.

关键词：模态验证模糊聚类全因素振型聚类自动

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基于扩张状态观测器的导弹滑模制导律

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北京航空航天大学学报 2015年第2期41卷 343-350页

作者：张尧郭杰唐胜景马悦悦商巍北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对导弹拦截机动目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO,Extended State Observer)设计了一种全新的导弹滑模制导律.考虑拦截时的弹目相对运动关系,通过ESO对目标加速度进行实时的观测和动态补偿,有效地解决了导弹拦截末端所需过载过大的... 详细信息

针对导弹拦截机动目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO,Extended State Observer)设计了一种全新的导弹滑模制导律.考虑拦截时的弹目相对运动关系,通过ESO对目标加速度进行实时的观测和动态补偿,有效地解决了导弹拦截末端所需过载过大的问题,使导弹能够以更小的脱靶量拦截目标.同时在仿真中考虑自动驾驶仪的二阶动态特性,分别以不同的初始航迹角对周期性机动目标和非周期性机动目标进行拦截打击仿真,并与基于有限时间收敛理论提出的滑模制导律对迎击拦截、追击拦截和前向拦截3种方式进行仿真对比,仿真结果表明了基于ESO的滑模制导律在拦截末制导过程中的鲁棒性和优越性.

关键词：扩张状态观测器滑模控制观测有限时间收敛导弹制导拦截

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