一类挠性航天器的模糊控制

现代航天器的控制面临着挠性附件对本体姿态的耦合作用,本文将帆板挠性结构对本体姿态的影响增广进系统方程.将挠性航天器非线性状态方程表示为T-S模型.运用PDC(并行分配补偿)控制方法设计控制器,其思路是:首先采用极点配置设计局部反馈控制器,然后选用具有最大隶属度函数的局部控制器作为全局控制器,通过设计补偿控制器保证了闭环系统的稳定性.数值仿真结果表明该模糊控制器是行之有效的.     

航天器降维姿态-轨道一体化控制算法

针对航天器控制系统在本体坐标系下出现单轴姿态控制失效的问题,提出一种降维姿态-轨道一体化控制算法。该首先设计降维姿态稳定控制器,通过对其他两轴的姿态控制实现对航天器全姿态的渐近稳定控制;然后设计耦合轨道控制器,引入自适应滑模控制器,在单轴失效情况下确保轨道控制的渐近稳定,最后给出降维姿态稳定控制器和耦合轨道控制器渐近稳定控制的证明过程。仿真结果表明,提出的降维姿态-轨道一体化控制算法可将单轴控制失效的航天器调整到渐近稳定控制状态,计算结果满足工程精度要求。     

挠性航天器姿态机动和主动振动抑制控制

针对挠性航天器姿态机动控制和主动振动抑制问题,提出一种具有干扰抑制的自适应输出反馈机动主动振动抑制控制器设计方法。首先,利用挠性附件固有物理特性构造了一种结构简单的开环模态观测器,然后以此获得的模态估计信息及可测量的姿态四元数和角速度信息,基于自适应反步设计方法进行反馈控制器设计。设计中无需忽略挠性附件和中心刚体的耦合,且挠性模态振动抑制效果明显,保证了闭环系统在参数不确定存在和外部干扰作用下的姿态稳定鲁棒性,对外部干扰力矩具有L2增益抑制性能。通过理论证明和仿真研究证明了所设计控制器的有效性和可行性。     

基于虚拟滑模控制方法的非合作航天器姿态估计

针对非合作航天器的非线性姿态估计问题,提出一种利用虚拟滑模控制思想实现对目标航天器姿态参数估计的方法。将立体视觉系统输出的实时观测数据作为虚拟控制系统的输入,将航天器的姿态动力学数学模型作为虚拟的控制对象,采用滑模变结构控制器计算出虚拟力矩控制量,从而使虚拟航天器的姿态与观测姿态同步,虚拟航天器姿态即为非合作航天器姿态参数的估计值。仿真实验验证表明,在存在系统误差及状态量初始误差较大的情况下,所提出的基于虚拟滑模控制的估计算法估计效果优于扩展卡尔曼滤波算法,并较好地协调了变结构控制鲁棒性与平滑控制抖振之间的矛盾。     

带滑块的太阳帆航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制

为了对滑块控制的太阳帆航天器的姿态控制进行研究，利用动量矩定理建立了太阳帆的刚柔耦合动力学方程，并利用非约束模态方法，求得了可解的控制学方程，在此基础上提出了90°定向任务这一新的姿态控制任务情景。以90°定向任务为切入点，对带滑块的太阳帆航天器姿态-控制非线性耦合的特点进行了讨论，并针对其给出了一种能够适应这种非线性耦合特征的变增益PD控制器。对90°定向任务进行了仿真，结果表明，当姿态角接近90°时，姿态-控制器非线性耦合程度较强，定增益PD控制器控制效果差。此时，变增益PD控制能够对非线性特性凸显，对定增益PD控制难以实现的90°定向任务进行精确控制，在可接受的控制时间内将姿态角定向为90°。     

基于四元数的大角度姿态机动反馈线化控制

采用一套基于旋转群代数的表示姿态误差的新方法，并采用非线性系统的反馈精确线化理论，用基于旋转群代数缩减四元数表征的姿态误差，以缩减四元数描述所得的系统姿态动力学方程为基础，将挠性振动部分做为零动态子系统处理，构造了能够实现精确的线性姿态误差动态特性的挠性飞行器大角度三维姿态机动非线性解耦控制律，并得到了仿真验证。     

基于视线制导的共面航天器自主交会控制研究

研究了基于视线制导的共面航天器自主交会控制.为便于设计适用于自主交会的控制方法,首先建立了视线坐标系相对运动方程,然后基于相对测量信息分别设计了纵向和法向控制器.纵向控制器是基于零控脱靶量算法所设计的一种新的自适应控制方法,完成交会速度和位置控制;法向控制器是一种姿态约束PI型比例导引,实现交会视线角的控制.所设计的控制器对不同初始交会条件具有良好的适应性.对圆和椭圆轨道交会仿真结果证明了该控制方法是有效可行的.     

微型无人直升机自适应路径跟踪控制

针对微型无人直升机惯性参数不确定并受外部扰动的情况,提出了一种新的自适应路径跟踪控制方法。该控制方法采用了双回路结构,外回路结合无人直升机的特点,设计了基于制导律的路径跟踪控制器,通过控制无人直升机升力和姿态完成对期望路径和期望速度的跟踪;内回路设计了基于L₁自适应算法的姿态控制器,经自适应律对惯性参数以及外部扰动进行实施估计和补偿,通过控制无人直升机的力矩达到跟踪期望姿态的目的。双回路控制器能够避免设计欠驱动系统带来的问题和困难,并由时标分离原理,能够证明有惯性参数不确定性和扰动情况下的系统跟踪误差一致有界。最后,对所设计的控制方法进行了数值仿真与飞行实验,验证了控制算法的可行性和性能。     

某自旋导弹姿态控制系统的设计与仿真

在运用逆奈奎斯特阵列法对某自旋导弹的姿态控制系统进行设计时,针对某自旋导弹姿态控制系统中各通道之间存在着强耦合的特点,采用了串联补偿和局部反馈相结合的方法对其实现了解耦,从而设计出了能满足动、静态性能要求的姿态控制器,并给出了仿真结果.     

基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器

为提高四旋翼无人机的路径跟随精度和飞行鲁棒性,提出一种基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器。该控制器能够自适应估计无人机模型中的陀螺效应因子和风阻系数,利用估计值补偿系统的控制输入,设计抗干扰项抵消外界环境的负面影响,提高了四旋翼无人机的路径跟随性能和抗干扰能力。建立四旋翼无人机的非线性力学模型,将无人机的路径跟随目标划分为姿态角目标和运动位置目标。利用反步滑模方法和自适应控制方法设计无人机的控制输入方程和估计值更新律。根据Lyapunov方法验证无人机姿态系统和运动位置系统的渐进稳定性。仿真实验和样机实验结果验证了所提控制器的有效性与优越性。     

模糊控制在飞航导弹自动控制系统中的应用

研究模糊控制在飞航导弹自动控制系统中的应用，首先对自动控制系统的整体结构进行分析，然后在导弹姿态控制回路中应用模糊控制理论设计模糊控制器，用于对导弹姿态运动实施控制，进而设计仿真模型，通过仿真实验展示该控制器良好的品质，验证设计的正确性及将模糊控制理论应用于飞航导弹自动控制中的可行性和有效性，为模糊控制与导弹传统控制及其它非线性控制理论相结合，以进一步提高导弹控制系统性能奠定基础。     

弹道导弹姿态稳定系统的内模控制研究

为弥补传统PID控制器的不足,研究了内模控制理论在弹道导弹姿态稳定系统中的应用。在小干扰的假设下,设计了基于理想内模的IMC-PID姿态稳定系统,内环PID控制实现导弹系统姿态稳定,外环增加内模控制器,改善PID控制的性能,实现导弹姿态的高精度控制。     

多位置对准技术在挠性陀螺捷联系统初始对准中的应用研究

在挠性陀螺捷联系统中，初始对准是影响系统输出精度的重要环节。本文针对挠性陀螺捷联系统的特点，将多位置对准技术应用于挠性陀螺捷联系统，利用分段定常系统可观测性分析理论对系统多位置对准的可观测性进行了全面研究，并采用卡尔曼滤波方法，对姿态误差角和惯性测量元件误差进行了估计，给出了两位置及三位置的方差仿真曲线。仿真结果表明，最优两位置对准不但可以使系统成为完全可观测，而且可以减小对准误差。最优三位置对准可以加速垂直陀螺漂移估计误差的收敛速度，将多位置技术应用于挠性陀螺捷联系统可以提高系统的对准、标定精度。     

滑模变结构控制在航天器姿态控制系统中的应用

根据滑动模态变结构控制原理,导出了航天器三轴动力学和四元数姿态运动学方程.通过二次型最优法解出航天器姿态角速度与姿态角间的函数关系,得到滑动平面,据此设计了该滑模变结构控制系统.理论分析和仿真结果表明,系统动态品质和稳态性能良好,对外加干扰和系统摄动具有极强的鲁棒性和自适应性.     

基于T-S模型的无人机模糊控制器

针对无人机飞行姿态控制系统的传感器信息时延问题，设计了基于模糊控制理论的解决方案。首先将系统离散化，使时延问题得到简化。然后基于T-S模型，分析得到各时延变量的局部模型隶属度，从而建立T-S全局模糊模型。采用李亚普诺夫方法给出了稳定控制器存在的条件，并采用LMI方法进行求解。最后对控制器的效果进行了仿真验证。     

小卫星动平衡研究--质心偏差对姿态控制精度的影响

从4个角度考虑质心偏差对姿态控制精度的影响：姿态控制动力学核心方程、控制器设计、姿态确定，以及推力器控制。提出质心偏移降低星体姿态精度，增加姿控能源和工质消耗，江导致姿态确定和控制器设计参数产生偏差，从而导致卫星姿态产生系统误差。因而动平衡是提高卫星服役质量和服役寿命的必要步骤。     

基于Fuzzy-PID的导弹控制系统设计研究

研究并提出了一种Fuzzy—PID控制器的设计。该控制器把Fuzzy控制和传统的PID控制有机地结合起来，实现了对控制系统的参数自整定。给出了导弹纵向姿态运动数学模型和仿真试验设计。仿真结果表明，这种Fuzzy—PID控制效果明显优于单纯的PID控制方式，特别对变参数系统具有较强的鲁棒性。     

基于区间系统的鲁棒H∞飞行控制系统设计

针对可化为区间系统模型的一类参数不确定系统,研究了以二次稳定性和二次性能指标为条件的鲁棒控制器设计方法,将区间模型的鲁棒控制问题转化为标准H∞控制问题求解,简化了控制器设计。利用这种方法研究了俯仰飞行控制系统镇定问题和俯仰姿态PID/H∞混合控制问题,仿真结果证明该方法是有效可行的。     

某全闭环操瞄系统的火炮身管指向控制研究

某履带式自行火炮的操瞄系统采用捷联惯导系统（SINS）测量火炮身管指向进行瞄准,使得高低伺服和方向伺服存在控制耦合,瞄准性能易受车体姿态影响。根据车体坐标系下的全闭环操瞄系统控制模型,对被控模型进行等效变换,得到平动坐标系下含非匹配不确定干扰的伺服被控模型,将原有的耦合干扰、建模误差等转换为各伺服分系统的外扰,分别对伺服分系统设计自抗扰控制器。自抗扰控制器可对外扰进行观测,并在非线性状态误差反馈控制器中进行补偿,克服外扰造成的伺服系统超调。在车体初始姿态分别为水平和倾斜6°条件下进行仿真,结果表明：与采用自适应滑模变结构控制相比,采用自抗扰控制策略的伺服瞄准系统实现了平稳、精确瞄准,超调小,有效地抑制了非匹配不确定干扰,且控制器输出平滑。     

飞行器倾斜转弯的非线性鲁棒控制

利用自适应控制中回代设计的思想，结合基于微分几何的非线性化反馈线性化方法，研究了一类非线性不确定性系统的鲁棒控制器设计方法，得到了带系统不确定性补偿项的控制规律，并证明了闭环系统的一致肋介稳定性不对一类飞行器的非线性运动模型进行了适当的处理，设计了倾斜转弯运动的非线性鲁棒控制器，并进行了闭环仿真计算，结果表明，控制器对系统不确定性的抑制效果良好。