偏置动量轮控卫星姿态控制

研究了轮控的三轴稳定的偏置动量卫星姿态控制问题。卫星的俯仰回路采用偏置动量轮，滚动／偏航轴上各安装一个反作用飞轮来完成姿态控制。小姿态角下俯仰回路可以单独设计，利用测量的俯仰角来实现其姿态控制；滚动／偏航回路利用滚动信息，采用基于偏航观测器的滑模控制器设计。磁力矩器提供的磁矩与地磁场作用产生的力矩实现了飞轮的动量卸载。对卫星姿态控制系统进行的仿真研究结果表明，所设计的控制方案在飞轮输出力矩工作范围内，可使卫星达到很高的姿态控制精度。     

基于滑模自抗扰的智能车路径跟踪控制

针对传统的基于精确数学模型的路径跟踪控制方法很难适应复杂多变驾驶环境的问题,提出一种基于终端滑模控制与自抗扰控制的路径跟踪控制方法.首先,通过构造一个期望偏航角函数能够满足当车辆的实际偏航角趋近于该期望偏航角时其侧向位移偏差趋近于零,从而简化路径跟踪控制;然后,采用扩张状态观测器实时估计系统的未建模动态,同时采用非奇异终端滑模来设计非线性误差反馈律,从而实现偏航角快速、准确地跟踪控制.仿真结果表明,所设计的控制器能够保证车辆稳定行驶的同时快速、精确地跟踪期望的路径.     

采用固定时间观测器的翼伞控制方法与应用

针对翼伞–火箭一子级柔性结构系统的控制难题,提出了一种采用固定时间观测器的改进矢量场轨迹跟踪控制方法.首先,设计了在线风场估计方法对未知风场进行了估计;其次,为了保证该控制系统在气动参数不确定、子系统铰连耦合等因素影响下的快速稳定性,提出了一种固定时间干扰观测器用来估计无需知道干扰上边界的复合干扰,并用于补偿控制系统的输入;然后,设计了一个同时保证侧偏距、偏航角以及偏航角速率稳定的横侧向控制器,并利用Lyapunov理论证明了闭环翼伞控制系统的收敛特性.最后,通过数值仿真及硬件在环实验验证了所提出方法的有效性及应用价值.     

卫星制导炸弹模型参考变结构控制器设计

为减小卫星制导炸弹各通道间的耦合影响,提出了机弹分离后快速单通道滚转控制至滚转稳定再介入俯仰、偏航控制的控制策略,建立了各通道的飞行控制模型.针对炸弹大空域参数时变特点,给出了一种模型参考变结构控制的方法来适应参数大范围的变化,提高了控制精度.对某型号卫星制导炸弹,分别设计了滚转、俯仰、偏航通道的变结构控制律.然后进行了六自由度弹体仿真.仿真结果表明,控制方案能有效地解决卫星制导炸弹通道间的耦合现象,增强了控制系统的适应性与鲁棒性.     

变桨距风电机组仿真模型与控制

针对变桨距风力发电机组,建立了包含风、空气动力、发电机、偏航系统以及桨距系统的模型,并对变桨距风力发电机组模型设计了控制逻辑和控制回路.偏航和变桨是影响发电机组功率的主要因素,在偏航模型和控制系统中充分考虑了偏航角的解缆问题以及风向突变时风机偏转方向的算法设计;在变桨模型和控制系统中,根据叶片的气动特性,进行了仿真.控制结果表明,设计的仿真模型和控制方案能够合理地展现变桨距风电机组的动态变化过程.     

常规弹药滚转角磁测算法中偏航角干扰分析

在常规弹药利用地磁场信息制导中根据其弹道特点通常将偏航角设为零进行弹体滚转角解算,这就会导致偏航角变化时滚转角解算精度受到影响.针对滚转角磁测算法中假设偏航角为零时偏航角变化会引起滚转角解算误差的特性,采用非线性系统小扰动线性化的方法求出偏航角对滚转角解算精度的具体影响规律.首先分析了利用地磁场信息进行滚转角解算的原理并说明算法中偏航角引起滚转角解算误差的原因,然后推导了滚转角解算的系统误差方程并分析影响解算精度的因素,最后进行仿真和半物理实验验证.仿真和实验结果表明,此误差方程能够计算出偏航角变化对滚转角解算误差造成的具体影响,从而为后续常规弹药制导中弹体发射条件提供理论依据.     

基于磁传感器的飞行器姿态测量方法

为近程自旋飞行器设计了一种基于地磁测量的姿态测量方法。根据此类飞行器飞行过程中偏航角较小,射程较近时偏航角可以忽略的特点,在偏航角可以忽略的情况下进行姿态角算法分析。由于第一种方法存在姿态角根取舍的问题,首先,利用空间转换矩阵推导出飞行器姿态角的表达式。然后,利用几何分析的方法推导出了飞行器姿态角表达式,并对该算法的误差进行仿真。仿真结果表明:误差在可接受范围。     

基于STK跟踪与数据中继卫星轨道设计与仿真

发展跟踪与数据中继卫星对于构建天基测控网有着重要意义.概述了跟踪与数据中继卫星的定义与任务,阐述了跟踪与数据中继卫星通常选择的轨道,分析了地球静止轨道(GEO)中继卫星的地面覆盖特性和两颗GEO星组网的轨道覆盖盲区,以及中低轨卫星组网的步骤.提出了利用STK仿真分析中继卫星星座构形的方法,设计了基于STK的适合我国的地球静止轨道、大椭圆轨道、近圆轨道三种轨道的中继卫星星座与中低轨用户星的可见性仿真试验,通过对仿真结果的分析提出了我国中继卫星星座构形的初步设想.     

无人机滑降着陆控制系统设计

针对滑跑型无人机回收阶段对下滑角跟踪以及触地时姿态角的高要求,设计了一种无人机滑降着陆控制方式。首先,给出了滑降控制系统结构图,在此基础上分别进行了滑降横侧向控制器和滑降纵向控制器的设计,具体进行了直线航迹和圆航迹的控制方法以及下滑段的高度控制量算法的分析。然后,进行了滑降着陆控制模式设计,将滑降过程分解为降高、平飞、下滑以及拉平四个阶段分别进行设计,并在拉平阶段给出了俯偏航距仰角控制量与离地高度的关键技术公式。仿真结果表明,该无人机滑降着陆控制系统平飞段偏航距小于5m,接地时偏航距约为0m;平飞段高度跟踪误差为0m,下滑段高度跟踪误差2m;落地姿态角为0.4度。具有高度控制误差小、偏航距离短、落地姿态角安全性高的优点,能满足滑跑无人机对滑降阶段的控制要求。     

基于核相关滤波的无人机偏航角跟踪控制系统设计

针对非线性自抗扰控制技术设计的系统、线性自抗扰技术设计的系统受到噪声影响,导致信号传输受到阻碍,出现偏航角跟踪控制结果精准度低的问题,提出了基于核相关滤波的无人机偏航角跟踪控制系统设计;在系统总体架构支持下,采用STM32F407型号主控芯片,保证无人机控制系统稳定性;在方向盘下安装有转向角传感器,为ESP电子控制单元提供方向盘;使用频率为2.4 GHz遥控器接收机生成具有不同脉冲宽度PWM信号,通过控制旋翼偏航控制器,推动旋翼在不同角度指令下旋转;利用核相关滤波器过滤目标图像,通过滤波器的输运来估计目标运动位置,并确定地面参考坐标系与无人机机体坐标系,构成无人机在空间中六个自由度,由此设计偏航角跟踪控制软件流程,跟踪控制无人机偏航角;由实验结果可知,该系统滚转角与实际值轨迹一致,误差为0;俯仰角与实际值轨迹有偏差,误差为0.05°,为无人机向不同方向精准飞行提供系统支持.     

基于模糊控制与预测控制切换的翼伞系统航迹跟踪控制

以翼伞系统的六自由度模型为基础,针对翼伞系统的平面航迹跟踪问题,对已有的预测控制器进行改进,提出模糊控制和广义预测控制相互切换的控制模式．利用横向轨迹误差法,在翼伞偏航角误差较大的情况下,采用模糊控制,直至偏航角误差达到设定的较小范围内,切换为广义预测控制,对翼伞航迹进行精确的制导,在一定程度上减少了处理器的运算量．采用真实的翼伞参数建立仿真模型,结果验证了这一控制方法的有效性．     

基于小偏心率轨道的SAR卫星偏航导引补偿效果分析

SAR卫星的多普勒中心频率与卫星和地面目标间的相对运动有关,本文基于轨道动力学理论,把中心频率分解为两个部分,它们分别与卫星偏航姿态角相关和无关.对卫星施加偏航导引可以补偿前者,后者则作为噪声而存在.首先导出偏航导引的解析表达式,并简化为余弦函数形式使之适合于实时计算;然后分析了施加偏航导引的补偿效果;最后阐明轨道根数和雷达参数对补偿效果的影响,为SAR卫星的初步设计提供了的理论支持.     

三轴稳定卫星姿控系统的一般性问题

本文对三轴稳定卫星姿态控制系统的一些一般性问题进行了分析和研究。证明了如仅靠工作在速率模式的飞轮来控制卫星姿态,滚动轴和偏航轴的飞轮必须解耦。并指出磁卸载可以阻尼进动。另外,分析了各惯量积对卫星姿态运动的影响。     

星间链路监控的建模与仿真

卫星将是现代战场获取情报的主要来源.通过与数据中继卫星构建星间链路转发信息的方式,卫星可以实时传递战场情况.根据卫星轨道递推、卫星通信和实施链路监视的可行性原理,提出了一种星间链路监视模型,该模型通过对卫星轨道递推的仿真以及星间链路监视的几何构型要求,能够对可监视的目标卫星之间的星间链路进行时间预报和角度预报,为干扰和控制星间链路提供数据支持.还进一步论述了两种不同方式的轨道递推方法之间的结果差异,并就轨道递推精度对监视时间和卫星高低角方位角的影响进行了讨论.     

基于飞轮的偏置动量卫星周期干扰补偿方法

为了提高偏置动量卫星姿态控制精度,针对三轴稳定偏置动量卫星滚动/偏航回路周期干扰力矩补偿问题,提出了一种基于反作用飞轮的滚动/偏航回路周期干扰力矩补偿方案.采用频率分离法,分析了周期干扰力矩对卫星滚动/偏航回路姿态控制精度的影响.设计了周期干扰力矩的飞轮补偿方案,该干扰力矩补偿方案由安装在卫星滚动/偏航轴上的反作用飞轮实现.仿真结果表明,所设计的飞轮补偿方案提高了滚动/偏航轴的控制精度,从而验证了飞轮补偿方案的可行性和有效性.     

中继卫星星间链路的天线资源分配策略研究

中继卫星的数据传输主要是合理分配其星载天线资源接受各类数据并进行传输,为了提高接收多用户航天器数据的速度和实时传输能力,需要对星间链路的建立及天线资源分配等相关问题进行研究.首先对中继卫星与用户航天器之间建立星间链路的平台可见性条件进行了分析,提出了计算平台可见的一种简单算法.重点研究了中继卫星用于与多用户航天器之间建立星间链路的天线资源分配问题,提出了中继卫星天线资源分配策略,建立了相应模型并给出了求解算法.最后利用Matlab进行仿真,仿真结果表明所建模型及所提出的几种算法是合理的,可以为中继卫星的任务规划提供服务.     

卫星导航定位误差仿真分析

卫星导航定位系统被广泛应用于军事、工业和民用等各领域。计算机仿真方法是研究导航系统性能的一种重要手段。文章从卫星导航测量原理出发,介绍了使用最小二乘估计方法来进行单点定位的卫星导航的仿真定位方法。完成了汽车、飞机、轮船三种载体的运动轨迹的建模,并针对载体的位移、速度的定位误差进行仿真分析。为探索位移误差变化规律,并验证定位误差仿真模型有效性,对卫星屏蔽角、电离层误差、对流层误差多径效应等因素变化进行仿真。并对汽车、飞机和轮船三种载体在运动状态下,可观测到的卫星数量、电离层和对流层延迟以及多径效应引起的误差对卫星导航精度存在影响,进行了仿真对比。结果表明,可观测到的卫星数量、电离层和对流层延迟以及多径效应对卫星导航精度影响较大,载体运动对卫星导航精度影响较小。     

中继卫星与用户航天器之间星间链路的研究

中继卫星在地球同步静止轨道上运行,既能直视中低轨道用户航天器,又能直视地面站,是沟通用户航天器与地面站的桥梁。如果考虑中继卫星星座,则中低轨道用户航天器基本上在中继卫星星座的覆盖范围内,因此只考虑单颗中继卫星与用户航天器之间的星间链路情形。中继卫星与中低轨道用户航天器之间的星间链路可以用中继卫星与用户航天器之间的时间窗口个数、平均时间窗口长度、最大和最小的时间窗口长度等参数描述。利用STK,采用模拟仿真的方法,分析了中继卫星与用户航天器之间的星间链路特性。     

中继卫星和地面站多普勒频率研究

为实现用户卫星运动环境下信号的稳定跟踪[6]和精确测量[5],建立了用户卫星对中继卫星和地面测控站的多普勒频率及各阶导数的数学模型。根据数学模型推导计算公式,计算出理想运动模型的多普勒频率值。利用卫星仿真软件STK进行通信链路仿真,将仿真结果与理论计算结果进行比较。当用户卫星处于用户卫星和中继卫星星下点接近重合、用户卫星星下点和地面测控站接近重合的轨道时,多普勒频率及各阶导数仿真结果取得极大值。仿真结果表明,理论计算结果为多普勒频率和各阶导数的最大值,对接收机捕获范围和动态设计具有现实指导意义。     

基于互补滤波和粒子滤波融合的球形机器人姿态解算

针对球形机器人在运动控制中难以实时、准确地获取机器人的位置和姿态估计精度的问题,提出了一种基于互补滤波和粒子滤波相融合的姿态解算算法.为了避免使用磁力计数据参与四元数计算时俯仰角和横滚角误差较大的问题,使用陀螺仪和磁力计互补滤波算法单独对球形机器人的偏航角进行解算,同时,通过信息熵评估磁力计噪声大小,动态调整磁力计在互补滤波中的权值.实验结果表明,在外部磁场干扰实验中,偏航角误差在3?以内,在球形机器人动态和静态实验中,偏航角误差在0.3?左右,俯仰角和横滚角误差能够控制在0.1?之内.因此,该算法能够保证球形机器人姿态解算的实时性,增强准确性和和抗干扰能力,有效提高球形机器人运动控制的精度.