飞艇隔振云台电机控制器设计与实现

飞艇隔振云台的主要执行机构是三相无刷直流电机,电机控制的精度决定了隔振云台系统的隔振效果。传统的云台电机控制器设计方法是根据控制规律通过反复试凑,得到PID控制器参数,这种方法费时费力,需要一定的调参经验。针对云台调参问题,对无刷直流电机进行了理论分析与模型建立,并提供一种与传统方法不同的利用特定工具和技术手段获取模型参数的方法,通过Matlab中rltool根轨迹零极点配置工具设计出合理的控制器,使得电机具有良好的动态响应和稳态响应。并且在此基础之上将控制器实际运用到云台平台上,实验取得良好的控制效果,为隔振云台中三相无刷直流电机控制器设计与调参方案提供参考。     

基于多变量特征模型的黄金分割自适应控制系统稳定性分析

主要研究了基于多变量特征模型的黄金分割自适应控制器的闭环系统稳定性.对从特定区间取值的双输入输出特征模型,通过计算离散系统的矩阵导出1范数,一个充分条件被用来证明闭环系统是指数稳定的.结果不仅表现了系统稳定性,还同时给出了一个黄金分割自适应控制器中可调参数数值的选取方法.最后对中继星的数学仿真验证了系统的稳定性.     

特征模型方法在中继星天线指向控制中的应用

主要研究基于特征模型的自适应控制方法在中继星天线指向跟踪控制中的应用.利用由Newton-Euler方法建立的挠性多体卫星的混合坐标方程动力学简化模型进行数学仿真,分别采用基于特征模型的自适应控制方法和经典PID方法进行卫星本体姿态和天线指向跟踪控制,并比较两种控制方法的控制稳定性和控制精度,仿真结果表明用特征模型自适应控制方法设计的控制器能满足系统性能要求,并具有很强的鲁棒性和抗干扰性.     

特征模型自适应控制方法在悬臂梁振动主动控制中的应用

特征建模理论和方法是对现有控制理论关于对象建模理论的一个发展,为高阶、参数未知对象进行低阶控制器、自适应控制器和智能控制器的设计提供了理论依据,为工程设计带来极大的方便。基于特征模型的自适应方法与常用的间接自适应方法相比,待辨识的参数更少,控制器算法更简单。由于基于特征模型的自适应方法是一种很新的方法,在实际系统中的应用还比较少,因此有必要通过在实际系统的应用来验证该方法的有效性并不断改进和完善该方法。为此,利用压电智能结构作为挠性悬臂梁的敏感器和致动器,采用特征模型自适应控制方法对挠性悬臂梁的振动进行主动控制,并比较研究了特征模型自适应控制算法和正位置反馈（PPF）控制算法的物理仿真结果,通过物理仿真验证了特征模型自适应控制器抑制梁弯曲振动的有效性。     

基于掩膜经验模态分解和ELM 的风速预测

针对随空间、时间呈现非平稳、非线性变化的特征,提出基于极限学习机和掩膜经验模态分解的组合短期风速预测方法.首先,风速序列的非平稳性特征对风速预测结果有较大影响,利用掩膜经验模态分解的方法将风速序列分解成对平稳的不同频率的分量,解决其存在的非平稳性问题;其次,为处理极限学习机的输入维数随意性选取问题,对风速序列分解不同频率的分量进行相空间重构;最后,利用ELM神经网络方法对各分量建立预测模型.实验结果表明:该预测方法在短期风速序列预测中取得了理想的预测效果,提高了算法精度,具有先进性和有效性.     

中继星快速机动及稳定控制方法

主要研究中继星快速机动时的控制问题.设计多输入多输出特征模型的自适应控制律,结合逻辑微分控制律、逻辑积分控制律,进行卫星本体快速机动和天线指向跟踪控制;利用由Newton-Euler方法建立的挠性多体卫星的混合坐标方程动力学简化模型进行数学仿真,仿真结果表明,特征模型的自适应控制器能够保证卫星和天线的快速机动性和控制稳定性,并与传统的PD控制方法相比有更好的控制精度,同时系统参数改变时具有很强的鲁棒性.     

PID控制的应用与理论依据

PID控制是自动控制中产生最早，应用最广的一种控制方法，从PID控制的结构形式，实际控制工程需求和实现条件分析了PID控制的独特优点，同时又介绍了二阶线性定常系统PID控制器的设计方法，叙述了高阶线性定常系统的特征建模原理，重点分析和推导了基于特征模型的带消除静差的二次型最优控制设计方法，证明了高阶线性定常系统和一大批非线性系统能用PID控制器实现位置恒值控制的基本原理，为随输出状态不同而选择不同P，I，D参数等各种人工调节方法提供了合理性解释，最后说明了PID控制器结构是智能控制的一种最基础单元。     

末端带集中质量的可伸展挠性附件与航天器姿态耦合动力学分析

结构复杂的航天器带有几十米、上百米大型挠性附件,附件末端还带有大质量刚体.大型挠性附件在空中展开时,其伸展运动、弹性振动和航天器的姿态运动相互耦合.为研究附件伸展和振动对航天器姿态的影响并设计有效的控制器,有必要建立可伸缩挠性附件与航天器姿态耦合动力学模型.为此,利用动量矩定理推导出末端带集中质量的可伸缩柔性附件与航天器姿态耦合动力学方程,研究了带末端质量附件的伸展运动对航天器姿态及对附件挠性振动的影响.附件匀速伸展,用Runge-Kutta法对系统进行数学仿真,仿真结果表明:伸展过程姿态角误差增大,附件振幅增大,附件频率不断降低,并且末端质量越大时,在相同长度处附件频率越小,增加了控制的难度.对末端带集中质量的挠性附件和中心刚体进行主动控制能有效抑制挠性附件的振动,满足姿态角精度要求.