微型仿昆飞行机器入驻飞时姿态控制的研究

对于微型仿昆飞行机器人驻飞时姿态的控制,提出了一个基于平均力矩的控制方案,并且通过改变翅的迎角来获得所需的姿态控制平均力矩.在每个拍动周期结束后,根据状态反馈误差调整迎角.在假设驻飞时姿态偏离角度较小的情况下,对控制系统进行了线性化近似和解耦.最后对控制系统进行了仿真,仿真结果表明了该系统具有鲁棒性.     

基于神经网络的拍翅式微型飞行器姿态控制

对于拍翅式微型飞行器姿态的控制,提出了一个基于BP神经网络和平均力矩的控制方案. 每个拍动周期结束后,依据姿态误差通过神经网络控制器来确定迎角的调整量, 微型飞行器在下一周期获得所需的姿态控制平均力矩. 对控制系统进行了仿真,仿真结果表明该系统具有鲁棒性.     

自由飞风洞模型大迎角控制律的仿真研究

研究大迎角飞行以及大迎角控制律，是提高新一代超音速战斗机过失速超机动格斗能力的重要方面。利用自由飞风洞模型研究超音速战斗机的大迎角控制，是一种先进的仿真技术。其仿真效果和仿真水平，是一些传统的仿真方法所无法比拟的。本文介绍美国ＮＡＳＡ兰利研究中心利用直接待征结构配置法设计控制律，在３Ｏ英尺×６０英尺风洞试验室中对缩比为１４％战斗机的自由飞风洞模型人迎角控制律进行仿真研究的过程。自由飞模型试验的迎角高达８０度。驾驶员评论表明，有独创性的控制律，提供了很好的飞行品质，控制系统的鲁捧性也是令人满意的。     

近程巡飞弹姿态控制优化仿真研究

近程巡飞弹姿态控制系统是一个非线性、时变性及耦合性的复杂控制系统,是近程巡飞弹武器系统型号研制的关键技术之一;传统的PID控制在不同巡飞状态下调节稳定性较差、响应时间慢、影响姿态控制的稳定性和机动性;针对近程巡飞弹姿态控制系统中PID控制参数不可调,自适应、抗干扰性能较差等问题,引入了自适应模糊PID控制方法,使系统在不同巡飞姿态和干扰条件下能够实时整定PID的三个控制参数,提高系统的控制性能;在此基础上设计了近程巡飞弹的姿态角控制回路,并以俯仰角为例,在Matlab/Simulink平台下建立仿真模型,进行仿真实验;仿真结果显示,采用自适应模糊PID的控制方法,系统控制性能更好,抗干扰能力和自适应能力优于传统PID控制,减小了巡飞过程中姿态角的波动情况。     

基于前馈补偿的卫星姿态复合控制及物理仿真

现代对地观测卫星往往带有大型活动式有效载荷，有效载荷的运动将对卫星的姿态指向精度和姿态稳定度产生严重影响。为此需要控制系统克服有效载荷运动干扰力矩的影响，满足卫星平台的姿态指向精度和稳定度要求。本文针对此类被控对象，研究了一种基于前馈力矩补偿的复合姿态控制策略。该控制策略针对有效载荷运动产生的干扰力矩实施前馈力矩实时补偿，残余力矩及其它因素的影响则由解耦PID控制律或自抗扰控制律等反馈措施加以克服。姿态信号基于陀螺和星敏感器组合定姿，通过高精度姿态确定算法获得。利用单轴气浮台物理仿真试验验证了方案的有效性。     

基于HLA的卫星姿态控制系统数学仿真

该文针对三轴稳定卫星的姿态控制系统，着重考虑重力、光压、大气、地磁对其姿态的影响，并对这些环境因素的力矩作用效果建模，利用所建模型对卫星具体构形进行计算，形成一个以飞轮作为主动力矩、通过磁力矩卸载的闭环稳定系统。整个系统在符合高层体系结构HLA标准的商业RTI——pRTI下，建立了SOM／FOM模型，实现了控制器、姿态力学和干扰力矩、管理者各联邦成员之间的信息传递以及仿真问的互操作，并促进了仿真资源的重用，最后对卫星姿态角随时问的变化进行了显示。     

气球吊篮姿态控制系统的仿真研究

气球吊篮在高空科学观测和实验中被广泛地应用,气球吊篮的姿态一般可以采用力矩陀螺或反作用轮来进行控制,这两种控制方法各有优缺点,该文针对反作用轮式控制方法,介绍了系统的构成原理,给出了系统的仿真模型,并在具有位置干扰和速度干扰的情况下,采用MATLAB对该控制系统进行了仿真,从仿真的结果来看,反作用轮式的吊篮控制系统可以完成控制任务,但是响应速度比较低.和力矩陀螺式控制系统相比,反作用轮式的吊篮控制系统的结构简单、费用低廉,在一些特定的场合是比较实用的控制系统.     

基于非线性动态逆的大迎角飞行控制律设计

研究飞机大迎角飞行优化控制问题。为了用非线性动态逆方法进行大迎角飞行控制律设计,首先建立具有大迎角条件下强非线性、非定常迟滞、不对称的力与力矩等气动特性的六自由度非线性飞机模型。然后将非线性动态逆方法与奇异摄动理论相结合,并将飞机状态划分为快慢回路,分别应用非线性动态逆方法进行了飞行控制律设计。最后,通过控制分配将计算得到的三轴力矩指令转化为相应的舵面与推力矢量偏转指令,并进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的飞行控制律具有优良的大迎角控制效果。     

一种推力恒定的RCS控制系统指令分配方法

高超声速飞行器再入段初期，所处大气环境空气稀薄，空气舵已无法提供足够力矩来维持姿态稳定，因此就需要反作用控制系统（Reaction Control System,RCS）来提供姿态稳定力矩。针对给定的飞行器RCS八喷管配置方案，基于查表法和脉宽调制，提出了一种能够维持飞行器系统姿态稳定的静态指令分配方法。给出了高超声速飞行器六自由度状态方程，采用一阶滑模控制算法进行姿态稳定控制；基于查表法思想和冲量等效的脉宽调制原理，完成了无故障情况下八喷管指令分配组合表的设计，并根据工程实际对组合表进行容错优化；设计了能够对单推力器发生卡死故障具有容错性的指令分配优化组合表，并采用脉宽调制方法对控制指令进行调制从而获得推力器的开关指令。仿真验证了该指令分配方法能够维持系统姿态稳定，提高控制系统的控制效率，有效解决了八喷管配置以及单喷管卡死故障情况下的指令分配问题。     

异步电机直接力矩控制系统的仿真研究

直接力矩控制是交流调速中的一种新颖的、有效的控制方法。本文以异步电机的数学模型为基础对直接力矩控制进行了理论分析。给出了三种典型的磁链模型和力矩模型。对基于电压模型的直接力矩控制系统进行了仿真研究，并给出了仿真结果。     

改进PID的无人机飞行姿态角控制消颤算法

无人机在整个纵平面飞行过程中,由于飞行姿态角的大幅度变化以及气流的作用,导致机身颤抖,影响飞行稳定性.提出一种基于PID变结构控制的无人机飞行姿态角控制消颤算法,首先进行了无人机飞行姿态角控制系统的被控对象参量分析,构建无人机在姿态角变化剧烈、大迎角飞行时的三通道模型,采用变结构控制方法进行控制器设计.结合小扰动原理和Lyapunov稳定性原理进行扰动抑制和稳定性证明,采用梯度算法调整权值进行飞行姿态角控制的消颤处理,采用自适应算法在线调整权值实现PID变结构控制改进.仿真结果表明:采用该算法进行无人机飞行姿态角控制和消颤处理,大幅度提高无人机飞行定姿的精度,横滚角、俯仰角和航向角的控制精度有较大提高,稳定性和收敛性较好,确保了无人机飞行稳定性.     

飞机姿态控制系统的精确线性化解耦设计

飞机姿态运动的非线性以及横航向强耦合,增加了控制飞机姿态的难度,不利于飞机快速瞄准目标.为了提高控制姿态性能,直接将飞机姿态角解耦成舵偏角的非线住设计方法,将飞机姿态运动解耦成三个独立的线性系统,并避免气动力矩对舵面进行再次分配,使整个过程更加直观,随后对解耦的单输入单输出系统设计了跟踪控制律,并进行仿真.结果表明,所设计的控制系统姿态角的控制效果较好,并具有很高的控制精度.     

六轴旋翼碟形飞行器控制系统软件设计及仿真研究

采用了控制不同电机转速组合的方法,对六轴旋翼碟形飞行器进行姿态控制,使六轴旋翼碟形飞行器在不同姿态下飞行时具有较好的性能;为了实现六轴旋翼碟形飞行器的飞行控制,对飞行器的控制系统进行了初步的设计,并且给出了控制系统软件设计流程图;同时以ProtuesISIS软件为基础建立了六轴旋翼碟形飞行器控制系统的仿真模型,并进行了仿真,仿真结果显示该控制系统能够满足六轴旋翼碟形飞行器起飞、悬停及降落等控制姿态的要求。     

大型观测有效载荷对空间站平衡姿态影响研究

空间站通常运行在力矩平衡姿态下。空间站上搭载大型天文观测有效载荷时,载荷运动会产生干扰力矩,对空间站平衡姿态会产生影响。针对搭载在空间站平台上的大型观测类有效载荷工作特点,建立了其运动补偿规律和扰动模型,将扰动引入空间站的平衡姿态动力学过程中,并进行了计算机仿真和分析。仿真结果表明,在设计的二次调节器和前馈控制器的作用下,转动有效载荷运动引起的姿态角、姿态角速率变化等控制在一定的范围内,且有效载荷的跟踪观测效果较稳定。     

大型观测有效载荷对空间站平衡姿态影响研究

空间站通常运行在力矩平衡姿态下。空间站上搭载大型天文观测有效载荷时,载荷运动会产生干扰力矩,对空间站平衡姿态会产生影响。针对搭载在空间站平台上的大型观测类有效载荷工作特点,建立了其运动补偿规律和扰动模型,将扰动引入空间站的平衡姿态动力学过程中,并进行了计算机仿真和分析。仿真结果表明,在设计的二次调节器和前馈控制器的作用下,转动有效载荷运动引起的姿态角、姿态角速率变化等控制在一定的范围内,且有效载荷的跟踪观测效果较稳定。     

现代交流传动直接力矩控制系统的计算机仿真

对现代传动直接力矩控制系统进行了计算机仿真探索。文中介绍了它的控制思想，系统总体结构，并进行了系统仿真。仿真结果和理论分析一致。     

现代交流传动直接力矩控制系统计算机仿真

对现代传动直接力矩控制系统进行了计算机仿真搜索。文中介绍了它的控制思想，系统总体结构，并进行了系统仿真。仿真结果和理论分析一致。     

基于LS-SVM飞机大迎角动态辨识方法研究

确定飞机在大迎角飞行状态时的动态系统参考模型,对于支持飞机控制系统的稳定性和控制增稳设计有着重要的影响。为了精确描述飞机大迎角机动非定常、非线性数学模型,提出利用最小二乘支持向量机(LS-SVM)对飞机大迎角状态飞行时的非线性动态系统进行辨识,利用网络搜索和交叉验证的方法选择支持向量机参数,并建立了飞机大迎角动力学参考模型,仿真验证显示方法具有较强的泛化能力和较高的辨识效果。     

基于自组织小脑神经网络的挠性卫星姿态控制

研究卫星稳定性优化控制,卫星姿态控制系统是一个耦合的不确定非线性系统,在轨运行的卫星不可避免地受到模型参数不确定性和各种干扰力矩的影响,存在使挠性卫星大角度姿态机动的控制问题进一步复杂化.为了完成姿态控制任务,需要所设计的控制律具有较高的鲁棒性.采用滑模变结构控制对挠性卫星进行姿态机动控制,用神经网络对不确定性进行补偿,改变了传统的小脑神经网络补偿时实时性差的缺点,提出用自组织小脑神经网络对不确定性进行补偿,根据输入自动增加和减少节点数,并可以更新权值.对于模型的不确定性可以实时地补偿,提高了泛化能力.通过数值仿真,验证了所设计控制方法的有效性和鲁棒性,对优化卫星姿态稳定性控制提供依据.     

欠激励航天器姿态翻滚抑制的滑动控制

本文讨论了以非完整配置的单向推力器系统为执行机构时，刚性航天器姿态翻滚的镇定问题，一般来说，非完整的单向推力器系统在产生两维控制力矩时，常会在控制产生非零量。本文研究了一类特殊的有扰量情况－共面扰量降维完整配置时则性航天器姿态翻滚的镇定问题，通过状态变换将共面扰量控制问题转化为另一系统的零扰量控制问题，基于滑动控制律实现了姿态角速度的渐进镇定，仿真结果证实了所述方法的有效性。