质量矩导弹变质心姿态控制规律研

针对质量矩导弹变质心控制问题,提出一种基于模糊逻辑的姿态控制规律.首先建立了姿态运动模型;其次设计了滑块位置对应的模糊规则表,并通过分析角加速度和遍历隶属函数的关系,对滑块位置进行协调,同时利用遗传算法对控制参数进行校正;再次,通过分析滑块运动特性得到滑块可行的响应时间选取范围;最后讨论了系统的稳定性,对弹体相关参数进行约束,并对单通道扰动模型进行了分析.仿真结果表明,该控制律能有效实现导弹的姿态调整.     

球形机器人姿态模糊PID控制研究

论文尝试研制一种大尺寸球形机器人姿态控制问题,其中利用模糊PID控制算法初步解决了球形机器人的平衡及运动控制的问题。论文在大尺寸球形机器人转弯运动分析基础上,提出通过控制球形机器人姿态来控制球形机器人转弯半径的方法,建立姿态调整的动力学模型,并进行仿真分析及其运动特性分析,并针对球形机器人的控制问题,提出了相应的控制策略。通过对动力学模型的传递函数进行控制分析,找到使系统达到满意的性能指标。根据实际控制中执行机构特点,提出了一种改进的PID控制模糊PID控制算法,并进行了试验研究。通过仿真与试验表明:模糊PID控制算法对球形机器人姿态调整控制有良好效果,使该算法在外界地形保持不变时能够较好的适应该地形,并实现控制要求。     

4m×3m低速风洞大迎角装置运动关系分析与多轴联动控制策略

4m×3m低速风洞大迎角支撑装置迎角α的变化是通过三角连杆滑块机构实现的,实现迎角α匀速旋转是一个非线性速度控制过程;为了保证支撑装置在实现迎角α和侧滑角β精确定位过程中,按照要求的角速度匀速转动,并保证在转动过程中模型中心不偏离风洞轴线,文章在对迎角α机构、侧滑角β机构、Y向升降机构、Z向横向平移机构速度和位置运动关系进行全面数学分析的基础上,对多轴联动速度和位置控制方法进行了深入研究,最后采用控制虚拟旋转主轴,α、β、y、z机构位置随动的方法,解决了三角连杆滑块机构实现迎角α高精度匀速旋转和滑角β、Y横向和Z纵向机构高精度位置随动控制,实现了模型姿态角匀速转动的同时模型中心偏离风洞轴线小于1mm目标精度。     

飞航导弹自动驾驶仪系统控制方案研究

为了克服飞航导弹运动过程中的非线性、时变性和不确定性对自动驾驶仪系统性能的不良影响,进一步提高导弹的飞行质量,对自动驾驶仪系统及其采用的控制方案进行了研究;首先对系统的整体结构进行了分析,然后在介绍经典PID方案的基础上,分别采用模糊自调整PID方案和神经网络自适应PID方案设计了导弹姿态运动控制器,最后进行了仿真实验;仿真结果的对比展示了所设计控制器良好的品质,验证了将模糊控制和神经网络应用于飞航导弹自动控制中的可行性和有效性,为其它非线性控制理论与导弹传统控制相结合以进一步提高导弹控制系统的性能奠定了基础。     

四旋翼飞行器模糊PID姿态控制

在四旋翼飞行器控制姿态优化问题的研究中,为更好的实现对四旋翼飞行器的姿态控制,在Matlab环境下利用6-DOF运动方程模块搭建了四旋翼飞行器的非线性模型.选取四旋翼飞行器的姿态角作为控制对象,借助Matlab模糊工具箱设计了模糊PID控制器并依据专家经验编辑了相应的模糊规则;同时设计了常规PID控制器并选取了最佳的PID控制参数,对两种控制器控制下的四旋翼飞行器姿态进行了相同条件下的Matlab仿真.仿真结果表明,模糊PID控制器相比常规PID控制器具有更优良的动态性能及鲁棒性.对实际四旋翼飞行器的姿态控制具有一定的指导意义.     

基于机器视觉的挂弹平台控制系统开发

针对挂弹车挂弹过程中,存在人工成本高、工作效率低、劳动强度大等问题,研发了一套基于机器视觉技术的全自动挂弹控制系统。该控制系统以全向行走小车为粗定位,以六自由度运动平台为精定位。以飞机挂架为定位基准,相机测量挂架与导弹滑块之间XY轴方向位移、绕Z轴回转角度分别作为XY轴位置输入、绕Z轴的姿态输入;激光测距传感器测量挂架与导弹滑块之间的Z轴方向位移、绕Y轴俯仰角度分别作为Z轴的位置输入、绕Y轴的姿态输入。经由工控机和单片机组成控制系统运算处理,伺服电机输出脉冲控制XY运动平台定位挂装。提出了XY运动平台回零方法,基于OpenCV库开发了视觉识别定位算法,设计了控制系统人机交互软件。结果表明,所设计的控制系统结构合理,识别精度高,为提高挂弹效率,减少飞机再次出动时间,节省人力成本提供了解决方案。     

汽车整车半主动悬架模块化并联模糊控制

针对汽车悬架复杂大系统的特点,在车辆动力学模型的基础上,研究半主动悬架系统对车身姿态的影响关系,运用模块化并联模糊控制和矩阵逆运算策略建立汽车整车半主动悬架控制系统;对不同的车身运动姿态采用不同的控制规则,设计整车车身姿态协调控制的模糊控制器.以某车型为例进行了仿真分析,结果表明,汽车整车半主动悬架模块化并联模糊控制器结构简单,并能有效抑制车身俯仰和侧倾运动,改善轮胎的接地性能,提高车辆的平顺性能.     

基于自适应特征融合的无纹理3D目标跟踪

基于轮廓匹配的无纹理3D目标跟踪算法需要根据3D模型和2D投影轮廓的3D—2D匹配点连续估计目标的位置和姿态,但在背景复杂和运动模糊的情况下容易错配导致跟踪失败.针对此问题,提出一种基于自适应特征融合的3D目标跟踪算法.首先在3D模型投影轮廓附近进行轮廓匹配和颜色统计建模,以提取轮廓特征和颜色特征;然后定义基于轮廓特征和颜色特征自适应加权的能量函数,并计算其相对于位置和姿态参数的偏导数;最后通过LM优化算法求解位置和姿态参数的最优值.为处理目标和相机的快速运动,采用由粗到细的策略在多尺度视频帧中迭代跟踪.定性和定量实验结果表明,在复杂背景和运动模糊的情况下,该算法仍能实现快速稳定的跟踪,具有较高的精确性和鲁棒性.     

飞行模拟器六自由度运动平台的位置分析与测量控制

针对飞行模拟器六自由度运动平台的位置分析与测量控制进行了研究;依据位置测量元件实时测量到的液压缸长度,运用位置正解算法对运动平台的位置进行了分析,给出了位移传感器的工作原理和位置正解算法模型;利用电液驱动方式组成了体积小、重量轻、加速能力强和快速反应的运动平台控制系统;同时以飞机的俯仰角为例,建立了运动平台驱动信号洗出的算法模型,实现了对模拟座舱的位置和姿态的精确控制;实际应用表明,这些方法是有效可行的,能应用于六自由度运动平台的实际应用中。     

某导弹测试系统的DIS视景仿真

简述了某导弹测试系统半实物分布式交互视景仿真的设计与实现。在测试系统中 ,引入分布式交互仿真技术、虚拟现实技术和视景生成技术 ,逼真的显示虚拟战场、作战过程、决策过程 ;在建立了导弹运动模型基础上 ,根据整个系统的控制模型所决定的导弹飞行姿态及速度来模拟环境场景及目标物 ,并根据控制操作的要求对场景和目标物进行缩放、漫游、旋转和三维形态变换     

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。     

基于模糊控制的高超声速飞行器二阶滑模姿态控制

考虑高超声速飞行器飞行过程中气动参数变动导致的不确定,将模糊控制与二阶滑模控制相结合,形成自适应模糊二阶滑模控制器,用于控制高超声速飞行器姿态的飞行系统中.依据奇异摄动理论,设计快速和慢速双闭环系统控制角速率和姿态角.设计二阶滑模控制器用于有效地衰减抖振,同时对姿态角指令实现准确和快速跟踪.采用自适应模糊逻辑逼近高超声速飞行器动力学和运动学模型中的不确定部分,以对控制器进行有效补偿,基于Lyapunov稳定性理论,推导模糊规则参数的自适应律,确保整个闭环控制系统的稳定.仿真结果表明,所提出的高超声速飞行器的自适应模糊滑模控制系统能够有效抑制气动参数摄动的影响,对姿态角指令有较好的跟踪性能.     

考虑传感器故障的导弹姿态控制系统主动容错控制研究

针对导弹姿态控制系统惯性传感器故障,提出了基于信号重构的主动容错控制方法.分别利用基于梯形算法的数值积分器和有限时间收敛微分器对姿态角信号和角速率信号进行重构,当在线诊断出姿态角或角速率传感器故障时,以重构信号代替故障信号进行反馈控制来实现系统的主动容错控制.在建立导弹姿态控制系统模型并采用次最优控制方法设计输出反馈控制器的基础上,对所设计的主动容错控制方法进行仿真,仿真结果表明该方法是有效的.     

基于模糊逻辑的导弹复合控制系统优化设计

建立了具有气动力／直接侧向力混合控制的导弹动力学模型,设计了常规气动力控制和模糊逻辑侧向力控制的导弹复合控制系统．根据控制系统跟踪性能要求和直接力控制原则,采用进化策略对常规气动力控制器参数和模糊直接力控制规则进行优化设计．仿真结果表明,导弹复合控制系统具有良好的快速大机动跟踪能力,可实现导弹气动力和直接侧向力之间合理的控制分配．     

基于SSA-模糊PID的AUV姿态控制研究

针对AUV高精度、高稳定性姿态控制的提升需求,提出一种结合麻雀算法(SSA)和模糊PID控制的姿态控制器。采用麻雀算法对模糊PID控制器参数进行优化,并将寻优后模型用于算法的反馈补偿,有效解决了模糊PID控制过度依赖经验,难以应对水下复杂工况的问题。仿真结果表明,SSA-模糊PID控制器在AUV姿态调节中表现出较传统模糊PID控制器更好的响应速度和抗干扰能力,有效改善了AUV姿态控制性能。经实际应用验证,控制器在复杂工况下可快速收敛至期望姿态并维持稳定。     

矢量拉力垂直起降无人机姿态纵向控制研究

针对使用矢量拉力控制纵向飞行姿态转换的坐式垂直起降固定翼无人机,分析其在垂直和水平飞行两种状态转换过程中存在的一些控制问题;建立了其动力模型,并对模型参数进行了整定。针对其在非线性条件下动态性能欠佳的问题,把容易实现、鲁棒性好的PID控制法与智能模糊控制算法结合,设计出自适应模糊PID控制器。并且模糊PID的超调小、动态响应快等特点在仿真和飞行实验中得到验证,使系统的抗干扰性得到提高。     

Adaptive fuzzy fault-tolerant attitude control of spacecraft

This paper investigates the attitude control of spacecraft in the presence of unknown mass moment of inertia matrix, external disturbances, actuator failures, and control input constraints. A robust adaptive controller is proposed with the utilization of fuzzy logic and backstepping techniques. The unit quaternion is employed to describe the attitude of spacecraft for global representation without singularities. The system uncertainty is estimated by introducing a fuzzy logic system. The adaptive mechanism has only two parameters to be adapted on-line because the adaptive law of the proposed controller is derived from the norm of the weight matrix. The stability of the closed-loop system is guaranteed by Lyapunov direct approach. Results of numerical simulations state that the proposed controller is successful in achieving high attitude performance in the presence of parametric uncertainties, external disturbances, actuator failures, and control input constraints.     

高超音速导弹的新型控制模式研究

弹头变质心机动控制是通过移动弹头的质心位置,利用气动配平力矩改变弹头的飞行姿态和攻角,从而可实现弹头机动控制.以弹头为例,在推导出质量矩弹头的动力学方程基础上,通过分析其方程组的特点并结合弹头再入过程中的气动、速度等参数变化规律,给出了质量矩弹头再入过程中宜采用的控制模式,为其控制律的设计提供了必要的理论参考.     

导弹姿控系统关联性仿真系统的设计与实现

研究导弹姿控系统关联性,为分析导弹姿控系统的工作状态,提高异常情况下机理分析的效率,以建立某导弹姿控系统关联性仿真系统。为了直观分析姿态控制系统,提出了整体分析和多参数耦合复现的一个可靠的信息可视化显示与分析平台。以研究导弹姿控系统关联性数学模型为基础,采用虚拟现实仿真技术,利用3ds Max与三维渲染引擎OpenSceneGraph完成实体模型的建立和虚拟场景的渲染,并进行仿真系统的开发。仿真系统可完整演示某导弹飞行过程中伺服系统与陀螺仪系统的工作状态,并对各系统中的部件关联性进行了仿真和分析。建立的仿真系统在测试中取得了较好的效果,对同类虚拟现实仿真的研究也具有重要的指导意义。     

大深度无动力运载器上浮弹道特性研究

研究无动力大深度布放导弹运载器出水动态优化问题,在姿态角、速度和角速度等参数满足一定性能指标要求时,能使导弹和运载器成功安全分离。由于无控制上浮弹道受几何外形、海流、海浪及发射速度等因素影响,使上浮特性不清。为此利用运载器流体动力参数,建立运动数学模型,研究运载器弹道,并在CFD软件上进行仿真,重点分析了运载器壳体长细比、鳍板展弦比和发射速度对弹道参数影响规律。结果表明,出水俯仰角随长细比和发射速度减小而增大,展弦比和发射速度对出水合速度影响较小。研究结果可以为导弹运载器外形和弹道设计提供一定参考。