航天器姿态跟踪的几乎干扰解耦控制

研究了有界干扰力矩作用下航天器姿态跟踪的几乎干扰解耦控制问题.采用修正罗德里格参数（MRP）作为航天器的姿态描述.利用非线性系统中的微分几何理论,通过反馈线性化方法设计跟踪控制器,使得在实现姿态跟踪的同时,实现了对系统的几乎干扰解耦控制,即在L2增益意义下实现了从干扰到跟踪误差的影响任意小,并通过Lyapunov方法证...     

一类神经网络的L2-增益稳定性

运用研究控制系统有限增益稳定的方法,讨论了神经网络关于扰动的Hopfield型神经网络扰动的L2-增益稳定性问题。对该网络模型研究的一个重要应用在于优化计算和联想记忆。利用常数变易法和李雅谱洛夫函数法,结合不等式分析技巧,给出了一些在内外部存在扰动的情况下,保证网络L2-增益稳定的充分条件,这些条件简洁,易于在应用中检验。     

非线性调节器和L2增益最优控制

利用返回差条件和Hamilton-Jacobi方程,借助配方方法讨论非线性系统达到最优调节所必须满足的条件,获得最优调节和L2增益最优控制的统一结果,同时讨论了在满足一定条件时,这种设计方法对模型差具有较强的鲁棒性,仿真算例说明了这种方法的有效性。     

不确定性的非线性系统神经网络L2增益控制

针对具有不确定性的仿射非线性系统,设计了神经网络L2增益控制器,使得控制系统为有限增益L2稳定的.利 用Fourier神经网络的函数拟合能力,给出了满足HJI不等式的存储函数的一般结构,并利用遗传算法对神经网络权系数进行优化,设计相应的神经网络L2增益抗干扰控制器,使得闭环系统满足相应的L2性能准则.对于L2输入信号,要求控制系统设计为使得输入-输出映射为有限增益L2稳定的并有尽量小的L2增益参数.针对搅拌式化学反应器控制实例,通过数字仿真,证明此方法能够达到预期的L2性能准则.     

基于回推法的全局鲁棒渐进稳定控制

基于后推方法,提出一套针对某种非线性系统的全局鲁棒渐进稳定控制的控制策略,给出一个具有代表性意义的控制仿真实验结果,其结果证实了所提出的鲁棒线性控制策略的有效性.     

具有扰动的线性离散系统的鲁棒稳定界

借助于Ｌｙａｐｕｎｏｖ稳定性理论和矩阵奇异值理论,分析了具有结构和非结构扰动的线性离散系统的鲁棒稳定性,给出了几个鲁棒稳定界的定量。这些定理有着重要的理论意义和应用价值。     

不确定时滞系统鲁棒最终一致有界跟踪控制

提出了一种基于LM Is的线性不确定时滞系统跟踪非时滞动态参考模型的设计方法.证明了时滞系统的一致最终有界Lyapunov稳定的一个新的结果.给出时滞系统模型跟踪的一个充分条件结果,并给出证明.如果某个LM Is的可行解存在,则可以设计保证跟踪误差一致最终有界的控制器,并且跟踪误差的界可以设计为任意小.     

低轨对地凝视卫星鲁棒姿态控制器设计

针对低轨道对地凝视小卫星的姿态控制问题,设计了一种鲁棒控制器.首先推导了基于误差四元数和误差角速度的运动学和动力学方程;设计了对地凝视小卫星的鲁棒姿态控制器,并通过Lyapunov方法证明了该控制器的全局稳定性,该控制器由PD控制部分和一个附加部分构成,形式简单,对外界干扰和模型不确定性具有良好的鲁棒性;仿真结果表明,...     

基于中心流形理论的欠驱动航天器姿态控制

考虑一类欠驱动航天器的执行机构为喷气推力器,根据航天器姿态动力学理论,建立欠驱动航天器姿态动力学方程。对于仅有两个反作用飞轮的零动量姿态控制系统设计了不连续的状态反馈控制器。基于给出的欠驱动航天器姿态动力学方程,设计控制律,利用中心流形方法判别驱动航天器系统在临界情形下的稳定性,得出欠驱动航天器姿态达到稳定状态的稳定性控制参数条件。数值仿真验证了所设计控制律的有效性。     

基于模糊逻辑的复杂控制系统自适应鲁棒控制器设计

利用模糊逻辑系统具有充分利用语言信息和逼近连续函数的性质，分析设计了复杂大系统的自适应鲁棒控制器和模糊逻辑系统参数估计的自适应律，这种控制器使被控系统的状态及参数估计误差一致终极有界。仿真实例表明，所提出的方法是有效的。     

A comparing design of satellite attitude control system based on reaction wheel

The disturbance caused by the reaction wheel with a current controller greatly influences the accuracy and stability of the satellite attitude control system. To solve this problem, the idea of speed feedback compensation control reaction wheel is put forward. This paper introduces the comparison on design and performance of two satellite attitude control systems, which are separately based on the current control reaction wheel and the speed feedback compensation control reaction wheel. Analysis shows that the speed feedback compensation con- trol flywheel system may effectively suppress the torque fluctuation. Simulation results indicate that the satellite attitude control system with the speed feedback compensation control flywheel has improved performance.     

卫星姿态控制系统鲁棒故障诊断方法

针对卫星姿控系统的鲁棒故障诊断问题,在未知输入观测器(UIO)基础上,提出利用非线性未知输入观测器(NUIO)对执行机构和敏感器故障诊断.考虑姿控系统存在外部干扰以及系统不确定性,建立姿控系统非线性模型,设计NUIO对部分干扰和系统不确定性解耦,令未解耦部分到系统残差H∝范数作为性能指标使之最优,运用线性矩阵不等式(L...     

欠驱动航天器姿态稳定性的齐次控制方法

应用齐次控制方法研究欠驱动航天器姿态稳定性问题。采用(w,z)参数描述航天器姿态的运动,在无扰力矩的假设下,给出欠驱动航天器的姿态动力学方程。通过分析系统模型的特点,确定系统的向量场f为齐次的,利用齐次系统理论和齐次反馈设计欠驱动航天器姿态角速度ωx和ωy的控制律,使系统姿态参数和角速度w1、w2、ωz趋于渐近稳定。数值仿真实验验证了控制律的有效性。     

固定推力和总冲约束的高空飞行器姿态控制

针对执行器为固定推力的喷气反作用装置的高空飞行器姿态控制问题,以推力总冲最小为约束,以Lyapunov稳定性和滑动模态可达性为要求,选择线性和指数函数复合的切换函数,设计了一个实例系统的控制器。系统姿态和姿态机动过程的仿真结果表明,该设计能消除系统参数变化以及干扰力矩的影响,并能准确调整姿态。     

欠驱动航天器姿态稳定的非线性控制

针对欠驱动航天器姿态稳定的非线性控制设计问题,给出了欠驱动航天器姿态运动的运动学方程和动力学方程,并将姿态四元数和角速度整合,引进分段连续变量和相应的时变函数,提出周期性连续时变反馈控制律,使欠驱动航天器姿态达到稳定状态.数值仿真实验结果表明了所设计控制律的有效性.     

大气层外拦截器开关式姿态控制律设计

以大气层外拦截器为背景,为了提高姿态控制系统对干扰力矩的鲁棒性,基于预测控制方法设计了开关式姿态控制律.将导引头视场约束和姿态角速度约束以输出约束的形式添加到预测控制的优化问题中,保证了目标不脱离视场.针对线性化后的姿态运动模型,采用约束"紧缩"的方法,通过适当的调整约束集,保证了算法的鲁棒性.在此基础上得到了带有开关输入的姿态控制对应的优化问题.仿真结果表明,本文给出的设计方法即使在存在较大干扰力矩的情况下仍然能够满足姿态控制精度要求.     

基于鲁棒L2的无刷直流直线电机定点控制

针对无刷直流直线电机(BLDCLM)伺服系统输出能无延迟、无超调地跟踪输入指令的变化,而常规PID控制器很难同时满足系统对输入的跟踪性能和对不确定性的抗扰性能要求这一现状,提出鲁棒L₂跟踪控制策略,亦即有针对性的引入非线性控制抑制扰动和实现对输入指令的准确跟踪.对具有变化负载和驱动增益变量的BLDCLM定点控制进行鲁棒L₂控制器设计,并运用MATLAB/SIMULINK仿真得出在不同负载条件下的阶跃响应和相应的电机速度、位移响应曲线.仿真结果表明,任何状态下系统都有最佳动态响应,从而证明了该方法的合理性和有效性.     

卫星姿态调节的自适应滑模控制器设计

针对刚体卫星的姿态调节问题,提出了一种自适应滑模控制器设计方法.在卫星转动惯量参数存在不确定性时,设计了基于李亚普诺夫方法的自适应滑模控制律,实现了对惯量参数的实时辨识.同时为克服滑模控制中控制量存在的固有的抖振问题,又提出了采用双曲正切函数代替符号函数的控制方案.最后对卫星姿态控制系统进行了仿真研究.结果表明,所设计的控制方案在实现姿态调节控制的同时,完成了对卫星转动惯量的辨识,并有效地抑制了外部扰动.     

Research on feasibility of missile attitude control based on laser gyroscope

According to the disadvantages of traditional mechanical gyro inertial measurement unit(’IMU’) for steering system not being available for missile attitude control, a concept based on laser gyro IMU is proposed to realize navigation & positioning and attitude control. The concept will save three single-axis rate gyros compared with traditional missile attitude control system, and is available both for strapdown and platform inertial navigation systems. Firstly, this article analyzes the selection requirements of sensitive device for missile attitude control system, and then analyzes the feasibility of missile attitude control based on laser gyro theoretically, on this basis, from four aspects of error characteristics, anti-vibration characteristics, temperature characteristics and dynamic characteristics, validate the feasibility of the concept practically. Secondly according to the strict requirements of dynamic characteristics on attitude control system, a special design is made for gyro signal filtering used for attitude control. By changing the traditional high order FIR filter to adaptive filter and low order FIR filter, laser gyro’s signal phase delay is reduced. The delay time of theoretical design is 1.5 ms. Lastly, this design is validated through an angle vibration test, and test curve indicates that the dynamic characteristics of laser gyro completely meets the requirements of the attitude control system, and the maximum delay time is 1.6144 ms, which satisfies with the attitude update rate of 2 ms per frame. This concept can simplify the missile guidance system design, at the same time, it does not reduce missile guidance accuracy, and also provides reference for the broadening of the application of laser gyro.