航天器降维姿态-轨道一体化控制算法

针对航天器控制系统在本体坐标系下出现单轴姿态控制失效的问题,提出一种降维姿态-轨道一体化控制算法。该首先设计降维姿态稳定控制器,通过对其他两轴的姿态控制实现对航天器全姿态的渐近稳定控制;然后设计耦合轨道控制器,引入自适应滑模控制器,在单轴失效情况下确保轨道控制的渐近稳定,最后给出降维姿态稳定控制器和耦合轨道控制器渐近稳定控制的证明过程。仿真结果表明,提出的降维姿态-轨道一体化控制算法可将单轴控制失效的航天器调整到渐近稳定控制状态,计算结果满足工程精度要求。     

基于变结构的水下航行体航行姿态控制系统设计方法

水下航行体在高速转弯时,由于俯仰、偏航和横滚3 个通道间存在较大的耦合,以及水 下海流的不确定性干扰等因素的影响,水下航行体的姿态控制难度较大,传统控制技术无法达到控 制目的。为了解决水下航行体姿态解耦控制的难题,通过水下航行体旋转动力学方程构建了水下 航行体姿态运动子系统状态方程,并应用变结构控制策略设计了水下航行体姿态控制器,理论推导 和仿真表明:所设计的控制器能够使得水下航行体姿态角稳定地跟踪指令航向角,并对海流干扰具 有强鲁棒性,实现了水下航行体姿态子系统间的解耦控制。     

一类挠性航天器的模糊控制

现代航天器的控制面临着挠性附件对本体姿态的耦合作用。本文将帆板挠性结构对本体姿态的影响增广进系统方程。将挠性航天器非线性状态方程表示为T-S模型。运用PDC（并行分配补偿）控制方法设计控制器，其思路是：首先采用极点配置设计局部反馈控制器，然后选用具有最大隶属度函数的局部控制器作为全局控制器，通过设计补偿控制器保证了闭环系统的稳定性。数值仿真结果表明该模糊控制器是行之有效的。     

变质心高速旋转弹的滑模姿态控制器设计

针对采用变质心技术的高速旋转弹,考虑滑块的六自由度运动,基于牛顿力学建立了由炮弹和滑块组成的多体系统的动力学模型,并根据实际情况对模型进行了合理简化。以滑块的旋转角加速度为控制量,设计了具有鲁棒性的滑模变结构姿态控制器,使弹体实际姿态角能够快速跟踪理想姿态角。     

一类挠性航天器的模糊控制

现代航天器的控制面临着挠性附件对本体姿态的耦合作用,本文将帆板挠性结构对本体姿态的影响增广进系统方程.将挠性航天器非线性状态方程表示为T-S模型.运用PDC(并行分配补偿)控制方法设计控制器,其思路是:首先采用极点配置设计局部反馈控制器,然后选用具有最大隶属度函数的局部控制器作为全局控制器,通过设计补偿控制器保证了闭环系统的稳定性.数值仿真结果表明该模糊控制器是行之有效的.     

基于虚拟滑模控制方法的非合作航天器姿态估计

针对非合作航天器的非线性姿态估计问题,提出一种利用虚拟滑模控制思想实现对目标航天器姿态参数估计的方法。将立体视觉系统输出的实时观测数据作为虚拟控制系统的输入,将航天器的姿态动力学数学模型作为虚拟的控制对象,采用滑模变结构控制器计算出虚拟力矩控制量,从而使虚拟航天器的姿态与观测姿态同步,虚拟航天器姿态即为非合作航天器姿态参数的估计值。仿真实验验证表明,在存在系统误差及状态量初始误差较大的情况下,所提出的基于虚拟滑模控制的估计算法估计效果优于扩展卡尔曼滤波算法,并较好地协调了变结构控制鲁棒性与平滑控制抖振之间的矛盾。     

大角度机动飞行器变结构姿态控制设计研究

在大姿态角的情况下,飞行器姿态运动的非线性因素和耦合因素不能忽略,传统的近似线性化方法在姿态控制设计中难以满足各种性能要求.同时,飞行器运动参数存在大范围变化,姿态控制系统的设计必须能够克服参数摄动的影响.文中首先运用输入输出反馈线性化方法,将飞行器姿态运动方程组线性化并且解耦成经典的单变量系统,然后运用滑模变结构"界值"控制,实现飞行器的姿态角跟踪控制系统设计.仿真证明设计是有效的.     

高超声速飞行器的终端滑模姿态控制

针对具有高度非线性、强耦合、含较大不确定性特点的高超声速飞行器,设计了终端滑模控制器,并应用于高超声速飞行器的姿态控制中。对飞行器姿态控制系统的慢回路设计PID控制律,快回路设计终端滑模控制律。终端滑模控制对系统参数的变化不灵敏,具有良好的鲁棒性。并利用李雅普诺夫稳定性理论证明整个闭环系统的稳定性。仿真结果表明,在气动参数大范围摄动的情况下,该控制系统对于高超声速飞行器姿态角信号指令具有良好的跟踪性能。     

基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态角速率测量方法

针对现有姿态控制系统检控分离导致姿控系统存在异位控制等突出问题,提出了一种基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态角速率测量方法。建立了基于磁悬浮控制力矩陀螺金字塔构型的动力学模型,根据惯量矩定理分析了基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器测控一体化机理,并通过金字塔构型中3个磁悬浮控制力矩陀螺的联合求解,得到了航天器姿态角速率的解析表达式。仿真结果证明了该方法的有效性和优越性。     

基于非线性动态逆的水下运载器控制方法研究

针对水下运载器具有强非线性、强耦合、多输入多输出、水动力作用复杂以及姿态变化剧烈等特点,设计了一种非线性动态逆控制系统,解决了传统控制器设计方法在线性化过程中因忽略非线性因素带来局限性的问题。通过慢回路姿态控制器和快回路姿态控制器的设计解决了水下运载器非线性、强耦合以及多输入多输出的问题,并且运用Lyapunov 稳定性分析证明了控制器的稳定性。控制方法跟踪单位阶跃信号时稳态时间为1 s,超调量为4%,较PID 控制的动态特性有较大提升。非线性控制系统仿真结果表明该控制器对于依30%水动力参数不确定性具有一定的鲁棒性。摇摇     

滑模变结构控制在航天器姿态控制系统中的应用

根据滑动模态变结构控制原理,导出了航天器三轴动力学和四元数姿态运动学方程.通过二次型最优法解出航天器姿态角速度与姿态角间的函数关系,得到滑动平面,据此设计了该滑模变结构控制系统.理论分析和仿真结果表明,系统动态品质和稳态性能良好,对外加干扰和系统摄动具有极强的鲁棒性和自适应性.     

柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计

针对充气空间飞行器刚柔耦合影响下的高精度姿态控制问题，提出基于自抗扰控制理论的姿态控制系统设计方法。建立刚柔耦合动力学模型，综合采用线性自抗扰控制、姿态机动路径规划、脉冲调宽调频调制、滤波处理等控制策略进行柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计。通过数值仿真实验对所设计系统进行验证，并与传统PID控制进行对比分析。仿真结果表明，采用新方法设计的柔性充气空间飞行器姿态控制系统可以适应大角度姿态机动，能够有效抑制充气囊体的柔性振动，在节省燃料消耗的同时实现高精度姿态控制。     

输入受限的线性系统优化控制器设计

输入受限的线性系统优化控制器,基于代数Riccati方程(ARE)设计了复合非线性反馈控制(CNF).该方法先考虑输入具有饱和非线性的线性系统一般形式,再通过构造低增益部分、高增益非线性部分及复合非线性控制律三步完成设计.将常参数形式的高增益部分设计为非线性函数,可获得更好的性能.其仿真通过某航天器的数学模型设计合适的复合非线性反馈控制控制律,并调节相关参数,达到了较满意的效果.     

基于复合执行机构的再入弹头动力学建模与控制

为提高再入弹头命中精度和机动突防能力,将质量滑块和单框架控制力矩陀螺（SGCMG）配合使用,以在弹头再入全过程中产生足够的姿态控制力矩.针对采用质量滑块/SGCMG复合执行机构的再入弹头,利用New-Eul-er法,建立了弹头再入动力学模型.在此基础上,利用Lyapunov稳定性理论,设计了弹头非线性姿态控制器.对某型导弹再入弹头的仿真研究表明：质量滑块/SGCMG复合执行机构可以满足弹头再入全过程的力矩需求,输出力矩误差小于0.001 5N.m;控制系统可以实现姿态角的良好跟踪,稳定跟踪误差小于0.5°,复合执行机构方案是可行的.     

空射飞航导弹姿态控制的一种自适应方法

为解决空射飞航导弹气动力矩导数不确定条件下姿态控制问题,基于动态逆和非线性系统无源性稳定理论设计了一种姿态自适应控制器.该控制器包括控制律和参数估计器两部分.控制律根据估计器提供的对象参数估值在线调整控制参数.采用李亚普诺夫稳定性理论证明了闭环系统的稳定性.数值仿真表明该方法在保证参数估计误差有界的同时实现了导弹对姿态角指令的快速无静差跟踪.     

高超声速飞行器三通道耦合制导律与鲁棒控制律设计

针对高超声速飞行器俯冲段制导控制问题，提出了一种基于李代数和增量非线性动态逆的制导控制系统联合设计方法。将飞行器在俯冲段的制导目标转换为需求视线坐标系约束，在李群上建立了以当前视线坐标系与需求视线坐标系转换矩阵变化率表示的飞行器与目标的相对运动模型，同时建立以欧拉运动方程表示的飞行器姿态运动模型。针对李群上建立的相对运动方程，基于SO(3)上的广义PD控制方法设计了制导律，并针对姿态运动方程借助增量非线性动态逆方法设计了对气动干扰具有强鲁棒的姿态控制律。通过蒙特卡洛仿真试验，验证了制导控制系统联合设计方法的有效性和鲁棒性。     

滑块式定向战斗部增益研究

为提高战斗部在目标方向上的破片密度,设计了一种新型滑块式定向战斗部。建立了该滑块式定向战斗部与普通偏心起爆定向战斗部的有限元模型,运用数值模拟和静爆试验相结合的方法研究了该定向战斗部的破片数目和速度增益。结果表明,该滑块式定向战斗部与相同质量和装药量的普通偏心起爆定向战斗部相比,在定向方位90°角度范围内破片数目增益38.8%,初速减小3%。     

空间拦截器非线性姿态系统的变结构解耦控制

空间拦截器的姿态控制系统是一个非线性系统,用通常的方法难以求得姿态稳定控制律。本文对姿态系统的模型进行适当处理后,用变结构解耦线性化的方法求得了一种精确的姿态控制律,最后通过了数值仿真检验。     

数字式姿态控制系统的离散变结构控制

随着数字计算机的发展，数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统当中。文中针对数字式导弹姿态控制系统，通过对离散变结构控制的研究，提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法，设计了变结构控制律。该变结构控制律在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时，有效地抑制了传统变结构控制的抖振现象。仿真结果验证了文中方法的有效性。     

高速旋转弹的姿态控制系统设计

为了解决高速旋转弹姿态控制的难题,设计了一种基于滑动质量块姿态控制系统。从高速旋转弹姿态特点分析出发,建立了姿态动力学方程。根据时间尺度对其姿态回路进行了时标分离,将其分为内外两个回路,分别进行了控制系统设计。外环设计了含有跟踪误差及其积分函数的滑模控制器,内环则采用了依赖于状态的黎卡提方程(SDRE)的最优控制器。仿真结果表明,该控制系统能快速有效地实现对弹体姿态控制,可为实际工程应用提供必要的借鉴。