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。     

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.     

基于干扰力矩补偿的空间飞行器姿态控制方法

考虑质心漂移、轨控推力偏心和推力偏移这几个引起干扰力矩的主要误差源,建立了空间飞行器的姿态动力学方程,选取惯组测得的角速度作为量测变量,通过可观测性秩条件对该系统的可观测性进行了分析,证明各姿态控制通道的总轨控干扰力矩均可观。基于扩展卡尔曼滤波,对空间飞行器轨控发动机引起的干扰力矩进行在线估计,并进一步在姿态控制中对其做出补偿。数学仿真的结果表明,扩展卡尔曼滤波能够实现较高的估计精度,且干扰力矩补偿后的姿态控制效果有了明显改善。     

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。     

基于滑模自适应的飞行器鲁棒姿态控制

针对一类不确定非线性系统,基于李亚普诺夫稳定性理论提出了滑模自适应算法。算法的核心为：将系统分为标称模型和包含建模误差、参数变化、干扰及未建模动态等在内的混合干扰项,用自适应控制实时逼近具有不确定性特征的系统输入系数,用鲁棒控制使系统的混合干扰在有限时间内减小到一个小范围内,用滑模控制最终消除不确定非线性系统的跟踪误差。不仅使系统有较好的鲁棒性,而且消除了传统滑模控制中系统输入的抖振现象。对微型飞行器的姿态控制系统进行了仿真研究,仿真结果验证了算法的有效性。     

飞行器姿态控制方法综述

姿态控制作为飞行器控制系统的重要部分，对于飞行器提高性能具有重要的作用。本文就飞行器常用的几种姿态控制方法作了论述．包括空气动力控制、推力矢量控制、喷气反作用控制、飞轮控制、磁力矩器控制、变质心控制，以及以上几种控制方法组成的复合控制等。最后，指出了未来飞行器姿态控制的发展方向。     

飞行器姿态控制方法综述

姿态控制作为飞行器控制系统的重要部分,对于飞行器提高性能具有重要的作用.本文就飞行器常用的几种姿态控制方法作了论述,包括空气动力控制、推力矢量控制、喷气反作用控制、飞轮控制、磁力矩器控制、变质心控制,以及以上几种控制方法组成的复合控制等.最后,指出了未来飞行器姿态控制的发展方向.     

高超声速飞行器再入段RCS 姿态控制

为满足反作用控制系统(reaction control system,RCS)姿态控制需求,对高超声速飞行器再入段的姿态控制进行研究。以X-34的RCS系统为对象,建立了RCS的数字模型,设计了RCS姿态控制率与PWPE脉冲调制器,利用非线性描述函数法分析姿态控制系统的稳定性,并通过Matlab仿真验证了所设计的RCS姿态控制系统性能。仿真结果表明:该PWPF脉冲调制可以满足RCS姿态控制的需要,同时与传统的PWM脉冲调制相比,可以较大地降低RCS消耗的流量与开启次数,可为高超声速飞行器再入段RCS姿态控制系统设计提供参考。     

一种新型涵道飞行器的设计与气动特性研究

涵道飞行器可以悬停、垂直起降和前飞,且安全性高、结构紧凑、噪声低。针对涵道飞行器一般只能以直升机模式低速前飞,设计了一种能以飞机模式快速前飞的新型可倾转有翼微型涵道飞行器。该涵道飞行器设计固定机翼,且涵道外形设计综合考虑了低速飞行和快速飞行的性能要求。然后采用数值模拟和风洞实验的方法研究了它在不同飞行模式下的气动特性。研究结果表明：该新型微型涵道飞行器不仅可以悬停、垂直起降和以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞涵道飞行器可以悬停、垂直起降和前飞,且安全性高、结构紧凑、噪声低。针对涵道飞行器一般只能以直升机模式低速前飞,设计了一种能以飞机模式快速前飞的新型可倾转有翼微型涵道飞行器。该涵道飞行器设计固定机翼,且涵道外形设计综合考虑了低速飞行和快速飞行的性能要求。然后采用数值模拟和风洞实验的方法研究了它在不同飞行模式下的气动特性。研究结果表明：该新型微型涵道飞行器不仅可以悬停、垂直起降和以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞并在整个飞行包线中具有良好的气动特性。     

基于一种新型神经网络的姿态控制故障诊断方法

在导弹姿态控制系统的故障检测和诊断中,针对BP神经网络自身存在的收敛速度慢等缺点,介绍了一种新型神经网络——带偏差单元的递归神经网络的结构及算法。将它和一改进算法的BP（称为FBP）网络分别用来对同一导弹姿态控制系统进行故障诊断,结果表明,这种算法提高了故障诊断的快速性,增加了诊断的准确性,故障诊断的正确率优于FBP神经网络。     

飞行器模型参考变结构姿态控制系统设计

设计出非线性系统跟踪线性参考模型系统的新的模型参考的变结构控制系统。在此基础上．设计了飞行器模型参考变结构姿态控制系统，并严格证明了系统状态在滑动模态的稳定性。最后的数字仿真验证所提出的方法的正确性和有效性。     

基于BP神经网络的飞行体姿态预测模型

针对建立精确的加速度传感器输出与飞行体姿态获取比较困难的问题,在研究了加速度传感器输出信号对飞行体姿态影响的基础上,建立了相应的BP神经网络模型。结合加速度传感器输出的具体数据,应用Matlab语言编写相关的计算程序,验证了模型的可行性。     

基于退步控制的再入飞行器自动驾驶仪设计

文中基于一种不同于反馈性化的退步控制思想，提出了一种新的非线性反馈自动驾驶仪设计方法，利用这种方法，为再入飞行器设计了自动驾驶仪。仿真结果表明，所提出的退步控制方法是有效的，并且设计过程简单，易于实现。     

基于最优控制的航天器断续姿控系统设计方法

传统基于姿控喷管的断续姿控系统多采用经典的斜线开关线设计非线性控制律,系统设计时往往难以同时满足姿控精度、推进剂消耗、喷管开关次数等要求和约束。为进一步优化系统设计,实现各性能指标闭合,提出了基于最优控制的断续姿控系统二次型开关线控制方法,并推导得到了系统姿控精度模型。通过仿真试验对比了传统斜线开关和二次型开关控制的性能。仿真结果表明,两种方法下系统姿控精度计算模型正确,性能指标各有优劣,姿控系统设计时可依据系统约束综合考虑选取不同方案。     

导弹姿态的反演法控制器设计

反演法控制器,将导弹姿态角作为系统控制对象.控制器根据给定的俯仰角、偏航角和滚动角参考信号得出相应的舵偏输入,使导弹能按给定姿态角确定的轨迹飞行.定点及全空间仿真结果证明,该控制器设计可行.     

基于蒙特卡罗方法的固体火箭姿态控制系统设计

在固体火箭姿态控制系统设计过程中,为保证设计结果的可靠性,需要针对发动机性能、全箭质量及气动参数等进行拉偏仿真分析,各项偏差的大小及使用方法直接影响对固体火箭控制能力的需求。传统固体火箭姿态控制系统设计时,一般针对各项偏差进行极限拉偏组合仿真,导致设计结果较为保守。针对总体各项偏差量,建立概率模型,采用蒙特卡罗方法进行控制力分析。数学仿真结果表明,相比传统设计方法,在保证系统具有一定的可靠度情况下,大幅降低了对姿态控制系统的需求,优化了系统方案。     

极点配置方法在姿控系统设计中的应用

给出了一种控制系统的设计方法--传递函数阵的极点配置方法,这种方法能够根据系统的特征多项式迅速确定校正环节的设计参数,通过在反馈回路中引入类似 PID 控制器来自适应调节飞行器的稳定回路.仿真结果验证了极点配置方法在姿控系统设计中的有效性.