基于规范化参数估计模型的自校正鲁棒控制器

本文运用规范化参数估计方法对 H.K.Song 等人提出的自校正鲁棒控制器进行了改进.所得新的自校正控制器能在较简单的条件下,直接证明存在建模误差时闭环系统的总体稳定性和参数收敛性.     

基于递归神经网络的再入飞行器最优姿态控制

针对再入飞行器的姿态跟踪问题,基于递归神经网络提出最优跟踪控制.采用反步法和递归神经网络,设计自适应前馈控制,将再入飞行器的最优姿态跟踪问题转化为等价的姿态角误差/角速率误差最优调节问题.采用自适应动态规划技术,解决最优调节问题.引入神经网络估计最优控制中的代价函数,推导最优反馈控制律,同时保证Hamilton–Jac...     

基于PID神经元网络的四旋翼飞行器姿态控制系统

针对PID控制对于四旋翼飞行器这类强耦合系统参数整定困难和控制稳定性不足的问题,提出了基于PID神经元网络(PIDNN)的新型控制算法,并设计了基于STM32微处理器的微飞行器。MATLAB系统仿真和飞行测试结果表明,相比于传统PID控制,PID神经元网络控制具有较快的稳定时间和较小的超调量,提高了系统的稳定性和自适应能力,同时实现了广义解耦。     

卫星编队飞行相对轨道的确定

卫星之间相对轨道的确定对于多颗卫星编队飞行的控制和任务是十分重要的，结合空间圆形的编队飞行星座，本文给出了描述卫星近距离运动的C-W方程，讨论了空间圆形的编队卫星星座的构成，进而设定了利用激光仪测量星间位置矢量，并设计了Kalman滤波器来实现相对轨道的确定，分析和仿真结果表明，Kalman滤波器能够有效提高相对位置确定精度并给出相对速度的高精度估计。     

基于UKF的编队卫星的相对姿态确定算法

针对编队卫星相对姿态确定问题,采用一种改进的无迹卡尔曼滤波UKF进行了系统滤波器设计,根据UKF滤波器的性质,推导出了适用于编队卫星相对姿态确定的UKF滤波算法.较之传统的EKF滤波器,UKF不仅提高了滤波精度,简化了计算过程,减少了计算量,而且更易于实现.应用四元数法描述卫星姿态,避免了欧拉角法的奇异性问题.仿真结果表明,UKF滤波器收敛速度大大高于EKF滤波器.而状态估计精度与EKF相当,方差估计优于EKF,且数值稳定性好.     

基于IRT模型参数的BP神经网络估计

该文依据项目反应理论(IRT)的0-1记分模式,应用BP神经网络对项目参数和考生能力进行估计。在对这些参数进行估计时,将得分矩阵分别采用得分率、通过率、相关系数、猜测率进行降维处理。此方法经计算机模拟实验,结果与目前流行的参数估计方法进行分析比较,能得到更好的精度,降低了误差。训练好的网络可以用于实际测试中,并且只需较少的人数和题数,能得到较好的精度。在计算机模拟实验过程中,考生能力和项目难度、项目区分度采用正态分布比均匀分布要好得多。     

基于自抗扰解耦模型的四旋翼姿态控制器设计

为了克服传统控制器控制四旋翼姿态效果差的问题,提出了基于自抗扰解耦模型的四旋翼姿态控制器设计。硬件结构通过通过 PCIE-PCI 转接卡和运动控制板卡连接计算机,借助运动控制板卡计算四旋翼电机控制量;选用MACH4运动控制板卡有效控制四旋翼姿态加速度;选择JQX-13F型号继电器,在电气输出电路中形成控制量阶跃性改变,借助小电流去操控大电流,有效控制四旋翼姿态角速度;使用MS-S3型号带数显伺服驱动器,可根据负载不同自动调节驱动器输出电流大小。以Cortex- M4内核结构为基础设计微控制器,有效控制四旋翼姿态角。分析四旋翼姿态控制器受力情况,构建自抗扰解耦模型,在滚转角、俯仰角和偏航角支持下,计算螺旋桨中心至机体坐标原点的距离、惯性力矩,借助Visual C++6.0设计控制流程。实验结果表明,以X轴为例,采用所设计控制器得到四旋翼加速度平均值为0.8m/s2、角速度平均值为6.08m/s、姿态角平均值为10.5°,与实际情况相符合,表明该控制器能够实现飞行姿态的稳定控制。     

基于PWPF调制技术的飞机飞行姿态控制系统软件设计

为实现飞机行进轨迹多波段同时调节,使其飞行姿态能够受到软件程序的有效控制,设计基于PWPF调制技术的飞机飞行姿态控制系统软件程序。根据时钟配置情况,设置CAN通信接口,并以此为基础,完成对导航仪与舵机状态的检测,再联合偏航距离校正结果,规范核心控制程序的编写形式,实现系统各软件模块功能的设计。建立自抗扰闭环,按照PWPF调制技术的静态作用需求,求解二次规划函数,完成基于PWPF调制技术的控制机制定义。在反步控制器运行过程中,推导非线性建模表达式,实现对飞机飞行姿态控制行为的建模,完成基于PWPF调制技术的飞机飞行姿态控制系统软件设计。实验结果表明,基于PWPF调制技术所设计的软件程序,在X波、C波、S波、L波的波频范围内,均能有效控制飞机的飞行姿态,与多波段调节飞机行进轨迹的实际应用诉求相符合。     

基于Mahony滤波器和PID控制器的四旋翼飞行器姿态控制

四旋翼飞行器由于其简单的气动布局和复杂的动力学模型在控制领域引起了研究热潮,姿态估计与控制器设计一直是实现四旋翼飞行器稳定飞行的难点。为实现精确的四旋翼飞行器姿态估计,首先分析了IMU传感器示值组成和误差存在的原因,然后在方向余弦矩阵(DCM)和重正交化的基础上,具体给出了Mahony滤波器的实现流程。通过与扩展卡尔曼滤波器对比表明,该算法不仅能保证很高的姿态估计精度,而且计算时间小于扩展卡尔曼滤波器,有助于提高系统姿态估计的实时性。结合Mahony滤波后的姿态信息,采用嵌套PI-PID控制策略设计了控制器。最后,将姿态估计算法和控制算法应用到实验平台上,可以实现四旋翼飞行器悬停和角度跟踪功能。     

多变量自校正调节器参数选择的试验

本文介绍了如何选择和确定多变量自校正调节器中有关参数（控制量系数矩阵B0，遗忘因子λ，系统时滞参数（d)的方法，经过大量试验证明这些方法是有效的。     

航天器姿态自抗扰控制

为抑制航天器自身结构参数变化和内外扰动对姿态控制精度和姿态稳定度的影响, 设计了航天器姿态自抗扰控制器. 自抗扰控制器(ADRC)由跟踪微分器(TD)、扩张状态观测器(ESO)和姿态反馈控制器(AFC)3部分组成.跟踪微分器负责安排姿态指令过渡过程, 并提取其微分信号. 扩张状态观测器(ESO)充分利用姿态敏感器与速率陀螺的量测信息, 可对航天器姿态及内部和外部干扰进行观测. 姿态反馈控制器则在补偿ESO估计的干扰的同时,实现航天器的姿态控制. 与已有研究相比, 扩张状态观测器采用复合量测信息对状态估计进行校正, 性能较好. 而自抗扰控制器只采用一个环路即可实现姿态控制及干扰补偿, 结构简单. 对某航天器姿态控制系统的仿真结果表明,以上自抗扰控制器是可行的.     

多航天器相对轨道与姿态耦合分布式自适应协同控制

基于一致性理论,在有向通讯拓扑结构下对多航天器系统相对轨道及姿态的耦合协同控制问题进行了研究.本文考虑近地航天器相对轨道的非线性方程以及用罗德里格参数描述的航天器姿态运动方程,建立了考虑控制输入耦合的六自由度航天器运动模型.在仅有部分跟随航天器可获取参考状态(记为领航航天器)的情形下,针对航天器存在未建模动态以及外部环境干扰等问题,提出了一种基于切比雪夫神经网络(Chebyshev neural networks,CNN)的自适应增益控制律,使得各跟随航天器在轨道交会的同时姿态保持一致.因为每个航天器上的控制算法仅依赖其自身及相邻航天器的信息,因此控制算法是分布式的.同时考虑到航天器之间的相对速度及相对角速度难以测量,提出了无需相对速度及角速度信息的分布式自适应协同控制律使得各航天器保持一定的队形且具有期望的相对指向.最后对6颗航天器的编队飞行进行了仿真分析,仿真结果表明本文设计的分布式自适应协同控制律是有效可行的.     

Robust decentralized attitude coordination control of spacecraft formation

The attitude coordination control problem for multiple spacecraft is investigated in this paper. A simple decentralized variable structure coordinated controller is proposed using Lyapunov’s direct method. In the presence of model uncertainties, external disturbances and time-varying delays in the intercommunication, the presented controller can render a spacecraft formation consistent to a prespecified orientation in the globally-convergent sense. By virtue of a corollary of Barbalat’s Lemma, the convergence of the proposed controller for the resulting closed-loop system is proved theoretically. Numerical simulations are also included to demonstrate the performance of the developed controller.     

转动惯量存在不确定性的挠性航天器滑模姿态控制

在转动惯量存在不确定性时,采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律.由于挠性模态是不可量测的,首先设计了部分状态观测器对挠性模态进行估计.进而结合滑模控制方法,提出了基于观测器的滑模姿态控制律.采用Lyapunov方法证明了在存在转动惯量不确定性时,所设计的滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定.最后,通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性.     

挠性卫星姿态跟踪自适应L2增益控制

针对在轨挠性卫星姿态跟踪时存在参数不确定、外部干扰以及控制输入受限等问题,提出了一种自适应L2增益控制方法.首先利用神经网络来逼近系统中的未知非线性动态特性,设计自适应控制律来处理系统中的不确定参数:其次设计了一鲁棒控制器使得干扰力矩对系统性能输出具有L2增益,从而实现对干扰的抑制控制.最后通过引入附加的输入误差系统,...     

Decentralized sliding‐mode control for attitude synchronization in spacecraft formation

This paper addresses attitude synchronization and tracking problems in spacecraft formation in the presence of model uncertainties and external disturbances. A decentralized adaptive sliding mode control law is proposed using undirected interspacecraft communication topology and analyzed based on algebraic graph theory. A multispacecraft sliding manifold is derived, on which each spacecraft approaches desired time‐varying attitude and angular velocity while maintaining attitude synchronization with the other spacecraft in the formation. A control law is then developed to ensure convergence to the sliding manifold. The stability of the resulting closed‐loop system is proved by application of Barbalat's Lemma. Simulation results demonstrate the effectiveness of the proposed attitude synchronization and tracking methodology. Copyright © 2012 John Wiley & Sons, Ltd.     

欠驱动航天器相对运动的姿轨耦合控制

针对欠驱动的非对称航天器设计六自由度相对运动的姿轨耦合控制器.首先,给出用对偶四元数描述的六自由度相对运动模型;然后,基于矩阵广义逆和空控制向量提出广义的滑模控制器,以实现相对姿态欠驱动控制的渐近稳定;最后,考虑姿轨耦合特性,利用高斯伪谱法和非线性规划得到相对轨道运动能量最省的轨迹,进而利用滑模变结构控制实现对该轨迹的跟踪.仿真结果表明,所提出的方法是有效和可行的,而且较其他方法消耗的能量更少.     

充液航天器姿态的自适应非线性动态逆控制

讨论了充液航天器大角度姿态机动自适应非线性动态逆控制设计.推导了航天器-液体晃动耦合系统动力学方程.采用单摆等效力学模型对液体燃料晃动进行动力学建模.由于充液航天器控制系统的强耦合非线性,故采用神经网络构造系统的自适应非线性动态逆控制器.通过实际算例对该控制器的跟综性能进行了测试,结果证明该自适应非线性动态逆控制器在包...     

航天器平移及姿态机动自适应终端滑模控制

研究了用于航天器平移及姿态机动的自适应终端滑模控制方法.通过在广义准坐标下建立拉格朗日方程得到了刚体航天器平移及姿态耦合运动的动力学方程.能对存在模型不确定性和环境扰动下的航天器实现平移和姿态机动.该自适应过程包括对不确定性和干扰的估计、有效抑制传统滑模控制的抖振现象.利用李雅普诺夫稳定性理论证明了控制器的可达性和稳定性.通过航天器的位置以及姿态跟踪的数值仿真,验证了所设计控制器的有效性和准确性.     

基于动态滑模控制的挠性航天器姿态控制

本文采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律.首先,建立了挠性航天器的数学模型.其中,挠性航天器的运动学方程采用姿态四元数描述.然后,通过引入动态切换函数,设计挠性航天器的动态滑模姿态控制律.该控制律能对滑模姿态控制律中由符号函数项引起的抖振进行抑制.采用Lyapunov方法证明了所设计的动态滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定.最后,通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性.