六旋翼飞行器姿态控制系统优化设计

六旋翼飞行器的控制系统具有欠驱动、强耦合、非线性等特点,针对控制系统中的姿态控制易受系统内部参数变化和外部未知条件干扰的问题,提出了一种基于指数收敛的干扰观测器的控制方法。为了提高系统的响应速度和鲁棒性,在干扰观测器的基础上和自适应滑模控制器相结合,并采用边界层法,降低控制系统的抖振。通过Lyapunov稳定性定理证明了飞行器控制系统是稳定且指数收敛的。仿真结果表明:和传统的干扰观测器相比,所设计控制器对六旋翼无人飞行器的姿态控制具有更快的响应速度,提高了干扰抑制能力和系统稳定性。     

采用MSP430的舵机控制系统设计及实现

航空电动舵机是飞行器控制系统的关键组成部分,为航空舵机设计高性能的控制器具有重要意义;针对航空舵机,设计并实现了一种采用MSP430单片机的稀土永磁无刷直流电机的舵机控制系统;提出系统的复合伺服控制策略并设计了控制系统结构;设计硬件与软件系统实现复合伺服控制并进行随动实验测试,实验结果显示系统跟踪误差小,无超调量和静态误差,表明系统具有很好的稳态和动态特性,控制效果良好。     

基于神经网络的拍翅式微型飞行器姿态控制

对于拍翅式微型飞行器姿态的控制,提出了一个基于BP神经网络和平均力矩的控制方案. 每个拍动周期结束后,依据姿态误差通过神经网络控制器来确定迎角的调整量, 微型飞行器在下一周期获得所需的姿态控制平均力矩. 对控制系统进行了仿真,仿真结果表明该系统具有鲁棒性.     

基于STM32的四旋翼飞行器控制系统设计

四旋翼飞行器控制系统的性能决定了飞行效果的优劣,如何改善飞行控制系统使其拥有更良好的表现成为近几年的研究热点。根据四旋翼飞行器的飞行原理,设计了一种新型四旋翼飞行器控制系统。该系统以STM32作为主控制器,配合各姿态传感器实现飞行器姿态及位置的控制,并结合以姿态角为主要误差源的双环结构PID控制器,提高了飞行器的平稳性。经实际飞行验证,该飞行控制系统方案能够取得较稳定的飞行效果。     

基于DSP四旋翼飞行器姿态控制系统硬件设计

姿态控制是具有六自由度四输入欠驱动系统的四旋翼飞行器飞行控制系统的核心,文章基于DSP对飞行器的姿态控制系统进行硬件设计。设计采用TMS320F28335作为主控制器,使用ADISl6355惯性测量单元进行姿态信息检测,超声波传感器进行高度的测量。多次室内实验表明,所设计硬件系统性能可靠,满足飞行器姿态控制的要求。     

超声波电动机自适应滑模控制器设计

超声波电动机作为控制系统的执行器,被广泛应用于精密制造的驱动设备中。首先,为选择的超声波电机控制系统建立了近似的时域数学模型,使用最小二乘方法辨识了该系统模型的参数;然后,设计了一种连续切换自适应滑模控制器,并应用于超声波电机系统的控制,给出了超声波电机控制系统的稳定性检测方法,以及所设计控制器的参数选择方法;最后,采用传统滑模控制方法和所设计的控制方法跟踪相同的位置信号,取得了较好的控制效果。结果表明,对于跟踪幅值为40mm的位置信号,在较小抖振的前提下,传统滑模控制方法的最大跟踪误差为0.896 5 mm,连续切换自适应滑模控制的最大跟踪误差为0.164 6 mm,且无抖振。     

基于CYGNAL单片机和FPGA的舞台吊杆控制器的设计

介绍了舞台吊杆控制系统的体系结构,并对组成该系统的舞台吊杆控制器进行了研究,论述了其工作原理,提出了用CYGNAL单片机和FPGA设计该控制器的方法。基于SOC的设计思想,完成了该控制器的硬件和软件两方面的设计,提出了控制系统中的位移测量方法,并对电机惯性引起的误差提出了补偿方法;同时针对该系统采取了相应的抗干扰措施,提高了系统的抗干扰能力。实际应用证明,此控制器抗干扰能力强,吊杆位置控制精确,且安全可靠。     

六轴旋翼碟形飞行器控制系统软件设计及仿真研究

采用了控制不同电机转速组合的方法,对六轴旋翼碟形飞行器进行姿态控制,使六轴旋翼碟形飞行器在不同姿态下飞行时具有较好的性能;为了实现六轴旋翼碟形飞行器的飞行控制,对飞行器的控制系统进行了初步的设计,并且给出了控制系统软件设计流程图;同时以ProtuesISIS软件为基础建立了六轴旋翼碟形飞行器控制系统的仿真模型,并进行了仿真,仿真结果显示该控制系统能够满足六轴旋翼碟形飞行器起飞、悬停及降落等控制姿态的要求。     

基子CYGNAL单片机和FPGA的舞台吊杆控制器的设计

介绍了舞台吊杆控制系统的体系结构,并对组成该系统的舞台吊杆控制器进行了研究,论述了其工作原理,提出了用CYGNAL单片机和FPGA设计该控制器的方法.基于SOC的设计思想,完成了该控制器的硬件和软件两方面的设计,提出了控制系统中的位移测量方法,并对电机惯性引起的误差提出了补偿方法;同时针对该系统采取了相应的抗干扰措施,提高了系统的抗干扰能力.实际应用证明,此控制器抗干扰能力强,吊杆位置控制精确,且安全可靠.     

基于PID的四旋翼飞行器姿态控制系统

飞行控制系统很大程度上决定了四旋翼飞行器的飞行性能。分析飞行器模型,并在此基础上设计实现一种基于PID(Proportion, Integration, Differentiation)控制方法的飞行器姿态控制系统。整个控制系统包括第1阶段的四元数姿态解算（PI）和第2阶段的油门计算（PID）。通过PI方法融合加速度和角速度传感器的输出,计算出飞行器当前的姿态角;通过PID方法融合当前姿态和目标姿态控制电机油门输出。上位机通过蓝牙获取飞行器数据,结果显示该系统能很好地保持飞行器的稳定姿态。     

Passification-based robust flight control design

A passification-based robust autopilot for attitude control of flexible aircraft under parametric uncertainty is designed. A high gain controller with forced sliding motions is used to secure good performance over a wide range of the aircraft model parameters. The shunting method is applied to ensure closed-loop system stability under lack of aircraft state information. The series reference model is used to assign the desired closed-loop system performance. An example illustrating a typical design procedure for aircraft attitude control in the horizontal plane for different flight conditions is given. The simulation results demonstrate the efficiency and high robustness of the suggested control system.     

Dynamic modeling and nonlinear tracking control of a novel modified quadrotor

In this article, a nonlinear tracking controller is designed based on Lyapunov stability for a novel aerial robot. The proposed 6‐rotor configuration improves stability and payload lifting capacity of the robot compared with conventional quadrotors while avoiding further complexities in the robot dynamics and steering principles. The dynamical model of the robot is derived using Newton‐Euler method. The model represents a nonlinear, coupled, and underactuated system. The proposed control strategy includes 2 main parts: an attitude controller and a position controller. Both the attitude and position controls are Lyapunov‐based nonlinear tracking controllers that guarantee the asymptotic convergence of the states' tracking errors to zero. Simulation results are presented to illustrate appropriate performance of the closed‐loop system in terms of position/attitude tracking even in the presence of wind disturbance.     

基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统

传统飞机飞行姿态滑膜控制系统,存在飞机飞行姿态自适应系数稳定性差的问题,在控制过程中会受到多重因素影响,导致飞行姿态可控误差系数增大,需要辅助控制系统修正才能完成飞行姿态的控制操作;针对上述问题,提出基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统;系统硬件基于PID自适应滑模控制器,对飞机飞行姿态控制器进行结构设计;软件部分通过引入自适应滑模控制策略,对PID控制器姿态控制变量进行适配;引入AFSMC算法计算姿态控制器当前时间点下的运动控制方程,得到飞行姿态自适应滑模控制的最优量,完成基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统设计;实验结果表明,所设计系统能够在不同飞行工况下,对飞机飞行姿态作出准确控制,系统的整体控制精度范围为90%~97.4%,飞机飞行控制稳定性较好,有效提升了系统对飞机飞行姿态的控制准确度。     

大柔性飞行器的自适应姿态控制设计

研究系统存在不确定性的大柔性飞行器的姿态跟踪控制问题.针对高阶大柔性飞行器模型,使用平衡实现方法对其降阶,并通过奇异值对比分析系统降阶前后特性.基于降阶模型,设计LQR-PI控制器作为基线控制器.考虑不确定性,利用李雅普诺夫稳定性理论设计模型参考自适应控制器,并对比两种方法的控制效果.仿真结果显示,所提方案对包含不确定性的系统具有较好的控制效果,能使系统完成期望的姿态跟踪目标.     

基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统设计

针对四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统抗干扰能力较差,控制性能较差的问题;文章提出基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统,优化设计了系统的硬件和软件部分;硬件部分设计主控制器,通过发生器输出的PWM波信号控制电速;设计传感器模块,测量姿态角与加速度等数据,采用双陀螺仪和双加速度计结构,避免共振对测量结果产生影响;设计电机驱动模块,选用X2216型无刷直流电机为运行提供较高的转速和响应速度;设计无线数据传输模块,选用3DR无线数据传输模块实时监测姿态信位置信息数据;构建基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统,对角速度数据、加速度数据等数进行融合改正,再运用互补滤波器对陀螺仪和加速度计进行信号检测和控制调度,得到精确的实时姿态角;采用姿态控制算法和串级PID控制策略,提高对系统的控制力,保证飞行的平稳;实验结果表明,基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统抗干扰性强、控制能力高以及响应速度快。     

Adaptive backstepping sliding mode trajectory tracking control for a quad-rotor

A quad-rotor aircraft is an under-actuated,strongly coupled nonlinear system with parameter uncertainty and un-modeled disturbance.In order to make the aircraft track the desired trajectory,a nested double-loops control system is adopted in this paper.A position error proportional-derivative(PD) controller is designed as the outer-loop controller based on the coupling action between rotational and translational movement,and an adaptive backstepping sliding mode control algorithm is used to stabilize the attitude.Finally,both the numerical simulation and prototype experiment are utilized to demonstrate the effectiveness of the proposed control system.     

Adaptive fault‐tolerant control for a nonlinear flexible aircraft wing system

Fault‐tolerant control problems have been extensively studied in all kinds of control systems. However, there is little work on fault‐tolerant control for distributed parameter systems. In this paper, a novel adaptive fault‐tolerant boundary control scheme is proposed for a nonlinear flexible aircraft wing system against actuator faults. The whole system is regarded as a distributed parameter system, and the dynamic model of the flexible wing system is described by a set of partial differential equations (PDEs) and ordinary differential equations (ODEs). The proposed controller is designed by using the Lyapunov's direct method and adaptive control strategies. Based on the online estimation of actuator faults, the adaptive controller parameters can update automatically to compensate the actuator faults of the system. Besides, a fault‐tolerant controller is also developed for this system in the presence of external disturbances. Differing from existing works about adaptive fault‐tolerant control, the adaptive controller presented in this paper is designed for a distributed parameter system. Finally, numerical simulations are carried out to illustrate the effectiveness of the proposed control scheme.     

雷达监测协同飞行器列阵飞行控制系统设计

当前飞行器列阵飞行控制技术中单机间相对位置不易确定,造成列阵飞行状态监测和姿态感知较难,存在控制准确度低、可靠性差的问题。据此,设计一种基于改进降噪目标提取算法的地面站可见光监测控制系统。通过对列阵中各单机飞行状态的图像监测,确定位置与姿态,以及其在列阵中的位置偏差,给出实时动态调整指令;设计的改进型降噪目标提取算法,降低了复杂背景噪声对飞行器目标提取的影响,提高了监测准确性。该系统将飞行状态监测和姿态感知功能设置于地面站中,极大减少了对飞机的载荷依赖,实现对飞行器列阵飞行的智能管理和任务规划。经实验验证,该智能控制系统的偏差率维持在2%以下,结果表明本智能控制系统能够准确、可靠的控制50架飞行器列阵的静态和动态行动。     

飞行姿态控制系统半物理仿真平台开发

飞行姿态控制系统作为飞机姿态控制的重要组成部分，对飞机起降、空中姿态调整具有重要影响。为快速建立液压作动系统数值计算模型、飞行员操纵及控制单元、舵面及起落架演示单元等实验实物环节，基于 Automation Studio液压设计及仿真专用软件，设计与开发了某型飞机飞行姿态控制系统的半物理仿真实验平台。给出了飞行姿态控制系统半物理仿真平台软总体方案、硬件组成、工作原理及开发和实验流程。最后，以飞机方向舵为例，开发了包括液压油油箱、液压马达、控制阀门、作动筒及管道、溢流阀、限位开关等装置的数值计算模型，液压阀位置数字PID调节器，结合舵面及其加载演示系统PLC控制程序，配合现场人员的实际操控动作，开展了方向舵液压作动随动控制系统半物理仿真实验研究，试验并分析了飞机机翼液压作动系统位置随动过程中的运行工况，并记录关键的实验数据曲线，为飞行姿态控制系统研究提供了一种直观的仿真及分析实验方法。     

A new pulse modulation adaptive controller (PMAC) applied to HVAC systems

The paper proposes a new switching control law (pulse modulation adaptive controller, PMAC) that implements pulse-width–pulse-frequency modulation. Pulse durations are determined to maintain the amplitude of variation in the controlled variable at or below a user-defined level. In addition to providing quantifiable control performance, PMAC can reduce component wear by issuing fewer switches than conventional control schemes. The control law is developed around a first-order system characterization but incorporates an adaptive loop, which allows application to a wide range of non-first-order and also time-variant systems. Test results are presented from applying PMAC to both simulated and real HVAC systems.