斜铰旋翼操纵力矩生成研究

为了对无人旋翼飞行器使用的斜铰旋翼进行深入研究,提出基于旋翼转角反馈的转速调节规律和基于滞后角的操纵力矩方向控制方法,仿真结果表明斜铰旋翼按该转速调节规律运行能够形成可自由调节的操纵力矩.考虑斜铰旋翼在实际应用中可能出现的转速变化,将其作为仿真输入,仿真结果表明斜铰旋翼能够快速响应转速变化,且当前工作状态对于斜铰旋翼后续运行影响较小,能够满足使用需求.     

斜铰旋翼操纵力矩生成研究

为了对无人旋翼飞行器使用的斜铰旋翼进行深入研究,提出基于旋翼转角反馈的转速调节规律和基于滞后角的操纵力矩方向控制方法,仿真结果表明斜铰旋翼按该转速调节规律运行能够形成可自由调节的操纵力矩.考虑斜铰旋翼在实际应用中可能出现的转速变化,将其作为仿真输入,仿真结果表明斜铰旋翼能够快速响应转速变化,且当前工作状态对于斜铰旋翼后续运行影响较小,能够满足使用需求.     

"自动控制原理"课程的探究性教学实践

本文针对目前"自动控制原理"课程教学中存在的问题,探讨了将探究性教学方法应用于教学实践的必要性和实施步骤.首先分析了"自动控制原理"课程的特点和教学现状,接着介绍了探究性教学方法的内涵,指出了本课程的探究性教学所要达到的目标,并探讨了在实践中相关的实现途径.教学实践表明,探究性教学方法提高了学生学习的积极性和主动性,培养了学生的思维能力和创新能力,进一步加深了对自动控制原理知识概念的理解,为后续课程的学习奠定了坚实的基础.     

应用滑动模态和时间尺度分离的航天器姿态控制

研究了基于时间尺度分离和滑动模态的航天器姿态控制问题．利用时间尺度分离的方法将航天器状态分成对应于姿态角的慢子系统和对应于姿态角速度的快子系统，从而构成内外两个控制回路，外回路跟踪给定的姿态角，内回路跟踪设计的姿态角速度．针对每个子系统分别设计PI型的滑动平面，在Lyapunov稳定性分析的基础上，推导出两个回路的变结构控制律．仿真结果证明了所提控制方法能够克服大幅值、高频率的外部干扰，比传统控制方法具有更高的精度和鲁棒性．     

一种变频测量电流互感器介损的方法

针对电流互感器现场介损测试易受电磁干扰的特点,在常规试验基础上,分别进行了高压试验和变频试验.适当提高试验电压和改变试验电压频率的试验方法,均可比较有效排除电磁场的干扰,从而获得可信的介损值.通过对比两组试验数据发现,高压法测试电压较高且不易操作,而变频法却可在较低的试验电压下就获得更加稳定可靠的介损值,且易于操作,因而可以在现场介损测试中广泛推广.     

对李雅普诺夫第二法教学方法的探讨

本文针对“现代控制理论”课程中李雅普诺夫第二法这个知识点的教学方法进行了探讨。笔者首先分析了“现代控制理论”课程的特点,接着指出了李雅普诺夫第二法这个知识点所要达到的教学目标,针对目前教学中存在的主要问题探讨了若干条新颖的教学方法。教学实践表明,本文提出的教学方法提高了学生学习的积极性和主动性,培养了学生的思维能力和创新能力,进一步加深了学生对李雅普诺夫第二法相关概念和定理的理解,为后续的课程学习奠定了坚实的基础。     

应用滑动模态和时间尺度分离的航天器姿态控制

研究了基于时间尺度分离和滑动模态的航天器姿态控制问题.利用时间尺度分离的方法将航天器状态分成对应于姿态角的慢子系统和对应于姿态角速度的快子系统,从而构成内外两个控制回路,外回路跟踪给定的姿态角,内回路跟踪设计的姿态角速度.针对每个子系统分别设计PI型的滑动平面,在Lyapunov稳定性分析的基础上,推导出两个回路的变结构控制律.仿真结果证明了所提控制方法能够克服大幅值、高频率的外部干扰,比传统控制方法具有更高的精度和鲁棒性.     

倾转旋翼飞行器定翼机模态模型预测控制

以XV-15为原型,建立倾转旋翼飞行器纵垂通道三自由度非线性全量模型并线性化.针对其定翼机模态下的纵垂向控制问题,采用级联控制方案,设计基于状态空间模型预测算法的控制器,不同短舱角采用同一组参数,实现无切换控制.仿真结果表明,所设计的飞行控制系统性能好、鲁棒性强,能够满足应用要求.     

基于激光测距扫描的室内定位方法研究

在未知室内环境下,基于迭代最近点(ICP)匹配的同步建图与定位(SLAM)算法较为复杂,运算量较大,在微小型飞行器ARM嵌入式控制系统上实现难以保证实时性。本文提出了一种基于激光测距扫描的室内飞行定位方法,用室内环境的特征点替代激光扫描数据进行ICP匹配,减少了匹配时间,提高了SLAM算法的快速性。在环境特征点提取过程中,提出了一种真实特征点筛选机制,减少因虚假特征点导致的匹配误差,保证了匹配精度。设计搭建了试验平台,试验结果表明,本文提出的方法能够满足微小型飞行器室内飞行定位快速性和准确性的要求。     

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.