带滑块的太阳帆航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制

为了对滑块控制的太阳帆航天器的姿态控制进行研究，利用动量矩定理建立了太阳帆的刚柔耦合动力学方程，并利用非约束模态方法，求得了可解的控制学方程，在此基础上提出了90°定向任务这一新的姿态控制任务情景。以90°定向任务为切入点，对带滑块的太阳帆航天器姿态-控制非线性耦合的特点进行了讨论，并针对其给出了一种能够适应这种非线性耦合特征的变增益PD控制器。对90°定向任务进行了仿真，结果表明，当姿态角接近90°时，姿态-控制器非线性耦合程度较强，定增益PD控制器控制效果差。此时，变增益PD控制能够对非线性特性凸显，对定增益PD控制难以实现的90°定向任务进行精确控制，在可接受的控制时间内将姿态角定向为90°。     

基于模糊控制的共轴飞行器姿态自稳算法

针对共轴双桨飞行器悬停飞行姿态控制过程中传统控制算法姿态控制效果不理想、智能控制算法在嵌入式系统中不适用的问题,提出一种在姿态解耦的基础上利用串级PID与模糊控制相结合的半自适应姿态控制算法。该算法在共轴双桨飞行器的姿态控制器中加入了姿态解耦器,并利用模糊控制器实现了串级PID控制器内环参数的自适应。仿真实验和飞行试验表明,该控制算法无论是在数值模拟仿真系统中还是在现场飞行试验中都能表现出较好的控制效果。     

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。     

弹道导弹姿态稳定系统的内模控制研究

为弥补传统PID控制器的不足,研究了内模控制理论在弹道导弹姿态稳定系统中的应用。在小干扰的假设下,设计了基于理想内模的IMC-PID姿态稳定系统,内环PID控制实现导弹系统姿态稳定,外环增加内模控制器,改善PID控制的性能,实现导弹姿态的高精度控制。     

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。     

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。     

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.     

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。     

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。     

基于参考轨迹的失效卫星相对位姿建模与控制

以追踪星对非合作失效卫星的超近距离巡视为背景,对基于参考轨迹的失效卫星相对位姿建模与控制进行研究。根据非合作失效卫星在空间定轴慢旋的特性,通过在失效卫星表面确定一个兴趣区域,建立便于相对位姿动力学模型设计的参考坐标系与兴趣坐标系,从而便于位置与姿态2个方面的参考轨迹指令的实时计算;基于Hill方程和姿态动力学模型,推导基于非合作目标表面参考点的近似耦合相对位姿动力学模型;在此基础上,设计相对位姿耦合控制方法,并进行Simulink仿真实验验证。仿真结果表明:基于参考轨迹推导的相对位姿动力学模型简洁有效,设计的位姿耦合控制方法使系统具有较高的控制精度,相对位置控制精度为0.1 m,相对姿态控制精度为0.15。     

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。     

弹性体导弹自适应减振跟踪控制算法

针对现有控制方法难以克服弹性体导弹弹性振动与刚体运动耦合问题,提出一种基于非线性干扰观测器的自适应反演控制算法。该算法能够根据弹体振动的强度动态调整控制器增益,提高不同情况下的控制性能,保证系统的稳定性。仿真结果表明,所提出的控制算法能够有效抑制弹性振动的耦合影响,并实现导弹姿态的稳定跟踪。     

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     

大长径比导弹两自由度H∞减振跟踪控制器设计

针对大长径比导弹弹体振动与控制系统耦合产生的气动伺服弹性问题,提出两自由度H∞减振跟踪控制算法.在导弹俯仰通道弹性振动和刚体运动耦合模型的基础上进行控制器设计,把传感器在线输出测量值和参考弹道目标值作为控制器的2个输入,把前两阶弹性模态、跟踪误差和控制量引入到目标函数中,将两自由度控制器的设计问题转化到标准H∞优化框架.仿真结果表明,该方法在实现姿态跟踪的同时,对弹体振动有明显的抑制作用.     

小卫星动平衡研究--质心偏差对姿态控制精度的影响

从4个角度考虑质心偏差对姿态控制精度的影响：姿态控制动力学核心方程、控制器设计、姿态确定，以及推力器控制。提出质心偏移降低星体姿态精度，增加姿控能源和工质消耗，江导致姿态确定和控制器设计参数产生偏差，从而导致卫星姿态产生系统误差。因而动平衡是提高卫星服役质量和服役寿命的必要步骤。     

基于特征点分段的导弹姿态全程滑态变结构控制研究

将工程中常用的"分段定常"方法与全程滑态变结构控制理论相结合, 提出了独特的时变全程滑态变结构控制方法, 并结合导弹姿态控制系统特点, 提出了导弹姿态调节器设计方法和导弹姿态调节器控制算法, 为实际应用提供了一定的理论基础与依据.     

基于SMDO-NGPC的无人机姿态控制律设计

针对无人机在飞行过程中存在的强非线性、快时变、强耦合,以及参数不确定和外部干扰情况下的鲁棒性差等姿态控制问题,采用了基于滑模干扰观测器的非线性广义预测控制算法对姿态控制律进行了设计。该方法融合了非线性广义预测控制算法的良好动态性和滑模干扰观测器的强鲁棒性,将无人机的姿态分为快、慢两个回路并分别将该方法应用到两个回路的控制律设计中,最后设计出快、慢回路控制律表达式及滑模干扰观测器模型。仿真结果表明:基于滑模干扰观测器的非线性广义预测控制算法的无人机姿态控制律能够克服外界干扰及气动参数大范围摄动的影响,具有良好的控制性能和抗干扰能力,可以更好地适应无人机快时变、高精度和强鲁棒的控制要求。     

基于干扰观测器的运载火箭助推段姿态控制

针对刚体运载火箭助推飞行段的姿态控制问题,提出了一种基于干扰观测器的自适应滑模控制方法。首先,根据姿态动力学模型建立了面向姿态控制的通用模型。其次,针对通用模型中参数不确定性和外界干扰,设计了干扰观测器实时观测后补偿到自适应滑模控制器中,并结合Lyapunov稳定性理论分析了控制器的稳定性。最后,对比传统的PD控制器,在模拟大气环境中进行了姿态控制系统仿真。仿真结果表明,该方法与传统控制方法相比,控制精度和鲁棒性显著提高。     

挠性航天器姿态机动和主动振动抑制控制

针对挠性航天器姿态机动控制和主动振动抑制问题,提出一种具有干扰抑制的自适应输出反馈机动主动振动抑制控制器设计方法。首先,利用挠性附件固有物理特性构造了一种结构简单的开环模态观测器,然后以此获得的模态估计信息及可测量的姿态四元数和角速度信息,基于自适应反步设计方法进行反馈控制器设计。设计中无需忽略挠性附件和中心刚体的耦合,且挠性模态振动抑制效果明显,保证了闭环系统在参数不确定存在和外部干扰作用下的姿态稳定鲁棒性,对外部干扰力矩具有L2增益抑制性能。通过理论证明和仿真研究证明了所设计控制器的有效性和可行性。     

刚体飞行器姿态机动的模型预测控制方法

针对一类刚体飞行器的姿态机动问题,提出了一种将飞行器姿态驱动到设定姿态的模型预测控制算法。通过构造合适的控制性能指标函数,对经反馈线性化处理的飞行器姿态运动方程设计了模型预测控制器。由于预测控制的一个重要特征是能实现对设定参考点或参考轨迹的有效跟踪,因此将要解决的飞行器姿态机动问题转化为对设定姿态的跟踪问题。仿真结果表明,所提出的模型预测控制算法成功实现了飞行器的姿态机动。