大气层外拦截器开关式姿态控制律设计

以大气层外拦截器为背景,为了提高姿态控制系统对干扰力矩的鲁棒性,基于预测控制方法设计了开关式姿态控制律.将导引头视场约束和姿态角速度约束以输出约束的形式添加到预测控制的优化问题中,保证了目标不脱离视场.针对线性化后的姿态运动模型,采用约束"紧缩"的方法,通过适当的调整约束集,保证了算法的鲁棒性.在此基础上得到了带有开关输入的姿态控制对应的优化问题.仿真结果表明,本文给出的设计方法即使在存在较大干扰力矩的情况下仍然能够满足姿态控制精度要求.     

带有干扰观测器的凝视航天器姿态变结构控制

研究了实现对地凝视观测时的航天器姿态控制问题.首先介绍了对地凝视模式及其成像优点,继而推导出实现对地凝视的期望姿态四元数和期望角速度,在此基础上得到姿态相对动力学和运动学方程;考虑到提高凝视成像精度、延长成像时间的要求,设计了一种变结构控制律,并采用干扰观测器的方法来抑制变结构控制的固有振颤,提高控制效果,并对这种方法和传统控制方法进行了比较.仿真结果表明,在实现对地凝视的姿态控制过程中,设计的控制器响应速度更快,具有更好的鲁棒性,并减弱了变结构控制的振颤问题.     

飞行器变结构姿态控制的研究

本文针地飞行器姿态控制中存在的子系统之间的动态耦合问题，给出了一种自适应变结构控制律。并对于变结构控制中存在的模态颤振问题提出了一种具体解决方法。理论分析和仿真研究表明此控制律具有姿态跟踪精度高，实时计算量小，便于工程实现等优点。     

基于扩展Kalman滤波的无人机位姿校正

无人机姿态控制问题是无人机稳定性飞行的关键,针对无人机在位姿参数不确定条件下制导控制器姿态定位精度不高的问题,提出了一种基于扩展Kalman滤波的无人机位姿校正方法,进行制导系统稳定性控制律设计.建立无人机飞行动力学模型,构建飞行弹道方程,分析无人机制导系统被控对象的约束参量,采用加速度计、陀螺计和磁力计进行位姿参量测量.考虑到位姿参数的不确定性,采用扩展Kalman滤波算法进行姿态参数的整定性处理,实现角度校正.将校正后的位姿参数输入模糊神经网络系统中,实现无人机制导控制律的优化设计.仿真结果表明,采用该方法进行无人机位姿校正和飞行制导控制,定姿精度较高、抗干扰能力较强,实现了飞行的稳定性控制.     

空间飞行器大角度姿态机动控制能量优化

空间飞行器姿态控制系统以开关式小推力器为执行机构, 为实现该飞行器在执行Rest-to-Rest大角度姿态机动任务的过程中消耗燃料最小化,从姿态控制律设计和姿态机动指令设计两方面出发进行能量优化.首先, 给出了空间飞行器6个脉冲式姿控发动机布局, 建立了用四元数描述的空间飞行器大角度姿态机动非线性控制系统的数学模型.在此数学模型的基础上,设计了一种空间飞行器三轴大角度姿态机动非线性PD控制律,并用Lyapunov方法证明了非线性姿态控制系统的稳定性.设计了三轴姿态控制中6个脉冲式姿控发动机的分配逻辑.为了配合开关式小推力器以脉冲宽度调制方式近似输出连续型控制量并减少燃料消耗,在非线性PD控制律中引入了3个开关门限,并应用粒子群与遗传算法优化选取这些开关门限.在Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计中,提出了一种令欧拉角匀速变化的角速度和四元数指令规划方法,提高了姿态控制系统的瞬态响应品质,并相对于阶跃型指令明显减少燃料消耗.结果表明,数值仿真验证了非线性控制律的开关门限设计,以及Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计在减少燃料消耗方面的有效性.     

引入反演稳态误差补偿的机器人姿态稳定性控制律

机器人在抓取作业中,容易受到活动部件的小扰动影响,导致姿态失稳.为了提高机器人抓取物体姿态的稳定性,提出了一种基于反演稳态误差补偿的机器人抓取姿态稳定性控制律,分析机器人姿态控制的被控对象模型和控制约束参量,构造机器人的纵向运动动力学模型,采用扩展Kalman滤波方法进行机器人运动的姿态角校正和参量融合处理,引入反演积分项进行机器人运动姿态参量的稳态误差补偿和自适应调节,实现了运动姿态参量的无误差跟踪控制.仿真结果表明,采用该方法进行机器人的姿态控制稳定性较好,对机器人运动参量的拟合跟踪能力较强,机器人姿态角输出的误差能快速收敛为0,整个控制律是稳态渐近收敛的.     

考虑安装偏差的联合执行机构自适应控制算法

为满足卫星机动过程中成像的需求,采用联合控制力矩陀螺和飞轮作为执行机构提供大且精确的控制力矩,但其安装的偏差会降低卫星姿态控制精度,基于设计自适应控制律处理这一问题.在携带变速控制力矩陀螺卫星通用模型的基础上,建立考虑安装偏差的联合执行机构控制模型.基于修正罗德里格参数描述的姿态运动学,设计多输入多输出自适应跟踪控制律估计执行机构的安装偏差与卫星转动惯量,并进行控制补偿以提高姿态控制精度.采用平滑映射避免控制律出现奇异现象而导致的无法执行,并基于Lyapunov原理分析了控制系统稳定性.数学对比仿真结果表明,该控制方法能够有效的实现卫星快速机动过程中的高精度控制,可提高2个数量级的跟踪控制精度.     

弹道修正弹的指数趋近律姿态控制

为提高弹道修正弹姿态控制精度,提出了一类固定翼/可动翼组合的双旋弹道修正弹工作原理,建立了滚转通道状态空间模型,基于指数趋近律的变结构控制理论,设计了双旋弹道修正弹滚转姿态控制器.利用Simulink软件进行数字仿真.仿真结果表明:在大动压和小动压条件下分别跟踪阶跃信号,弹道修正弹姿态调整时间均小于0.5s,该姿态控制方法有效.     

复合控制拦截弹的神经网络姿态控制

为了有效地调整复合控制拦截弹的姿态运动,提出了一个姿态控制方法。首先基于动量矩定理建立了拦截弹姿态运动的数学模型,然后针对数学模型和推力器点火逻辑的特点,设计了拦截弹姿态运动系统的神经网络控制器。使用常规方法获取基本的控制器,通过神经网络对常规控制器的控制参数进行调节,最后利用最优原理求出了拦截弹期望的俯仰控制力矩和偏航控制力矩。仿真结果表明,该姿态控制方法能够有效地实现拦截弹的精确姿态控制,并且具有较好的动态性能。     

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.     

基于双观测器的四旋翼无人机姿态控制

为了提高四旋翼无人机姿态控制精度及抗干扰性能,将干扰观测器与扩张状态观测器相结合,提出了一种基于双观测器的滑模抗干扰控制方法.首先,对于部分已知信息的干扰用外生系统模型描述,并用干扰观测器进行估计;然后针对复杂的非线性可微干扰采用扩张状态观测器进行估计;接着设计滑模控制律来补偿双观测器估计的干扰,进而实现姿态控制;最后利用李雅普诺夫理论证明了系统的稳定性.仿真结果表明,该方法相较于传统的PID控制具有更高的跟踪精度和良好的抗干扰能力.     

带有死区非线性输入的挠性航天器姿态机动智能控制

针对反作用飞轮带有死区非线性输入特性的三轴稳定挠性航天器姿态机动控制问题,提出一种由变结构与神经网络自适应控制技术相结合的智能控制方法。首先,基于航天器非线性和低阶模态动力学模型设计了变结构输出反馈控制律,给出了滑模存在条件,保证闭环系统渐近稳定;其次,采用神经网络自适应控制技术对系统的不确定性因素进行补偿控制,并利用Lyapunov方法分析了系统的渐近稳定性。智能控制的引入使得控制器具有很强的自学习能力和自适应能力,可有效降低不确定因素对系统产生的影响。最后,将本文提出的控制策略应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,仿真结果表明本文方法是行之有效的。     

考虑运动加速度干扰的无人机姿态估计算法

为解决动态环境下无人机导航系统姿态估计易受传感器噪声和运动加速度干扰的难题,提出一种考虑运动加速度干扰的无人机姿态估计算法。首先,建立运动加速度估计模型,根据基于卡尔曼滤波的加速度误差模型和由外部传感器提供的速度信息实现对运动加速度的精确估计,利用运动加速度估计模型获得的运动加速度对加速度计的原始值进行修正,降低动态环境下运动加速度对姿态估计的干扰。随后,搭建基于互补滤波的姿态估计模型,利用磁力计信息和修正后加速度信息构建陀螺仪修正量,对陀螺仪原始值进行修正,设计互补滤波器滤除来自加速度计和磁力计的高频噪声和来自陀螺仪的低频噪声,避免传感器噪声信号对姿态估计的干扰。最后,利用无人机试飞过程中采集的传感器信息对该算法进行实验验证。实验结果表明,该算法可以精确估计无人机机动过程中所产生的运动加速度,有效减弱传感器噪声和运动加速度对姿态估计的干扰,该算法显著提高了无人机导航系统在动态环境下姿态估计的精度和抗干扰能力。     

控制力矩受限的卫星姿态有限时间鲁棒控制算法

为了解决在卫星姿态控制问题中经典滑模控制器所存在的收敛速度慢、指数收敛的缺陷,同时为增强控制器对外部干扰与系统不确定性的鲁棒性,提出了一种对系统模型具有鲁棒性的快速收敛有限时间控制算法.针对传统滑模面角速度下降过快导致的收敛速率慢的缺陷,基于Lyapunov方法设计了一种具有三段式结构的有限时间滑模面,提升收敛速率并保证稳态精度,同时利用欧拉轴的特性消除有限时间控制中的奇异性问题;通过引入符号函数项,解决系统转动惯量的不确定性与外部干扰力矩问题;通过放缩控制律中的比例项解决控制力矩受限的问题;通过Lyapunov函数证明本文提出的控制律的有限时间稳定性,同时给出系统收敛的时间估计.理论分析与仿真结果均表明,提出的控制算法能够在大幅提升收敛速率的同时保证稳态精度.同时也表明了提升系统性态的关键是规划姿态角速度,即通过合理设计滑模面与期望角速度曲线可以实现提升系统收敛速率与鲁棒性的目的.     

基于微分跟踪器的共轴反桨无人机串级TD-PID控制算法

针对传统PID控制算法对共轴反桨无人机的欠驱动、强耦合非线性系统控制效果不理想的问题,提出基于微分跟踪器的串级TD-PID控制算法,以提高无人机飞行稳定性. 设计共轴反桨无人机飞行系统,针对无人机的姿态控制提出基于微分跟踪器的串级TD-PID控制算法：外环为传统PID算法,内环使用2个微分跟踪器,通过串级控制改善系统动态性能. 在Matlab/Simulink中搭建控制系统的仿真模型进行仿真试验. 仿真结果表明：相较于传统串级PID控制算法,所提控制算法超调量更小,系统稳定性有较大提高. 对比串级TD-PID控制算法与串级PID控制算法控制效果的飞行试验结果表明：所提控制算法能有效减少系统超调量,提升系统稳定性和抗干扰能力.     

菱形翼布局无人机自适应分数阶滑模姿态控制

为研究存在复合干扰的非常规布局菱形翼长航时侦察无人机姿态控制问题,针对系统存在强耦合、非线性、多输入多输出等特点,结合滑模变结构控制理论、分数阶微积分理论、自适应控制理论、新型基于非线性fal函数的快速趋近律及扩张状态干扰观测器,提出了一种包含干扰观测器的自适应分数阶微积分滑模控制方法.首先,为降低控制器的超调现象,结合分数阶微积分理论,利用分数阶微积分算子信息记忆和遗忘的特性,设计了分数阶微积分滑模面,以柔化控制器的输出,使得控制器超调现象得到良好的控制. 其次,为改善传统趋近律收敛时间长,抖震严重等弱点,利用fal函数“小误差大增益,大误差小增益”良好的特性,将非线性fal函数引入到趋近律的设计中,提出了一种可以快速收敛的新型趋近律,平滑无抖震地加快了系统收敛速度. 最后,由于建模误差和外部干扰的存在,使用扩张状态干扰观测器观测出等效干扰并在控制器中引入等效的补偿. 数值仿真结果表明,所提控制方法具有很强的鲁棒性,达到了理想的控制效果.     

视觉感知的无人机端到端目标跟踪控制技术

针对无人机机动目标跟踪的自主运动控制问题,提出连续型动作输出的无人机端到端主动目标跟踪控制方法. 设计基于视觉感知和深度强化学习策略的端到端决策控制模型,将无人机观察的连续帧视觉图像作为输入状态,输出无人机飞行动作的连续型控制量. 为了提高控制模型的泛化能力,改进基于任务分解和预训练的高效迁移学习策略. 仿真结果表明,该方法能够在多种机动目标跟踪任务中实现无人机姿态的自适应调整,使得无人机在空中能够稳定跟踪移动目标,显著提高了无人机跟踪控制器在未知环境下的泛化能力和训练效率.     

基于奇异摄动分解的固定翼无人机抗扰动滑模控制

为了提高固定翼无人机的飞行控制精度,减少系统动态耦合和外界干扰对固定翼无人机飞行控制系统性能的影响,建立了固定翼无人机的奇异摄动模型,在此基础上提出基于干扰观测器的滑模控制方法.首先对固定翼无人机的速度和姿态进行动力学建模,将固定翼无人机的动力学模型转换为奇异摄动模型,再对奇异摄动模型进行快慢分解完成解耦,得到两个降阶非耦合子系统,即以角速度为快变量的快子系统和以速度、姿态为慢变量的慢子系统,分别对角速度回路和速度、姿态回路设计基于干扰观测器的滑模控制器.最后,采用Simulink仿真验证了基于快、慢分解的固定翼无人机滑模控制方法的可行性和有效性.     

基于聚类变异PSO优化的VSCMGs模糊平滑切换算法

针对变速控制力矩陀螺（variable speed control moment gyro,VSCMG）作为执行机构应用在敏捷遥感卫星上进行姿态机动时末端模式切换的平稳性和快速性冲突问题,在考虑框架转速误差的基础上,设计姿态误差参数作为切换指标,制定误差参数切换区域内的过渡规则,将指令力矩实时分配给控制力矩陀螺（control moment gyro,CMG）和飞轮并分别求解,提出了一种控制力矩陀螺/反作用飞轮工作模式模糊平滑切换操纵律。为了使得姿态机动末端卫星姿态达到姿态稳定度和指向精度要求的时间更短,以该时间为优化指标提出聚类变异改进粒子群算法对该操纵律参数寻优,确定最佳的切换区域和切换参数,并进行了仿真验证。结果表明:改进后粒子群算法在相同的迭代次数中总是表现出比传统粒子群算法更优的适应度,具有更快的收敛速度和更高的收敛精度,参数优化后的模糊平滑切换操纵律相比于现有操纵律能够在较短时间内完成双模式的平滑切换,并在姿态机动末端更迅速地达到姿态稳定度和指向精度要求,提高了遥感卫星敏捷机动与高稳指向的控制性能,有利于高质量完成成像任务。     

带弹性附件的航天器的动力学与变结构控制

为了研究一类挠性航天器的动力学特性、姿态的稳定控制以及弹性附件振动的有效抑制问题，首先用拟坐标下的拉格朗日方法建立了中心刚体上铰接有给定数目弹性附件的航天器的准确动力学方程，然后在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上用变结构控制方法设计了系统的反馈控制律，使星体姿态和弹性附件的振动同时得到了有效控制。研究结果表明，这样一类系统的动力学方程为系数时变的非线性微分方程，弹性附件的低阶模态对主体的姿态运动起主要影响作用。基于非线性和低阶模态模型基础上的变结构控制律对这样一类系统具有良好的性能。