面向机动的临近空间飞行器自适应协调控制

为提高临近空间飞行器的机动性能,提出一种结合推力矢量的新型自适应滑模控制方法,并搭建闭环最优控制分配系统,实现气动舵面与矢量喷管最优分配,保证飞行器稳定机动飞行。首先为应对机动飞行环境中复杂不确定,设计新型自适应滑模控制器,放宽了现有自适应滑模控制不确定有界性限制,获得确保姿态角稳定跟踪的期望控制力矩。引入推力矢量技术的临近空间飞行器存在多种控制输入,控制分配是机动飞行控制的关键。其次为确保机动飞行稳定安全,从稳定性角度提升分配性能,设计闭环最优控制分配策略,将期望控制力矩精确稳定地分配到执行器,完成气动舵面和矢量喷管协调控制,实现机动飞行中姿态角对参考指令的稳定跟踪。仿真结果表明：推力矢量技术对于扩大临近空间飞行器横纵方向姿态角变化范围具有有效性,同时验证了所设计控制策略能够在复杂不确定影响下保证飞行姿态稳定。     

基于能量的大型飞机纵向着陆控制研究

文章分析并建立了基于能量的大型飞机纵向自动着陆控制系统。利用特征结构配置方法(Eigen structure Assignment,EA)设计了飞机俯仰姿态保持内回路和控制增稳系统,针对发动机推力回路复杂模型不确定性,用定量反馈法(Quantitative Feedback Theory,QFT)对推力回路进行了补偿设计,以总能量控制为核心控制结构,协调控制飞机升降舵和油门杆,实现飞行速度和飞行航迹的解耦,进而完成定坡度下滑和拉平过程。仿真表明所设计的自动着陆控制系统满足飞机精确进场和着陆要求。     

载人月面着陆器动力下降段自适应姿态控制

载人月面着陆器动力下降过程中质心偏移及其引起的姿态扰动问题比较突出,对此本文提出了采用反作用控制系统(RCS)和推力矢量控制(TVC)的联合自适应姿态控制方法．基于月面着陆器姿态运动学和动力学模型,设计了自适应姿态控制器及质心偏移自适应估计器,利用Lyapunov方法证明闭环姿态控制系统稳定,引入RCS和TVC的误差特性以检验控制器的鲁棒性．数值仿真结果表明该自适应姿态控制方法可行,所设计姿态控制器保证姿态控制系统稳定且具有鲁棒性．     

舰载飞机纵向自动着舰控制系统研究

对飞机纵向自动着舰控制系统进行了分析与研究。作者将升降速率（Ｈ－Ｄｏｔ）控制系统与进场推力补偿系统结合在一起，以便对飞行姿态和发动机的推力进行综合控制。文中讨论了该综合控制系统的控制规律、导引控制规律的设计方法以及舰体运动补偿网络及参数的选择方法。在考虑自由大气干扰、舰尾流和甲板运动的条件下，以国产某型号飞机为例，对其纵向自动着舰控制系统进行了分析、设计与仿真，并提供了部分仿真结果。     

H型倾转推进两栖机器人水下姿态自抗扰控制

针对水陆两栖机器人推力不稳和环境扰动造成的姿态不稳定问题,设计了一种新型的将轮驱动与喷水推进进行复合的可倾转复合推进装置。将该可倾转复合推进装置应用在H构型两栖机器人中,基于推力倾转角分离控制策略和自抗扰控制原理设计了姿态自稳定控制器,并在耦合自由度上采用异步调节机制。使用Simulink/ADAMS联合仿真平台进行姿态稳定仿真验证,并确定了具有较好效果的控制器参数;物理样机运行实验表明,H型两栖机器人可以完成预设运动,姿态自稳定控制器能够将该机器人水下运行时的姿态抖动抑制在5°以内。     

基于模型预测控制的动力定位过驱动控制设计

半潜式平台动力定位系统仅能控制纵荡、横荡和艏摇的低频运动,而整个系统安装的推力器个数大于被控自由度个数,因此整个定位系统为过驱动系统。针对该系统,采用模型预测控制,将虚拟控制力计算和推力分配实现一体化设计。控制力由推力器推力显式表达,充分考虑了推力器物理性能,以推力器推力变化率为控制参数。设计中,首先利用当前运动状态预测环境扰动,通过最小二乘法实现环境扰动的初次分配,然后再进行标准模型预测控制,充分考虑了桨-桨干扰造成的推力损失问题,通过设置上下游推力器间推力夹角,有效地避免了推力损失。最后给出数值算例验证了该方法。     

基于气动力/推力矢量控制的飞行器性能分析

采用推力矢量技术的飞行器通过喷管偏转和发动机产生的推力来获取额外的控制力矩从而实现对飞行器的姿态控制。其突出特点是控制力矩与发动机紧密相关,而不受飞行器本身姿态的影响。对于高超声速飞行器,推力矢量提供的等效舵偏角可以部分替代气动舵偏角,这对飞行器的减阻和防热都十分有利。主要研究高超声速飞行器气动力与推力矢量组合控制的问题。通过建立高超声速飞行器的动力学/运动学模型,设计了基于气动力和推力矢量的组合控制器,使所需的舵偏角由气动力和推力矢量一起提供,通过理论分析和六自由度仿真,对组合控制的效果进行仿真验证。仿真表明当所需舵偏角较小时,推力矢量装置产生的等效舵偏角可以完全提供,气动舵几乎不用偏转;当所需舵偏角较大时,推力矢量装置和气动舵一起提供。结果表明这种组合控制具有较好的工程实际应用价值。     

V-Gap度量磁悬浮推力轴承系统H∞控制器设计

磁悬浮压缩机变叶尖间隙喘振控制策略的实现,需要推力轴承系统控制转子精确跟踪轴向位置以及应对轴向载荷多变的问题。为保证磁悬浮推力轴承系统鲁棒控制器能够满足一定的位置跟踪和抗干扰性能,对磁悬浮推力轴承系统建模,将V-Gap度量与广义稳定裕度评价结合设计H_∞控制器。介绍了V-Gap度量和广义稳定裕度,对推力轴承系统建模利用V-Gap度量定量分析系统参数不确定性对被控对象的影响程度;在混合灵敏度H_∞控制基础上,提出以广义稳定裕度为稳定性要求的控制器设计方法,并试验验证该方法合理性。研究结果表明:设计后控制器具有更好的鲁棒性及位置跟踪性能。     

卫星轨道控制力对挠性帆板振动的影响

针对卫星轨道控制期间,轨道控制推力对挠性附件与卫星姿态的影响问题,利用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系.轨道控制力会激起挠性帆板振动,并且影响卫星姿态运动.当帆板相对卫星锁定在不同角度时,挠性振动与卫星质心、姿态运动的耦合关系发生变化,推力对帆板振动的影响也不同.通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响.这些动力学特性为卫星轨道控制期间姿态控制问题提供了重要依据.     

导弹出筒推力嵌入式检测系统

设计了一种用于某型号导弹出筒推力检测的嵌入式检测系统。该系统以基于ARM 9内核的嵌入式计算机为控制核心,其上移植嵌入式L inux操作系统,实现了导弹出筒推力的数字化测量,可绘制出测试过程的推力曲线,同时将测量结果通过W EB服务器向In tranet发布,实现了网络远程监测。     

航天器自主姿态控制的正规矩阵设计方法

为满足航天器自主系统的在轨重设计及对重设计结果进行评估的要求,研究了姿态动力学自然特性以及基于结构特性的姿态控制设计方法。证明了挠性航天器姿态动力学传递函数矩阵的正规性,并对惯量矩阵的对角优势性进行了分析。将这两个特性应用于姿态控制设计,分别得到了乘性摄动和逆加摄动不确定性描述下的鲁棒稳定条件。给出了姿态控制的正规矩阵设计方法,而且设计结果的鲁棒性容易检验,适合在自主航天器中应用。对这两种鲁棒稳定条件的比较表明,逆加摄动下的结果可以更好地兼顾各回路的性能要求。     

基于最优控制的刚体航天器姿态控制研究

为了研究航天器在不利环境下的姿态控制问题，利用最优控制方法讨论带有2个动画飞轮的航天器姿态控制问题，通常航天器使用3个动量飞轮用于控制其姿态和任意定位，当其中1个轮失效，在系统角动量为零的情况下，可以将系统的控制问题转化为无漂移系统的运动规划问题，利用最优控制方法提出求解带有2个动量飞轮航天器的姿态控制算法，通过数值仿真，表明该方法对航天器姿态控制是有效的。     

通信受限下基于终端滑模和指对数滑模方法的编队航天器姿态协同控制

针对星间通信时延和信号量化情形下编队航天器,研究对应的姿态协同控制器设计问题.首先,为节省编队航天器星间通信的带宽资源,提出基于信号量化的星间数据通信策略,并设计了一种终端滑模姿态协同控制器以保证航天器编队姿态同步系统的渐近稳定;其次,考虑到航天器间可能存在通信时延,考虑基于信号量化的通信策略,提出一种基于指对数滑模面的编队航天器协同控制器设计方法,能保证编队航天器在有限时间内达到期望姿态;最后基于包含4个航天器的编队系统,通过仿真验证了所提出的协同控制方法的有效性.     

Robust control of spacecraft variable structures during approach for docking

0　ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＴｈｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｌａｒｇｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔｄｕｒｉｎｇａｐｐｒｏａｃｈｆｏｒｄｏｃｋｉｎｇｉｓａｋｅｙａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｉｓｓｕｅ[1].Ｔｈｅｒｅｉｓｍｕｃｈｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｂｅｔｗｅｅｎａｓｐａｃｅｃｒａｆｔｍｏｖｉｎｇｉｎａｎｏｒｂｉｔａｎｄａｓｐａｃｅｃｒａｆｔｕｎｄｅｒｇｒｏｕｎｄｔｅｓｔ,ａｎｄｉｔｉｓｉｍｐｏｓｓｉｂｌｅｔｏａｃｃｕｒａｔｅｌｙｄｅｔｅｒｍｉｎｅｉｔｓｋｉｎｅｔｉｃｍｏｄｅｌａｎｄｓｔｒｕｃｔｕｒａ…     

组合体航天器的姿态无模型自适应控制

为解决转动惯量参数未知组合体航天器的姿态精确控制问题,基于无模型自适应控制方法设计了一种不依赖于航天器精确动力学模型的组合体航天器姿态无模型自适应控制算法.首先,基于单输入单输出离散时间系统的数据驱动控制方法推导得出无模型自适应控制方程;然后,将无模型自适应控制方法拓展到组合体航天器姿态控制中,设计应用于组合体航天器姿态控制的无模型控制器;此外,为了缩短控制收敛时间,结合组合体航天器动力学特性,对姿态无模型控制器的控制过程进行优化设计;最后,以在轨服务航天器目标抓捕后的操作为研究背景进行组合体航天器的无模型自适应控制算法和无模型控制过程优化算法的数学仿真,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:所设计的组合体航天器无模型自适应算法有效,能够实现惯性参数未知的组合体航天器的姿态精确控制;且通过无模型控制过程优化设计,可以实现组合体航天器姿态控制过程的快速收敛;同时,该算法具有较高的控制精度.     

基于自适应滑模方法的航天器位置与姿态控制

为了解决存在参数不确定和外干扰的航天器位置与姿态控制问题,提出一种自适应滑模控制方法.该方法用于控制航天器的位置和姿态,确保航天器执行位置与大角度机动,完成捕获和移除大空间目标的任务.提出的控制算法无需不确定的界,比传统的滑模方法容易实现.Lapunov分析表明,设计的控制器保证了位置与姿态的渐近跟踪.最后,将该方法用于航天器的位置与姿态控制,仿真结果验证了方法的有效性.     

基于变结构/输入成形的航天器振动抑制方法

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种基于输出反馈变结构控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略.首先,采用拉格朗日方法建立中心刚体上带有弹性附件的航天器的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,考虑挠性结构模态不可测的情况,为了避免设计状态观测器及其引入的误差,在输出反馈变结构控制的基础上,给出了滑模存在条件以及仅利用输出信息的变结构控制器设计方法,使系统的状态轨迹达到滑动平面,并保证闭环系统渐近稳定;在此基础上,应用输入成形方法设计成形控制器来抑制该系统的振动,使得航天器星体姿态和挠性附件的振动同时得到了有效的控制.该成形控制器的设计仅需闭环系统的振动频率和阻尼.将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动控制进行了仿真研究,结果表明,方法可行有效.     

带有输入死区的航天器姿态有限时间控制

死区非线性是航天器姿态控制系统中一种普遍存在的执行机构非线性,它的存在会降低姿态控制系统的性能,甚至可能破坏系统的稳定性.为了解决带有输入死区非线性的航天器的高精度姿态控制问题,给出了一种有限时间控制方法,并且考虑航天器姿态控制模型中含有有界的不确定性且输入死区非线性仅部分信息已知.通过引入一个在指定时间内收敛到零的期望姿态变化曲线,并基于时变滑模控制理论设计鲁棒控制算法使得实际姿态和期望姿态之间的偏差始终保持足够小,从而保证实际姿态在指定的时间内收敛到原点附近.严格的理论分析表明,所设计控制律不仅可以保证闭环系统的信号有界而且可以使得实际姿态在指定的时间内收敛到并以指定的精度保持在原点附近.数值仿真结果表明,所提控制方法是有效的,该方法不仅能够保证系统状态具有很快的收敛速度、很高的控制精度,而且对于系统的不确定性具有很强的鲁棒性和抗干扰能力,因而在航天器的姿态控制中具有良好的潜在应用价值.     

考虑性能约束的航天器近距离悬停控制

本文主要研究了考虑预设性能的航天器交会对接中的近距离悬停控制问题.针对追踪航天器近距离悬停控制问题,首先基于追踪航天器的姿轨耦合模型设计了线性滑模控制器实现了近距离悬停任务.在此基础上,为对系统收敛过程中系统状态的暂态性能进行约束,设计了基于预设性能的滑模控制器.同时,为减少系统状态的收敛时间,针对预设性能中的性能函数,采用了一种有限时间收敛的性能函数代替传统的性能函数,并改进了滑模控制器的结构.最后通过仿真进行验证,并对比三种控制策略,结果表明所设计的航天器交会对接预设性能滑模控制律具有理想的控制性能.     

New Strategy of IPACS Design and Energy Management for Spacecrafts

Thespacecraftstypicallyutilizethesolarcellsas primarybatteriesandthechemicalbatteriesasthe secondarybatteries[1].Thesolararraysprovidethe electricityforthebatteriesandprovidethepowerfor thedevicesinstalledonthespacecraftduringthesun light.Intheearth’sshadow,thebatteriesdischarge toprovidetheelectricityforthewholespacecraft.Thechemicalbatterieshaveseveraldisadvantages suchaslowenergydensity,littledepthofdischarge,limitedcharge dischargecyclesandsoon,whichlead tothepropositionofintegratedpowera…