航天器降维姿态-轨道一体化控制算法

针对航天器控制系统在本体坐标系下出现单轴姿态控制失效的问题,提出一种降维姿态-轨道一体化控制算法。该首先设计降维姿态稳定控制器,通过对其他两轴的姿态控制实现对航天器全姿态的渐近稳定控制;然后设计耦合轨道控制器,引入自适应滑模控制器,在单轴失效情况下确保轨道控制的渐近稳定,最后给出降维姿态稳定控制器和耦合轨道控制器渐近稳定控制的证明过程。仿真结果表明,提出的降维姿态-轨道一体化控制算法可将单轴控制失效的航天器调整到渐近稳定控制状态,计算结果满足工程精度要求。     

连续滑模控制弹道导弹的气动伺服弹性稳定

弹道导弹的弹性振动信号通过敏感元件馈入姿态控制系统,影响控制系统的工作,通常借助于相位稳定或增益稳定技术保证弹性振动的稳定.采用对外扰及未建模动态具有良好抑制作用的滑模变结构控制,必须解决它与滤波网络相匹配的问题.     

机载SAR天线高精度指向稳定平台设计

针对无人机载合成孔径雷达(SAR)成像对天线波束指向的高稳定性要求,设计了一种基于组合导航的天线稳定平台控制系统。稳定平台采用滚转外框架和俯仰内框架式的万向支架结构形式,控制系统实时采集角位置传感器和组合导航数据信号,综合利用死区增益控制和自适应积分补偿控制方法,实现系统的高精度稳定指向控制。机载挂飞试验结果表明:控制系统可快速隔离机体姿态变化对波束指向的影响,且角位置误差小于0.1°。     

轮式自行高炮角误差补偿式瞄准线稳定

某轮式自行高炮武器系统中瞄准线稳定,其数字积分器利用操作杆或视频测偏器传送前一帧相对位置信息,并将它转换成速度信号,进行数字积分得到极坐标下位置信息,再送入瞄准线稳定模块.稳定模块接收前一帧和当前帧姿态数据,通过相关技术处理,得出稳定控制量,传送给光电转台伺服控制系统.最后由光电转台伺服控制系统驱动光电转台达到稳定瞄准线的作用.     

基于DSP的柔性绳索并联机构控制系统

针对某被动防护系统对平台姿态的控制要求,设计了一种新型的柔性绳索并联机构,并为该机构设计一款控制系统。建立基准坐标系和动平台固连坐标系,在上述坐标系下分别用球坐标角和欧拉角表示动平台的姿态,并给出两种姿态表示的转换关系。分析该机构的运动反解模型,建立关于索长的PID控制模型。通过电机转动角度改变绳索的长度。根据建立的模型与控制要求设计控制系统的软件和基于DSP的硬件。最后通过实验和仿真验证：该控制系统各个模块工作稳定、高效,控制模型正确、有效,达到控制要求,实现了预期的功能。     

基于DSP 的柔索驱动并联机构控制系统

针对某被动防护系统对平台姿态的控制要求,设计了一种新型的柔性绳索并联机构,并为该机构设计一款控制系统。建立基准坐标系和动平台固连坐标系,在上述坐标系下分别用球坐标角和欧拉角表示动平台的姿态,并给出2种姿态表示的转换关系。分析该机构的运动反解模型,建立关于索长的 PID控制模型。通过电机转动角度改变绳索的长度。根据建立的模型与控制要求设计控制系统的软件和基于DSP的硬件。实验和仿真验证结果表明：该控制系统各个模块工作稳定、高效,控制模型正确、有效,达到控制要求,实现了预期的功能。     

某型地地导弹姿态控制系统校正网络的设计

首先介绍了校正网络的设计方法,利用综合法设计了某型地地导弹改型后的姿态控制系统的校正网络.利用对数频率稳定判据,分析了闭环系统在校正网络作用下的稳定性.另外通过和导弹原型的姿态控制系统的动态特性相比较,得出了比较一致的结果.因此,通过综合法设计出的校正网络是可取的,可以确保导弹姿态运动的稳定性.     

空间拦截器非线性姿态系统的变结构解耦控制

空间拦截器的姿态控制系统是一个非线性系统,用通常的方法难以求得姿态稳定控制律。本文对姿态系统的模型进行适当处理后,用变结构解耦线性化的方法求得了一种精确的姿态控制律,最后通过了数值仿真检验。     

炮射无人机飞行姿态稳定控制系统设计

为解决炮射无人机在巡航阶段的飞行姿态稳定控制问题,在考虑炮射无人机静稳定的前提下,运用改进的比例反馈控制方法,对炮射无人机的纵向和侧向二维线性模型,进行了姿态稳定控制仿真.仿真计算结果表明,比例反馈控制方法对炮射无人机的姿态稳定控制过程实用而有效.     

某小型低空高速无人机控制律设计与仿真

利用自动控制理论的知识,分析并建立了某小型低空高速无人机飞行控制系统的控制律,并采用飞机小扰动运动方程进行了初步的验证计算。利用飞机系统仿真的方法,采用飞机全量扰动运动方程对该型无人机飞行控制系统的控制律进行了仿真验证,结果表明,文中所设计的该型无人机飞行控制系统的控制律可以实现该无人机安全发射、稳定爬升、高度稳定、姿态稳定、航向稳定的要求,进而可以实现无人机按预定航路的飞行。     

基于滑模变结构的无人直升机着舰控制研究

针对无人直升机着舰的特殊性,克服系统摄动、未建模动态及大气紊流的影响,提高舰载无人直升机着 舰的安全性和精度,基于滑模控制的方法分别设计了着舰控制系统的轨迹跟踪控制律和姿态控制律。采用基于输出 有界的twisting 控制器,通过轨迹跟踪算法保证生成有界的期望姿态角和总距;姿态部分采用小扰动线性化后的姿 态回路控制方程,设计了模型参考自适应滑模控制器,通过自适应项抵消外界干扰造成的误差,利用Lyapunov 稳定 性理论证明了系统的稳定性和跟踪误差收敛;通过仿真进行了实验验证。验证结果表明：所设计的控制器能够满足 无人直升机抗扰动和模型参数摄动的要求,并且设计方法简单,鲁棒性强,易于工程实现。     

基于姿态反馈实现过载跟踪的飞行器控制方法

针对依靠气动力提供控制力和控制力矩的飞行器,在构建俯仰-偏航通道非线性数学模型的基础上,提出一种兼顾机动能力和姿态稳定性能的飞行器控制系统设计方法。基于飞行器过载与姿态的等效转换,将制导律计算的过载指令转化为姿态角指令,进而通过以姿态角反馈为主、过载补偿为辅的控制系统设计实现对过载指令的精确跟踪。通过频域相对稳定性分析,验证该方法的稳定性;通过飞行器6自由度仿真,验证该方法在各项随机误差下既能够实现制导对过载的跟踪要求,又达到对飞行器姿态进行鲁棒稳定控制的目的。研究结果表明,该方法简单可靠,具有良好的动态特性和很强的鲁棒性,已得到工程应用验证。     

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.     

捷联惯导系统姿态算法实现及工程应用

对适合工程应用的捷联惯导系统姿态算法进行分析,在随机干扰、陀螺漂移以及分辨率误差条件下进行了仿真,对姿态算法的精度和抗干扰性进行了考核,确定陀螺的指标和系统姿态算法,对系统进行了标定,将龙格库塔算法应用在捷联惯导系统工程样机中,完成了捷联惯导系统工程样机的建立。     

基于滑模的运载器主动段俯仰通道姿控系统设计

与传统比例-积分-微分（PID）控制方法相比，滑模控制（SMC）方法可以比较容易地将不确定性纳入控制器设计中，从而增强系统的鲁棒性。探索了SMC技术在运载器主动段姿态控制中的工程应用，首先通过分析基于趋近律的SMC系统，提出了降低不连续切换项系数的需求，然后研究了基于干扰上界的SMC方法。三通道小偏差仿真结果验证了两种方法的控制效果，表明第2种控制器的鲁棒性更好，稳态误差小，同时发动机喷管摆角需求较小。     

高超声速飞行器再入段RCS 姿态控制

为满足反作用控制系统(reaction control system,RCS)姿态控制需求,对高超声速飞行器再入段的姿态控制进行研究。以X-34的RCS系统为对象,建立了RCS的数字模型,设计了RCS姿态控制率与PWPE脉冲调制器,利用非线性描述函数法分析姿态控制系统的稳定性,并通过Matlab仿真验证了所设计的RCS姿态控制系统性能。仿真结果表明:该PWPF脉冲调制可以满足RCS姿态控制的需要,同时与传统的PWM脉冲调制相比,可以较大地降低RCS消耗的流量与开启次数,可为高超声速飞行器再入段RCS姿态控制系统设计提供参考。     

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。     

基于ESO的运载火箭姿控喷管故障辨识设计及实现

针对基于喷管开关控制的运载火箭姿控系统故障,提出了一种基于控制效果的喷管故障辨识方法。在对特定喷管配置和轴对称运载火箭模型研究基础上,利用扩张状态观测器实时估计箭体所受的总力矩,进而根据估计结果进行故障判别和极性纠正。仿真结果表明,以ESO为观测器的故障辨识设计方法可有效判别出姿控喷管的极性故障,并能够通过策略设计进行极性纠正,具有较强的工程应用价值。     

高速旋转弹的姿态控制系统设计

为了解决高速旋转弹姿态控制的难题,设计了一种基于滑动质量块姿态控制系统。从高速旋转弹姿态特点分析出发,建立了姿态动力学方程。根据时间尺度对其姿态回路进行了时标分离,将其分为内外两个回路,分别进行了控制系统设计。外环设计了含有跟踪误差及其积分函数的滑模控制器,内环则采用了依赖于状态的黎卡提方程(SDRE)的最优控制器。仿真结果表明,该控制系统能快速有效地实现对弹体姿态控制,可为实际工程应用提供必要的借鉴。     

基于数字变力矩的拦截器脉冲姿态控制律设计

为提高拦截器姿控系统的控制精度,在研究常值推力姿控发动机的脉冲调制方式的基础上,建立姿控发动机的脉冲推力模型,重点设计动能拦截器基于非线性开关控制的姿控发动机控制律,并通过典型角度稳定跟踪过程验证控制律.仿真结果表明:姿控系统能够稳定地高精度跟踪目标,所设计的姿控系统具有有效性.