基于递归小波神经网络的UAV姿态变结构优化控制

无人机的姿态控制易受外界气流干扰和模型参数摄动影响,为了提高其姿态控制的精度和稳定度,提出了将变结构控制与递归小波神经网络相结合的优化鲁棒控制律.构建并分析了无人机的姿态运动模型,采用变结构控制来设计无人机姿态运动的稳定控制律,将递归小波神经网络加入到控制闭环回路中以实现变结构控制律的优化,减弱控制律对模型准确度的依赖性,并在仿真验证中与传统方法进行了比较.结果表明,该控制律能够提高其姿态控制的稳定性,且具有较强鲁棒性、较短收敛时间和较小能量消耗,从而证明了本文方法的有效性和可行性.     

非实时控轨编队卫星的相对姿态控制

为了精确指向目标,即确定从星的姿态指向,提出了一种计算期望姿态和期望角速度方法,该算法利用单星在惯性坐标系的位置和速度,不需要星上增加相对姿态测量设备.在此基础上设计了变结构控制器.数值仿真结果表明该方法可以实现准确的期望姿态计算和相对姿态控制.     

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。     

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.     

低轨对地凝视卫星鲁棒姿态控制器设计

针对低轨道对地凝视小卫星的姿态控制问题,设计了一种鲁棒控制器.首先推导了基于误差四元数和误差角速度的运动学和动力学方程;设计了对地凝视小卫星的鲁棒姿态控制器,并通过Lyapunov方法证明了该控制器的全局稳定性,该控制器由PD控制部分和一个附加部分构成,形式简单,对外界干扰和模型不确定性具有良好的鲁棒性;仿真结果表明,...     

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.     

编队飞行卫星相对姿态变结构分布式协同控制

以编队卫星激光通信为背景,在已知主从星之间的相对位置和姿态的情况下,提出了一种卫星编队完全分布式协同控制策略,设计了一种分布式相对姿态变结构协同控制律,并利用Lyapunov稳定性原理证明了该控制律能够保证编队的全局渐进稳定。仿真结果表明,在编队卫星受到各种干扰力矩影响时,该方法能够有效提高编队卫星相对姿态控制精度,从而实现编队卫星之间的姿态协同,证明了所设计控制器的有效性。     

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.     

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。     

基于扰动预测的高超声速飞行器高精度姿态控制器设计

提供了一种在高超声速飞行器姿态运动数学模型具有强耦合、不确定性以及非线性的特点的情况下,依然能够实现对其姿态运动进行高精度控制的控制器设计方法。该方法首先采用预测滤波器对系统的不确定性进行估计和补偿,通过对系统的不确定性进行补偿,大大减小了模型误差,提高了控制精度;其次在此基础上采用反馈线性化的方法对补偿后的系统进行解耦,并对解耦后的系统设计变结构控制器。通过仿真表明文中所设计的方法确实能够实现高超声速飞行器的高精度姿态控制。     

模糊滑模变结构控制系统的研究

对于矢量控制的交流伺服系统,根据离散滑模控制理论和模糊控制理论,设计了一种离散模糊滑模控制器,即在离散滑模控制器后加一个积分环节再与模糊控制器相结合,有效地削弱了单纯滑模变结构控制系统的“抖振”。仿真实验结果表明由该离散模糊滑模控制器构成的交流位置伺服系统,具有良好的快速性和抗负载扰动、参数摄动的鲁棒性．     

专家模糊滑模变结构控制伺服系统的研究

根据离散滑模控制理论和专家、模糊控制理论,针对矢量控制的交流伺服系统,设计了一种离散专家－模糊滑模控制器,即在离散滑模控制器后加一个积分环节再与专家模糊控制器相结合,有效地削弱了单纯滑模变结构控制系统的“抖振”．可见,由该离散专家模糊滑模控制器构成的交流伺服系统,具有良好的快速性和抗负载扰动、参数摄动的鲁棒性．     

基于滑模控制的二级倒立摆稳定控制

对二级倒立摆系统的稳定和鲁棒控制问题,采用极点配置方法设计了滑模变结构控制器。针对变结构控制器的抖振,提出了一种新型的变趋近律方法来改进控制器。仿真实验表明,该控制策略不仅能实现系统的稳定控制,而且具有较强的抗干扰能力和鲁棒性。     

基于滑模原理的鲁棒交流伺服控制器

滑模变结构控制器由于具有鲁棒性好、设计实现方便等优点,已被逐步应用于电力传动控制领域, 该理论在工程应用中最大的障碍是高频开关控制带来的抖动现象．本文首先深入地分析了在交流伺服系统 中,当采用传统滑摸控制时,抖动产生的原因及特点．在此基础上提出了一种无抖动现象的新型滑模控制 器,并论证了控制参数整定的原则．实验的结果表明这种新型滑模控制器既保留了传统变结构控制的鲁棒 性,又有效地解决了抖动问题．     

刚体航天器有限时间输出反馈姿态跟踪控制

为提高航天器系统飞行可靠性,研究角速度信息不可测量的刚体航天器有限时间姿态跟踪控制,将姿态导数信息作为未知状态,设计基于改进自适应超螺旋滑模的状态观测器,避免未知状态导数上界需要已知的约束,将姿态运动方程进行扩维,在有限时间内实现对未知角速度估计.同时考虑环境干扰和模型不确定,设计新的有限时间干扰观测器,结合连续自适应方法实现对系统综合不确定上界的估计.在此基础上,基于终端滑模技术,设计有限时间连续姿态跟踪控制器,较好地减小了控制输入抖振,并采用Lyapunov理论证明了观测器和控制器的有限时间稳定性.最后仿真结果说明了所提方法的有效性.     

Fuzzy Sliding Mode Control of Nonlinear Spacecraft

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双拇指手的位置伺服控制及抑制抖动研究

以双拇指手为控制对象,讨论了数字三环控制和滑模变结构控制方法,同时讨论了抖动的影响以及抑制抖动的方法.结果表明滑模变结构控制可以改善系统的控制性能,引入饱和函数后抑制抖动效果明显.滑模变结构控制优于三环控制.     

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.     

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．