具有输入约束和扰动补偿的四旋翼无人机姿态稳定模型预测控制

为了解决四旋翼无人机飞行过程中的姿态控制问题,考虑受到执行器输入约束和外界未知扰动影响,设计了一种具有输入约束和扰动补偿的四旋翼无人机姿态稳定模型预测控制方法;设计简化的四旋翼无人机姿态动力学模型,降低控制器设计的复杂程度,设计带有输入约束的控制器,模拟饱和输入现象,实现饱和输入下的四旋翼姿态稳定控制;设计风扰观测器,实现对外部未知扰动的估计,有效跟踪外部持续扰动,并由此设计扰动补偿律;围绕代价函数设计带有扰动补偿律的最优控制律,作用于四旋翼姿态系统,实现四旋翼无人机姿态的稳定控制;最后进行数值仿真,设置风扰观测器参数λ_(i)为0.25,预测时域N_(p)为10,控制时域N_(c)为9,仿真测试文章方法与不带观测器的非线性预测控制方法(NMPC),验证文章控制方法的有效性和优越性。

双半球胶囊内窥镜流体环境姿态稳定性研究

为实现双半球胶囊内窥镜流体环境下精准定位控制,需对双半球胶囊滑滚运动姿态稳定性进行研究。建立了双半球胶囊流体环境滑滚运动动力学模型,对胶囊姿态稳定特性及影响因素进行了数值仿真分析,给出了胶囊姿态稳定控制参数选取方法。仿真和实验结果表明,双半球胶囊内窥镜在流体环境下可实现姿态稳定的滑滚运动,姿态调整时间短,移动速度低,有利于胶囊的精准定位控制。

基于复合轴控制原理的卫星新型姿态稳定性调控

为减小无拖曳卫星的残余姿态误差,设计了一种基于动量交换的指向稳定性调控机构。采用复合轴控制的原理,与无拖曳姿态控制回路相配合,可将卫星的指向稳定性精度提高到纳弧度量级,同时减少工质损耗,达到延长卫星寿命的目的。利用压电陶瓷设计了一套敏感轴动量交换机构,并基于卫星姿态动力学对小质量块运动所产生的附加干扰力矩进行推导和分析。分别对复合轴系统的主轴系统和子轴系统进行整定,计算出满足性能需求的系统带宽。采用前馈逆模型和自适应PID控制对压电陶瓷的非线性和卫星所受扰动进行补偿。最后,通过Adams和Simulink联合仿真验证系统整体的可行性。仿真结果表明:该机构的介入可以有效降低控制系统带宽,实现10 nrad·Hz^(-1/2)@1 mHz~1 Hz的指向稳定性控制。

基于磁悬浮动量轮微框架能力的卫星滚动—偏航姿态稳定控制研究

研究基于磁悬浮动量轮的微框架能力进行卫星的滚动-偏航姿态稳定控制问题。在考虑卫星轨道角速度的条件下,建立了磁悬浮动量轮转子和卫星姿态动力学方程,设计了一种不使用偏航姿态敏感器的卫星滚动-偏航姿态控制器。该控制器由内、外两个控制回路组成,其中:外环控制回路根据滚动姿态敏感器输出的卫星姿态角信息产生转子外框角-内框角的参考值;内环控制回路控制转子外框角-内框角的稳定,并通过控制转子外框角-内框角跟随外环回路给定的参考值变化实现动量轮转子角动量方向的变化,与卫星进行角动量交换。对所设计的控制器进行了稳定性分析,通过仿真进一步验证了其有效性,在给定扰动和不使用偏航敏感器的条件下,偏航角的精度和稳定度分别优于0.08°和0.0001°/s。

带有两个飞轮的欠驱动航天器姿态稳定控制研究

在系统总角动量不为零的前提下,仅带两个飞轮的航天器无法实现本体系相对于惯性系三轴姿态角为零的稳定控制,而已实现的角速度稳定控制和自旋稳定控制也无法满足姿态控制任务的多样化需求。于是在系统总角动量不为零时,首次提出存在最大程度姿态稳定形式为航天器本体三轴角速度稳定,同时固连于航天器的某一特定视线轴指向任意给定惯性方向。利用一种新的姿态描述形式推导出了角速度为零时航天器的目标姿态,然后基于线性化后的系统设计了线性二次型最优控制器。数值仿真表明利用此控制器能实现所提出的姿态稳定形式,这对于无须实现本体系相对惯性系三轴姿态角为零,而只需对固连于本体的天线或相机进行惯性空间定向控制的航天器将完全满足其姿态控制要求,同时也能提高欠驱动航天器的可靠性。

两足步行机器人动态步行姿态稳定性及姿态控制

本文提出了一种新型两足步行机器人动态步行实时控制方法，引入了姿态稳定性和步态稳定性的概念，把两足动态步行控制分为姿态稳定性控制和步态稳定性控制两个相互联系的子系统，并从姿态稳定性分析出发，重点研究了各关节轨迹跟踪控制和系统整体动态平衡等问题，提出了姿态控制器的结构及设计方法．

旋转导弹姿态稳定控制方法研究

旋转导弹往往采用初始静不稳定的结构形式使得在攻击目标时具有较大的过载能力,如何能够保证旋转导弹平稳地度过静不稳定段是导弹正常飞行的关键。采用姿态稳定控制方法对初始段进行控制,使导弹顺利度过静不稳定段,通过数学仿真及半实物仿真验证了该控制方法的有效性。基于正交试验设计的仿真试验表明,在各种气动干扰因素影响下,旋转导弹均能实现较高的姿态控制精度。

直接力与气动力复合控制系统姿态稳定问题研究

大气层内直接力与气动力复合控制导弹具有响应快速、可用过载大等优点,可以拦截高速、高机动性目标。研究制导末端轨控直接力与气动力复合系统姿态稳定问题。首先分析了复合系统的特点和控制问题,建立了控制模型。然后应用扩张状态观测器观测对象模型内扰和外扰的实时作用量,进行反馈补偿,实现了动态线性化。最后设计了非平滑反馈控制律,从而实现了复合系统的姿态控制设计。仿真结果表明,系统具有良好的动态性能和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性。

三轴定向充液卫星的姿态稳定性

本文建立了三轴定向充液卫星具有二维平动和二维摆动角的等效力学模型,并用该模型研究了充液卫星的姿态稳定性,得到了充液系统姿态稳定性的一个简明的解析判据。

锥形运动控制的导弹姿态稳定性分析

针对锥形运动对弹体稳定性的影响,建立了导弹锥形运动控制的非线性数学模型,通过引入复攻角的概念,使难以用解析手段处理的非线性模型转换成可解析的一般模型。根据线性化模型分析了导弹复攻角运动方程,推导了制导控制系统参数的稳定控制域范围,分析了控制系统阻尼回路和控制回路对导弹锥形运动稳定性的影响规律,提出了锥形运动控制的稳定性判定方法。仿真结果进一步验证了该判定方法的可行性和正确性,为导弹锥形运动的制导控制系统设计提供了依据。

姿态稳定火箭弹射程散布的仿真研究

在主动段进行姿态稳定是提高远程火箭弹射击密集度的有效技术措施 ,实施了姿态稳定后 ,火箭弹的纵向散布仍然偏大 .文中采用统计实验法 ,通过大量的弹道仿真对姿态稳定火箭弹的纵向散布特性进行研究 ,计算结果表明 :总冲跳动和质量偏差是造成纵向散布的主要原因 ;主动段终点弹道倾角散布在大射角时对纵向散布影响小 ,在小射角时对纵向散布影响大 ;速度极小点参数比主动段终点参数与射程有更强的线性相关性 .

挠性飞行器姿态稳定鲁棒变结构控制

针对三轴稳定卫星的模型参数存在不确定性，设计了一种鲁棒变结构控制器，它能确保系统在一定 条件下具有全局渐近稳定性，并且系统在一定条件下能在有限的时间内到达滑动平面，具有鲁棒到达条件， 同时控制律实现简单．采用积分型滑动平面，能保证系统在到达滑动平面后具有良好的性能．最后根据卫星 参数给出了具体的数值算例，数值仿真结果良好．从数值仿真结果来看控制器在存在较大不确定性情况下 (考虑系统转动惯量有5%的不确定性)依然保持良好性能，具有很强的鲁棒稳定性．而且，采用边界层改进 控制器后，能有效地解决抖振问题，同时控制器的性能基本保持不变，说明鲁棒变结构控制器的设计是有 效的．

姿态稳定火箭弹射程预测仿真研究

采用姿态稳定技术后远程火箭弹的横向散布得到有效改善 ,但纵向散布仍然较大 ,需要进一步对射程进行修正。射程修正的基础是对射程的准确预测 ,本文在弹道特征分析的基础上 ,提出了一些射程预测的方法 。

拖车电磁制动器电磁体工作姿态稳定性的研究

为了改善电磁体工作姿态的稳定性,以电磁制动器电磁体的工作机理为依据,利用力学理论分析了电磁体工作时的姿态,提出了电磁体非对称的准椭圆结构,并对此进行了理论计算。由于电磁体磁路较复杂,采用三维电磁场分析软件Maxwell-3D进行仿真验算。研究和试验表明,非对称结构能较好地解决电磁体工作时存在严重的倾覆和旋转趋势的问题,从而提高了电磁制动器的制动性能,同时达到了均匀磨损的效果,延长了电磁体的使用寿命。

空间机器人姿态稳定方法研究

研究机器人动态优化问题,空间机器人的动力学耦合特性会影响系统的稳定性。空间机器人由于机械运动基座产生扰动,影响姿态稳定。通过建立空间机器人的动力学模型,结合动力学耦合特性分析了空间机器人的零反作用空间。提出基于零反作用空间的基座姿态稳定方法,实现了机械臂与基座的动力学解耦。不采用反作用飞轮或反作用喷气装置,即可使空间机器人的基座姿态达到稳定,达到了节省星上能源,延长空间机器人使用寿命的目的。在Matlab上进行数值仿真实验,结果验证了方法的有效性和可行性。方法能够为空间机器人在轨操作提供理论依据。

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。

直升机系统离散模糊建模与姿态稳定控制

关于直升机姿态稳定性控制问题,由于直升机系统具有非线性,外部环境多变的干扰影响姿态稳定性。传统的建模与控制方法,面临构造Lyapunov函数难、控制稳定性难度大的问题。为解决上述问题,提出直升机系统离散模糊建模与姿态稳定控制方法。根据直升机系统姿态动力学模型,建立其连续、离散时间模糊模型。采用线性矩阵不等式(LMI)方法,提出离散模糊状态反馈控制方法。所得控制率,不仅使闭环系统渐进稳定且能够获得较好的控制性能。改进方法具有响应速度快、过度过程时间短、无超调、能有效抑制外部干扰等优点,表明了改进方法的有效性。

万有引力场中带挠性轴太阳帆板航天器的姿态稳定性

研究了万有引力场中带挠性轴太阳帆板航天器的姿态运动、导出了航天器系统的广义势能，利用Ｌｉａｐｕｎｏｖ直接方法判断带挠性轴太阳帆板航天器在轨道坐标系内相对平衡的稳定性，得到航天器姿态稳定性的充分条件．讨论了挠性轴扭转刚度及太阳帆板质量几何等因素对航天器姿态稳定性的影响．

万有引力场中带挠性附件充液卫星的姿态稳定性

本文利用能量-Casimir方法讨论万有引力场中带挠性附件非对称全充液卫星的姿态稳定性，导出此刚-弹-液系统在轨道坐标系内相对平衡的稳定性充分条件．

万有引力场中充液卫星的姿态稳定性

本文讨论沿圆轨道运动受万有引力矩作用的非对称充液卫星相对轨道坐标系的姿态稳定性．利用Ｌｉａｐｕｎｏｖ直接方法和一次近似理论导出相对平衡的稳定性充分必要条件．