永磁无刷直流电机角加速度估计

由于霍尔位置传感器的分辨率和精度较低,以其为基础计算永磁无刷直流电机(BLDCM)的角加速度将产生较大的误差。针对这一问题,提出一种以反电动势归一化值中包含的位置信息为基础,采用双观测器对角加速度进行估计的方法。首先构建滑模观测器(SMO)对??坐标系下的反电动势波形进行观测,同时对观测结果进行归一化处理以降低高次谐波含量并消除转速和磁链系数的影响,之后考虑电机电磁转矩对加速度的影响,设计扩展卡尔曼滤波(EKF)估计器从观测到的反电动势归一化值中提取位置信息,进而实现对角加速度的估计。利用RT-LAB实时控制器进行实验,证明提出的角加速度估计技术可以在较宽转速范围内快速有效地观测出永磁无刷直流电机的角加速度。

基于卡尔曼滤波及牛顿预测的角加速度估计方法试验研究

基于角位置测量的角加速度实时估计问题是机电系统控制中一个非常重要的问题,在分析现有的线性回归平滑牛顿法和卡尔曼滤波法的基础上,提出了一种新的基于卡尔曼滤波和牛顿预测相结合的角加速度估计方法。该方法旨在利用牛顿预测进一步增强卡尔曼滤波的预测能力,减小由于滤波造成的相位滞后,提高估计加速度与实测加速度的一致性。为了验证新方法的有效性,以直接驱动机器人作为试验对象,采用将估计加速度的频率特性与实测加速度相比较的方法,分别对上述三种估计算法进行了试验比较研究,从而为利用估计加速度(取代测量加速度)实现加速度反馈控制提供了试验依据。

基于角加速度估计的非线性增量动态逆控制及试飞

针对非线性增量动态逆(INDI)控制方法运用到飞行试验时需要进行状态量导数(角加速度)的实时估计并且存在延迟等问题进行了研究,并给出了工程应用上的实际解决方案。对试飞无人机(UAV)平台进行了动力学建模,利用非线性增量动态逆控制方法和控制器分层设计方法设计了无人机姿态控制系统。采用卡尔曼滤波器设计了角加速度估计器为控制律提供角加速度实时反馈。通过基于模型的控制系统设计方法将控制律实现,并进行实际试飞试验。结果表明:该控制方法工程上可实现,具备良好的鲁棒性和指令跟踪能力。

角加速度边界层观测器设计

针对机电系统中存在的非线性摩擦、干扰力矩和负载变化等不确定因素,以离散角位置输出作为观测器的输入信号,研究基于滑模控制的角加速度边界层观测器设计方法.在详细分析边界层观测器结构基础上,通过设计滑动模态,给出观测器控制量的确定方法,并分析影响观测器性能的主要参数及其设计原则,结合具体的机电控制系统,设计角加速度边界层观测器.实验结果表明,在非线性扰动条件下,设计的角加速度边界层观测器可实现角加速度信号的快速准确估计.

基于角加速度的航空遥感平台稳定控制研究

针对航空遥感用三轴惯性稳定平台由于质量不平衡、摩擦等干扰力矩影响,易导致稳定精度下降,难以满足高分辨率载荷成像要求的问题,文章提出一种基于角加速度信息融合估计的航空遥感惯性稳定平台干扰观测器:在控制系统稳定回路中,基于速率陀螺测得框架相对惯性空间的角速度信息,同时采用卡尔曼滤波与跟踪-微分器对框架角加速度信息进行估计,并进行融合获得更为精确的角加速度输出,该角加速度作为干扰观测器的输入以获得补偿电流,通过将补偿电流加到电流环的输入端实现对干扰力矩的补偿。实验结果表明该方法能有效抑制干扰力矩,提高航空遥感惯性稳定平台的稳定精度。

利用跟踪-微分器构造增广比例导引律

研究了一种构造增广比例导引律的方法。采用具有较强滤波功能的跟踪-微分器来估计视线角速度和视线角加速度,并将信号延迟环节和指令"软化"环节构成导引耦合器来消除跟踪-微分器过渡过程对导引性能的不利影响。给出了几种典型跟踪-微分器构造增广比例律时的应用方法,针对典型跟踪-微分器的优缺点,提出了一种简洁快速无振荡跟踪-微分器,并将其用于增广比例导引。仿真实验表明,具有跟踪-微分器结构的增广比例导引方案有良好的导引性能,且简单可行。

空间站对日定向装置半物理试验台关键技术

为有效模拟空间站对日定向装置驱动性能受柔性太阳翼的扰动,验证对日定向装置驱动控制性能,采用半物理试验技术对对日定向装置进行地面试验考核。设计超高刚度及运动误差无附加力自适应的半物理试验台,对支撑连接机构和加载单元进行有限元分析与刚度测试;建立大尺度柔性太阳翼的动力学模型,并采用Wilson θ法进行动力学模型的实时数值求解;运用跟踪微分法对对日定向装置低速运行下的角速度和角加速度进行估计;最后通过对半物理试验台的响应精度、加载有效性进行仿真和试验考核,结果表明试验台加载力矩幅值为0～85 Nm、频率为0.01～3 Hz时,绝对精度优于0.85 Nm,相对精度优于1%,从而验证了半物理试验台对太阳翼扰动载荷模拟的真实有效性,可实现对日定向装置的性能测试。

无人机高机动抗扰轨迹跟踪控制方法

针对传统的四旋翼控制方法在高机动飞行时控制效果不佳,难以跟踪机动性较强的轨迹且控制精度较低的问题,设计了基于增量非线性动态逆控制(INDI)方法和微分平坦前馈的轨迹跟踪控制器,不仅提高了高机动轨迹的跟踪精度,也增强了抗扰能力。由于角加速度无法直接获得,该方法对其非常敏感,设计了多种角加速度估计方法进行对比,通过飞行试验选择了效果最佳的互补滤波方法。试验结果证明:设计的基于互补滤波的前馈INDI方法可以控制飞行器快速、准确地跟踪高机动轨迹,且具有较强的抗扰能力。

基于控制分配的推力矢量短距起飞垂直降落飞机减速过渡控制

针对推力矢量型短距起飞垂直降落飞机由平飞到悬停的减速过渡过程中面临非线性、控制量冗余且耦合等问题,本文建立了含执行器约束的推力矢量短距起飞垂直降落飞机六自由度非线性数学模型,提出一种基于智能控制分配的减速过渡过程控制方法:以非线性增量动态逆方法设计控制律,获得虚拟控制指令。考虑执行器执行能力和过渡过程期望指标设计优化函数,使用改进的粒子群算法在线解算实际控制量。仿真实验验证了该方法在过渡过程中具有指令跟踪精度高,对气动参数摄动与外界风干扰鲁棒性强等优点。

基于互补滤波的直升机增量非线性动态逆控制

针对直升机非线性强、控制通道耦合严重、主旋翼与尾旋翼之间气流干扰复杂,造成建模不准确而难以实现高精度姿态控制的问题,采用基于互补滤波的增量非线性动态逆方法设计直升机飞行姿态控制律。首先,针对角加速度估计过程中存在由差分引起的相位滞后和噪声放大问题,采用互补滤波方法避免了微分运算,消除了微分运算的噪声放大效应。然后,在姿态控制回路加入限制结构确保作动器饱和时的跟踪性能。仿真结果表明,所提方法应对模型不确定和惯性不匹配具有较强的鲁棒性和解耦能力,即使作动器出现饱和也能实现姿态跟踪。