航天器姿态滑模变结构控制系统的设计

给出了航天器三轴动力学和四元数姿态运动学方程。在分析滑模变结构控制的基本原理和设计方法的基础上，通过二次型最优法解出航天器姿态角速度与姿态角之间的函数关系，进而得到滑动平面。在此基础上，应用滑模变结构控制方法对航天器姿态控制系统进行了设计和仿真，并与PID控制系统进行了分析比较。仿真结果表明，滑模控制系统具有良好的动态品质和稳态性能，体现了变结构控制的突出优点，对系统摄动和外加干扰具有极强的鲁棒性和自适应性。     

带滑移铰空间机械臂惯性轨迹跟踪的反馈控制

利用多体动力学方法对浮动基带滑移铰车间机械臂的运动学，动力学作了分析，首先，根据系统结构几何关系并结合系统对总质心的动量矩守恒关系，导出其末端抓手动速度与关节铰速度之间的广义Ｊａｃｏｂｉａｎ关系，然后，利用系统动力学方程及运动的广义Ｊａｃｏｉａｎ关系，研究了载体位置，姿态不受控情况下，共末端抓手跟踪惯性空间期望轨迹的反馈控制规律。研究结果表明，在系统动力学参数及动力学模型精确确定，跟踪误差及需要的     

无人直升机自适应神经网络姿态控制

回顾了自适应飞行控制技术、反馈线性化和模型逆理论，分析了误差动力特性．设计了自适应神经网络姿态控制系统。其中，模型逆基于悬停状态，基于神经网络的自适应控制律能够确保跟踪误差和控制信号的有界。仿真结果表明：模型逆增强的非线性神经网络能够对无人直升机的不确定性和建模误差进行自适应。而且对PD控制器和鲁棒项系数变化的仿真结果进行了比较。     

不确定非线性系统的鲁棒输出跟踪

研究了一类具有参数不确定性和外界干扰的仿射非线性系统鲁棒输出跟踪控制问题。首先利用微分几何理论中的输入输出反馈线性化技术钭不确定线性系统通过一非线性状态变换化为线性化规范形，然后利用变结构控制的思想提出了一种基于标称系统和不确定性范数界的鲁棒输出跟踪控制器设计方案，并用李雅普诺夫稳定性理论证明了利用本文设计的跟踪控制器可保证闭环系统是有界稳定的，且稳态输出跟踪误差为零。由于所设计的跟踪控制律连续，克服了常规变结构控制方案可能引起的高频抖振现象。将本文结论应用于一空间飞行器的姿态跟踪控制问题，仿结果表明了该设计方法的有效性。     

中性稳定技术在综合火力/飞行控制系统中的应用

火力／飞行综合控制(Integrated fire／flight control，IFFC)系统要求对飞机飞行姿态的控制应具有精确性和快速性，但提高姿态跟踪精度受到自然飞机惯性动力学的限制。本文提出飞机中性稳定技术应用于综合火力／飞行控制系统，给出了中性稳定飞机结构图和动力学模型。利用后缘襟副翼偏转所产生的直接力效果，在一定的控制律制约下，去抵消迎角扰动所产生的气动效果，使飞机不再出现静稳定力矩，达到中性稳定。采用中性稳定技术的综合火力／飞行控制系统有效地加速了飞机在攻击区的姿态跟踪过程，并实现了姿态控制过程中航迹基本不变的机身瞄准模态控制要求，提高了火控精度和命中概率。仿真结果表明，中性稳定综合火力／飞行控制系统具有良好的控制效果和应用前景。     

基于序列图像的非合作目标自主导航及验证

针对空间自旋或章动运动的非合作目标运动感知与估计问题,给出了一种基于序列图像的运动测量与状态估计方法。所给出的方法由两部分组成:(1)采用立体视觉测量目标三个非共线的特征点,建立目标参考系并实现相对姿态的测量;(2)采用目标运动学和动力学方程,推导了扩展卡尔曼滤波器,实现目标角速度和惯量比的估计。最后,分别给出了数学仿真和物理试验:(1)利用数学仿真验证了所给出的卡尔曼滤波估计算法在不同目标运动情况下的收敛性;(2)利用机械臂模拟目标的自旋运动,利用双目相机采集目标运动图像,试验结果验证了所给出的运动测量与状态估计方法可以连续的给出目标角速度的精确估计。     

Sliding Mode Fault Tolerant Attitude Control Scheme for Spacecraft with Actuator Faults

An active fault tolerant control scheme is investigated for the attitude control systems of spacecraft with external disturbance and actuator faults by using the sliding mode technique. Firstly,the dynamic equations and kinematic equations of spacecraft are given. For the dynamic mode of spacecraft in faulty case,a fault diagnosis component is used for fault detection and estimation by using a nonlinear observer. According to the fault estimation information obtained during the fault diagnosis,the fault tolerant control scheme is developed by adopting the backstepping sliding mode control technique. Meanwhile,the Lyapunov theory is used to analyze the stability of the closed-loop attitude systems. Finally,simulation results for the attitude dynamics models show the feasibility of the proposed fault tolerant scheme.     

无人机4D制导系统研究

基于逆运动学方法设计了无人机四维制导系统。基本姿态控制器采用基于在线神经网络的非线性动态逆控制器。动态逆控制器用来对消无人机的非线性，在线神经网络补偿对消不精确引起的状态误差。制导系统的任务就是由给定的三维航迹，解算出航迹角，并生成三个姿态角指令，同时设计发动机控制回路以控制航迹速度，最终实现精确的四维航迹跟随。     

基于神经网络的机器人迭代学习控制

针对机器人动力学模型的不确定性和负载扰动，提出了一种采用神经网络的机器人迭代学习控制方法。该方法将反馈控制和神经网络学习控制相结合，反馈控制沿时间轴方向使关节运动跟踪期望轨迹，神经网络学习控制沿迭代轴方向使关节运动逼近期望轨迹。文中还给出了基于ＢＰ神经网络的学习控制算法。仿真结果表明，该方法能克服机器人动力学模型的不确定性和负载扰动，具有良好的鲁棒性和控制性能。     

非最小相位系统输出跟踪的最优预测控制方法

讨论了一类非最小相位系统的输出跟踪问题。非最小相位系统广泛存在于机器人柔性结构控制、飞机的飞机控制和航天器发射等实际问题中。由于非最小相位系统内部动态的不稳定性，传统的一些输出跟踪方法将导致系统的某些变量发散。文中通过讨论系统的有界理想状态轨迹，将期望跟踪的输出进行了扩充，利用预测控制方法研究了一类非最小相位系统的输出跟踪问题，从理论上证明了利用预测控制可以使非最小相位系统稳定地渐近跟踪期望输出。     

捷联惯导系统的圆锥误差补偿算法研究

非互易向量的确定与补偿是影响高动态、恶劣振动环境下捷联惯性导航系统姿态矩阵计算的重要问题。为了补偿由此引起的圆锥误差，本文对一些传统算法进行了分析和研究。由于以往各种算法一般都需要输入信息为角度信息，但对于高动态、恶劣振动环境，角速度信息更有工程意义，所以针对输入信息为角速度的情形，提出了一类新的姿态算法，通过对比传统的算法，新算法在同样计算量、存储量的情况下有较优的性能，算法的精度较传统的算法高。另外，对新的姿态算法进行了误差分析．为其参数选择提供了选择标准，有工程实用价值。     

基于改进微粒群算法的无人机姿态控制参数智能整定(英文)

提出了基于改进微粒群算法的无人机姿态控制器参数智能整定方法.标准微粒群算法在搜索后期由于群体缺乏多样性而容易出现收敛停滞现象,为此提出了一种改进的微粒群算法.标准微粒群算法中的微粒速度是根据惯性运动、群体历史最优位置和自身历史最优位置来调节的.改进微粒群算法中的微粒除了保持惯性运动外,仅向当前群体中任意更优个体的状态学习,而且惯性权重系数是随机数.改进方案减少了算法不确定参数,简化了微粒学习机制,且增强了群体多样性.本文构建了无人机姿态控制系统,将改进微粒群算法用于四个控制参数的寻优整定.仿真结果表明,改进微粒群算法比一般微粒群算法具有更强的全局搜索能力,故获得更优的无人机姿态控制参数.     

基于视觉的码头集装箱AGV导引系统

根据码头环境的特殊性,提出了一个应用在码头的集装箱装卸自动导引车(A u tom atic gu ided veh icle,AGV)系统。本系统是基于视觉导引的,采用先识别,后跟踪的方式。在识别时根据识别的标志线的特点,提出了改进的Sobe l算子和可调节参数的Hough变换的方法;在跟踪时,提出了一种用自适应模糊的负反馈来改善系统识别质量和频率稳定性的思想,并应用到了该系统中。文中还提出了一种简单有效的防止图像抖动的方式,使得传送给机车控制系统的参数更加平滑、稳定。实验证明,该系统可以满足AGV在码头工作环境中的全天候工作,并且保证AGV在8 m/s的速度下,系统的识别精度在5 cm以内。     

基于改进帝国竞争算法的微型燃气轮机容错控制

针对微型燃气轮执行机构故障,提出了一种基于改进帝国竞争算法的自适应容错控制方法,实现了对故障的有效抑制。本文建立了微型燃气轮发电系统部件级一体化模型,实现了部件级模型与发电系统的联合仿真,提出了一种自适应改革概率的方法对帝国竞争算法进行改进。设计了基于改进帝国竞争算法的自适应模糊逻辑保护控制器。最后进行了改进算法性能测试以及微型燃气轮发电系统在孤岛模式下的仿真实验。结果表明:本文所提出的改进方法可以提高帝国竞争算法的寻优性能,设计的容错器可以明显改善故障发生时的动态性能,确保发电系统的稳定工作。     

面向步行康复训练的质量虚拟去除主动人体重力支撑系统

研究了一种能够有效降低病人行走动态载荷的质量虚拟去除主动人体重力支撑(Body weight support,BWS)系统。该主动BWS系统能够根据人体的加速度反馈实时调节悬挂绳索中的张力,以达到同时平衡作用在病人身体上的重力和惯性力。为了验证该主动BWS的技术可行性,设计了一个简化的实验装置,利用偏心轮带动滑块作上下运动来模拟人体在垂直方向的步态,悬挂滑块的绳索中的张力根据滑块的加速度反馈进行调节,滑块与偏心轮之间的接触力代表动态行走载荷。实验结果表明,质量虚拟去除主动BWS系统能够有效降低病人在步行康复跑步机上行走的重力载荷和惯性载荷,从而使病人在跑步机上进行训练时获得好像失去了部分身体质量的动力学感受。     

无人机简化配置控制技术研究

提出了一种仅采用垂直陀螺和GPS的简化配置控制方案，形成了无人机飞行控制系统常用的俯仰／滚转控制回路、高度控制回路和航迹控制回路。由于GPS信号更新率(1Hz)较低，利用无人机运动学之间的内在关系,给出了高度、航向、位置反馈信号的融合算法。这些反馈回路的控制增益均采用改进的输出反馈LQR设计技术,该技术简化了权矩阵的选择。对比研究表明，对于自身稳定性较好的无人机，该简化配置方案能够实现姿态控制、高度控制和航迹控制。     

Controllability of Spacecraft Attitude and Its Application in Reconfigurability Analysis

We review the controllability research on spacecraft attitude based on nonlinear geometry control theory.The existing studies on attitude controllability are mostly concerning the global controllability and small time local controllability(STLC). A presentation of study methods and connotation in both aspects is briefly carried out. As a necessary condition of reconfigurability,the controllability of the faulty attitude control system is studied. Moreover,two reconfigurability conditions based on controllability results that consider the actuator faults for a pyramid configuration spacecraft are provided.     

鸭式布局战斗机非常规机动的流场机理数值分析

以先进战斗机的非常规机动为对象,发展了一种适用于大幅度运动变化的非结构嵌套网格生成方法,建立了一整套非定常流场N-S方程数值求解方法。在对三角翼动态气动特性计算验证的基础上,模拟了飞机过失速机动条件下飞行姿态和来流速度的变化特征,对鸭式布局战斗机"眼镜蛇机动"的非定常涡结构、非定常气动力效应和气动特性进行了数值研究,揭示了鸭式布局战斗机"眼镜蛇机动"的非定常流场机理。     

Robust Adaptive Attitude Maneuvering and Vibration Reducing Control of Flexible Spacecraft with Prescribed Performance

A robust adaptive control scheme with prescribed performance is proposed for attitude maneuver and vibration suppression of flexible spacecraft, in which the parametric uncertainty, external disturbances and unmeasured elastic vibration are taken into account simultaneously. On the basis of the prescribed performance control(PPC)theory,the prescribed steady state and transient performance for the attitude tracking error can be guaranteed through the stabilization of the transformed system. This controller does not need the knowledge of modal variables.The absence of measurements of these variables is compensated by appropriate dynamics of the controller which supplies their estimates. The method of sliding mode differentiator is introduced to overcome the problem of explosion of complexity inherent in traditional backstepping design. In addition,the requirements of knowing the system parameters and the unknown bound of the lumped uncertainty,including external disturbance and the estimate error of sliding mode differentiator,have been eliminated by using adaptive updating technique. Within the framework of Lyapunov theory,the stability of the transformed system is obtained. Finally,numerical simulations are carried out to verify the effectiveness of the proposed control scheme.     

直升机惯性交感对稳定性、操纵性和离散突风响应的影响

本文研究直升机惯性交感对稳定性和操纵性的影响,亦研究了对直升机在离散突风中响应的影响。旋翼动力学模型采用水平铰外伸量和桨叶根部有弹性约束的结构模型。诱导速度在桨盘处的分布采用广义涡流理论所导的公式。离散突风模型为规范所要求的正弦平方型。 本文以某典型直升机为算例,比较了计及惯性交感与否的稳操特性和突风响应。