分层模糊广义预测控制及其在挠性航天器振动抑制中的应用

针对广义预测控制计算量大的缺陷,将自适应分层模糊逻辑系统(HFLS)引入广义预测控制,对参数未知线性系统提出一种直接自适应分层模糊广义预测控制方法.该方法直接利用HFLs设计广义预测控制器,并基于广义误差估计值对控制器参数和广义误差估计值中的未知向量进行自适应调整.文中证明了该方法可使广义误差收敛到原点的一个小领域内.由于控制结构中使用了HFLS,避免了模糊控制器中规则数目随系统变量个数呈指数增长问题.仿真结果表明:该方法能快速抑制挠性航天器的低频振动且稳态精度高.     

一种鲁棒自校正模糊控制器

本文主要讨论了自校正模糊控制器的结构和特点，详细研究了调整比例因子对系统性能的影响，从而提出一种鲁棒自校正控制方法。通过仿真实验表明，该控制方法的性能优于基本的模糊控制器。     

航天器姿态的非线性鲁棒分散控制器设计

研究了具有外部干扰力矩及参数不确定性的航天器姿态控制问题。针对这类多输入-多输出的不确定非线性系统，基于一种非线性鲁棒分散控制理论，设计了结构简单而易于实现的控制器。该控制器中包含的积分环节可以补偿系统的各种未知因素，同时确保恒值调节系统不存在稳态误差。仿真结果表明：所设计的鲁棒分散控制器与非线性动态逆控制器相比，具有更优越的抗干扰能力和对模型不确定的适应能力。即使系统存在外部干扰及模型小确定性，仍可在闭环系统中实现精确的姿态控制。该控制器有效地提高了航天器姿态控制的鲁棒性和适应性。     

SE(3)上姿轨耦合航天器高精度快速终端滑模控制

针对编队飞行航天器姿轨耦合一体化控制问题,本文提出了一种高精度快速收敛的滑模控制方法。首先,建立了以Lie群SE(3)上指数坐标表示航天器位置和姿态跟踪误差的相对耦合动力学模型。然后以该指数坐标和速度跟踪误差定义的滑模面,设计了一种新型的基于切比雪夫神经网络(CNN)的非奇异快速终端滑模控制器(NFTSMC),实现了跟踪航天器对目标航天器的有限时间跟踪控制,并基于Lyapunov方法证明了系统的稳定性。该控制器无需显式的相对参考状态,不仅能保证滑模到达阶段和滑动阶段的有限时间稳定性,还由于引入仅需期望信号具有强逼近能力的CNN在线自适应估计系统总扰动而获得了较高的控制精度。最后,对主从模式的编队飞行航天器进行了仿真分析,结果表明该方法是有效可行的。     

航天器姿态机动的鲁棒自适应控制器设计

针对存在未知惯量矩阵和外干扰力矩的刚体航天器姿态机动问题,将自适应反步法与非线性阻尼算法结合起来,提出了一种鲁棒自适应控制器。所设计的控制器实现了对航天器惯量参数的估计,克服了外干扰力矩引起的不确定性,保证了闭环系统的所有状态是全局一致最终有界的,使得航天器姿态机动误差收敛到系统平衡点的一个较小邻域。最后在Matlabs Simulink环境下对航天器姿态机动系统进行了仿真研究,仿真结果表明了提出的控制算法处理航天器姿态机动问题的有效性和可行性。     

欠驱动航天器编队重构的切换神经网络控制

针对圆轨道欠驱动航天器编队重构问题,将传统的自适应神经网络控制器和自适应滑模控制器相结合,设计了一种切换神经网络控制器,用以跟踪由伪谱法求解得到的航天器编队重构的最优开环控制轨迹。自适应神经网络控制器在活跃区域内工作,利用径向基神经网络(RBFNNs)近似动力学系统中的不确定项,自适应滑模控制器在活跃区域外工作,利用自适应律来估计近似误差上界,并采用李雅普诺夫方法证明了闭环系统稳定性。数值仿真结果表明切换神经网络控制器可在欠驱动条件下实现编队重构,与线性滑模控制器相比,实现了控制器快速、高精度、强鲁棒等控制性能。     

基于实时相对测量的航天器指向跟踪控制问题研究

针对大型挠性航天器指向跟踪控制问题,提出一种期望姿态估计方法和基于反步法的姿态跟踪控制方法。首先采用平方根容积卡尔曼滤波进行相对轨道估计,利用相对位置估计信息解算出追踪航天器观测轴指向目标航天器的期望姿态。然后基于修正Rodrigues参数描述的误差姿态动力学方程设计了姿态控制器,考虑系统惯量的不确定性设计了自适应控制律。最后将该方法应用到某空间观测任务中,仿真结果表明了方法的有效性。     

基于干扰补偿的航天器直接自适应模糊控制

带有活动式有效载荷和挠性附件的大型航天器在动力学上具有非线性、大挠性、强耦合等特点,这给控制系统的设计带来了较大难度。其突出特点是要求控制系统在控制量受限的情况下克服各种未知复杂干扰力矩的影响。本文针对这类大型复杂航天器,提出了一种基于直接型自适应模糊逻辑和干扰补偿的控制方法。在控制律的设计中,将自适应模糊系统直接用作系统的主控制律,利用扩张状态观测器对模糊系统的逼近误差和内外干扰力矩进行观测并予以实时补偿。仿真结果表明了方法的有效性。     

基于单神经元自适应PID控制的航天器大角度姿态机动

针对航天器大角度姿态机动，提出了一种新的单神经元自适应比例积分差(PID)控制器设计方法。基于误差二次型最优理论推导出相应的单神经元输入权值参数调整算法，并用Lyapunov稳定性理论分析了控制系统的稳定性。所设计的控制器结构简单、计算量小、鲁棒性好，能更好地适应航天器模型的不确定性，易于在轨实现。数学仿真结果验证控制器有效。     

航天器姿态跟踪系统的非线性鲁棒自适应控制

研究有未知惯量矩阵和干扰力矩的刚体航天器姿态跟踪。对此类多输入多输出、不确定非线性系统,提出了一种非线性鲁棒自适应控制策略,用Lyapunov直接法分析了闭环系统稳定性。理论分析表明,该控制器不仅保证闭环系统一致最终有界稳定,航天器姿态跟踪误差收敛至系统平衡点的一个较小领域,而且使闭环系统对航天器惯量参数有自适应能力,对有界干扰力矩具鲁棒性。仿真结果表明：所设计的非线性鲁棒自适应控制器有效。     

空间大质量目标转位操作双臂协调控制方法

针对空间中双臂协调转位过程中面临的双臂异构、刚度不同、负载较大、测量/执行误差影响大、抓捕位置随机偏差等问题，提出了一种空间大质量目标转位操作双臂协调控制方法。首先基于双臂转位的几何约束，进行协调转位运动规划。然后，将双机械臂关节划分为主动关节和从动关节，并对主动关节设计关节位置控制器，对从动关节设计零力控制器，从动关节在转位目标的拖动力下进行跟随运动。最后，数学仿真表明了所提出的双臂协调转位方法的有效性。     

基于迭代学习的液压角振动台控制策略研究

液压角振动台是十分复杂的非线性系统,应用传统的控制系统设计方法很难满足其控制 要求。引入迭代学习控制算法的非线性控制策略,针对控制系统的稳定性以及迭代学习的收 敛性,提出复合迭代学习控制算法,并从频域角度给出其收敛性条件。将仿真结果与实验数 据进行对比分析,结果表明：系统压力12 MPa条件下,采用该方法角振动台内框具有20 Hz （峰—峰值0.4°）的正弦响应能力,且其相位滞后不超过10°,幅值误差不大于±10％, 验证了此控制策略的有效性。该复合迭代学习控制策略不仅拓宽了系统频带,而且改善了系 统输出对期望信号输入的跟踪精度,为液压角振动台的高性能实时控制开辟了新途径。
     

基于遗传算法的制导控制系统耦合回路优化设计

为减小天线罩瞄准线误差斜率对导弹制导控制系统的影响，将导引控制器的设计作为参数优化问题．建立了优化模型。采用遗传算法对导引控制器参数进行优化，并给出了遗传算法的操作和优化流程。数字仿真结果表明，所设计的制导控制系统耦合回路对天线罩瞄准线误差斜率的摄动具有较好的鲁棒性。     

电液仿真转台控制系统设计与仿真研究

针对影响三轴电液仿真转台动、静态性能最大的同步驱动、摩擦和大惯量负载干扰三个问题，采用了模拟人脑基于经验控制的FNN（模糊神经网络）控制器和基于学习校正的PNN（预测神经网络）控制器分别对应转台内环（角速度环）和外环（角度环）反馈系统。FNN同步控制器分为等同和主从同步控制模式，两种模式相互切换，提高了系统同步性能；PNN摩擦干扰控制器采用了基于双网络模型的NARMA（非线性自回归滑动平均）预测模型，具有较强的非线性系统辨识能力，提高了系统抗干扰能力。软件仿真结果表明，当转台外框负载发生变化或外框两马达转速相差较大时，使用PNN—FNN模型的智能控制系统仍具有较高的位置跟踪精度和动态性能。     

空间飞行器开关姿态系统的变结构模型跟随控制

本文设计了某空间飞行器开关姿态控制系统的变结构模型参考控制器,该控制器结构简单并且使系统具有较强的鲁棒性,采用继电控制后系统具有良好的快速性及对常值干扰稳态误差为零。     

火工展开机构负载模拟试验系统特性分析

文章介绍了某型号火工展开机构负载模拟试验系统的结构形式及工作原理,通过摆杆滑块机构与气体加载气缸直接联动,实现了加载的快速响应。文章对此机构进行了运动学分析和动力学分析,应用Matlab运算平台求解出机构运动的相关曲线以及加载力曲线,并对加载力试验结果进行了对比分析和理论分析。通过比较,两条曲线在两端的数据平均误差较小(小于5%),而曲线中间的平均数据误差较大(约为10%左右),实际试验加载曲线位置略高于理论设计曲线。     

空间站对日定向装置试验台的控制器设计与精度考核

针对太阳电池帆板大挠性、大惯量等特性，导致对对日定向装置施加的大幅值、高频响的变负载力矩难以模拟和模拟精度不足的问题，设计了以电动负载模拟器为核心装置的地面半物理仿真试验台。首先建立了电动负载模拟器（加载单元）模型，采用递推最小二乘法对加载单元各参数进行辨识，并分析各参数对加载单元响应特性的影响。提出一种超前校正与模糊自适应PID相结合的复合控制算法，该方法有效地拓宽了加载单元带宽、改善了力矩跟随性能和抑制了力矩误差。用不同信号对试验台响应速度、加载带宽和加载精度进行分析和考核。实验结果表明：该复合控制算法使加载力矩较好地复现了太阳电池帆板模型的期望输出力矩，为对日定向装置对太阳电池帆板的驱动性能考核实验模拟出较为精确的期望模型的负载（测试）力矩。     

天线指向机构位置伺服的H_∞-PID控制研究

针对大型卫星天线指向机构高精度高可靠性的要求,研制了一种永磁同步电机驱动的新型天线指向机构.在建立双质量体驱动模型的基础上,以ITAE(时间乘以误差绝对值积分)为优化指标,在H_∞混合灵敏度约束下PID参数的稳定域内,采用遗传算法对PID控制器的参数进行了优化.最后采用优化的PID控制器对指向机构进行了控制仿真和实验验证,结果表明系统具有响应快速而平稳、抗负载扰动和模型误差能力强的特点.     

压紧杆式太阳翼自动化加载设备设计与验证

基于对国内外太阳翼压紧释放机构预紧实施的现状及存在问题的研究,开展设备小型化、轻量化、可视化设计,研制了一种电机驱动拉伸压紧杆的力反馈型自动化加载设备。该设备采用特制的夹紧接口,并利用凸轮原理解决了狭小空间内压紧杆的的夹紧难题;采用拉力传感器和力反馈系统等将太阳翼压紧杆预紧力施加精度控制在5%以内,有效地解决了预紧力加载的精度问题和自动预紧问题。为验证设备性能,开展了预紧力误差分析,设计了一套采用电阻应变片实时测量预紧力的方案,得出设备工作时预紧力的变化情况。试验结果表明,自动化加载设备不受人员技能水平的影响,绝对精度最大值为3.11%,单次加载时间小于1 min。     

2MN推力测量自动校准系统设计

2MN推力测量自动校准系统,通过液压源产生稳定标准力,由伺服控制器对标准力传感器输出力值进行精确测量,使标准力传感器输出值与标准值相等,实现力值的高精度控制。校准过程中前后端计算机通过串行连接,根据推力校准过程特点设定握手协议,对交互信号进行判断后由校准程序自动确定校验过程状态并进行相关处理,实现了校准过程的自动化,确保了校准数据完整性、准确性。