输入指令整形技术在飞行仿真转台中的应用

将广泛应用于机器人手臂控制等其它柔性控制系统的输入指令整形减振技术移植到转台应用中, 对这种技术的减振原理进行了详细的介绍, 并对输入指令整形器的设计方法、对系统参数变化的鲁棒性进行了探讨, 最后以M254 -90A电动三轴飞行仿真转台的中框为对象进行了仿真, 仿真结果表明, 输入指令整形器以前馈的形式作用于飞行仿真转台的控制系统时, 既不影响系统的稳定性, 又可以很好地抑制飞行仿真转台的机械谐振     

仿真转台的低速性能研究

低速性能是仿真转台的重要性能指标之一，在系统设计中如何在保证系统高速系统和频带要求的同时满足低速性能指标的要求是设计者着重考虑的问题，也是转台控制系统设计的难点之一。本文在三轴模拟飞行转台设计实践中提出一种行之有效的方法，在保证系统频带要求情况下提高系统的稳态精度和低速性能，并给出了０．００５ｄｅｇ／ｓ和０．０１ｄｅｇ／ｓ的低速性能曲线，根据实践测试结果和数字控制系统的特点探索性地提出一种评价系统     

单轴速率三轴位置惯性测试转台误差及传递分析

阐述了单轴速率三轴位置惯性测试转台系统误差的种类,诸如安装面与轴线平行度、位置精度和回转精度等,主要来源于安装工艺、控制系统精度、测角系统精度以及机械磨损等因素,不可避免地存在于转台系统中。由此产生了综合性的指向误差并对测试数据造成影响,文章根据飞行仿真转台的指向误差公式推导出了适合本实验用惯性测试转台的误差计算公式。依据实际的测试流程计算出各轴的指向误差,得出标度因数、阈值、分辨率等参数测试时,指向误差使得被测参数偏小;而对于交叉耦合参数,造成被测参数偏大,在对高精度陀螺组合测试时应予以估计和补偿。     

基于反馈线性化和变结构控制的飞行器姿态控制系统设计

在大姿态角的情况下，飞行器姿态运动的非线性因素和耦合因素不容忽略，使得传统的基于小扰动假设的近似线性化处理方法面临难以克服的困难。本文首先运用反馈线性化方法，将飞行器姿态通道线性化解耦成三个单输入单输出系统，然后运用分散滑动模态变结构控制理论对每个通道分别设计变结构控制器，以期使系统获得对参数摄动和外部扰动的鲁棒性。理论研究和数值仿真表明，所设计的控制系统可以适用于飞行器大姿态角飞行的情况，并对系统参数摄动和外部扰动具有较强的鲁棒性。     

气浮台在卫星控制系统仿真中的应用

本文叙述单轴和三轴气浮台仿真设备在卫星控制系统仿真中的应用,主要包括空间太阳望远镜高精度姿控系统单轴气浮台物理仿真试验研究、大型卫星平台单框架控制力矩陀螺(CGCMG)控制系统三轴气浮台物理仿真试验研究、东方红四号卫星控制系统全物理仿真试验.     

基于自适应滑模的变质心再入飞行器控制律设计

建立了有纵向单滑块的变质心再入飞行器系统控制模型。对该有输入非线性的快时变多体系统,考虑系统存在参数不确定等因素的影响并将完整的活动质量体动力学环节置入姿态控制,基于滑模控制理论设计了俯仰姿态跟踪鲁棒控制系统。在参数不确定性条件下对飞行控制系统进行了仿真。结果表明：设计的控制律可实现对指令角度和指令位置有效、快速、稳定...     

10自由度全物理对接动力学仿真器

为了研究对接机构在对接过程中受力情况,检验对接机构缓冲能力和捕获能力,研制了10自由度全物理对接动力学仿真器.它能够在地面上比较真实的模拟航天器在太空中对接相互作用力和相对运动.仿真器每个试验台采用3自由度气浮滑台和2自由度转台模拟航天器的姿态,采用质量、惯量模拟件模拟航天器质量、惯量,并且通过调整质量、惯量模拟件参数可使试验台能够模拟不同质量、惯量的航天器,采用内撑式绳索吊装装置平衡对接环重力.主要介绍该仿真器的组成、功能和特点,对二轴转台摩擦进行了试验研究,主动二轴转台最大摩擦力矩7.45N·m,被动二轴转台最大摩擦力矩1.97N·m,最大误差9.3%,确定了质量、惯量模拟件调整参数及调整方法,介绍了内撑式绳索吊装装置特点,其结构紧凑,随动性好,失重误差1%.     

转台伺服系统的动态滑模控制研究

为削弱转台控制系统中各种干扰力矩的影响,利用滑模控制鲁棒性良好的特点,提出一种动态滑模控制(DSMC)方法。根据转台伺服系统模型,设计了动态滑模控制器,并分析了其稳定性。传统比例积分微分(PID)控制和DSMC在转台系统外加高频干扰力矩时的仿真结果表明:DSMC可更有效地抑制力矩干扰,具更强的鲁棒性,产生的抖振更小。     

按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统

本文提出了一个按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统的方法。它能使系统具有满意的动态品质,同时对系统参数的变化及非线性产生的影响具有较强的鲁棒性。该设计方法具有通用性和程序化,系统实现简单。     

天基空间目标监视中转台伺服控制系统的设计

为了实现高精度目标跟踪，研制了一套以数字信号处理器（Digital Signal Processor,DSP）和现场可编程门阵列（Field Programmable Gate Array,FPGA）为双核心处理器的二维跟踪转台伺服控制系统。控制算法采用位置环和速度环的双闭环比例积分（Proportional-Integral,PI）控制，通过串联校正改善了开环系统的相角裕度和幅值裕度，提高了闭环系统的带宽，最终实现了二维转台高精度、低速平稳的控制。机构和控制器联合调试结果表明：对方位轴和俯仰轴分别做最大速度和最大加速度的正弦引导时，方位轴最大跟踪误差为0.006°，误差均方根值为3.25″；俯仰轴最大跟踪误差为0.005°，误差均方根值为3.24″。测试结果证明该控制系统能够实现二维转台的低速平稳运行，满足大型转台伺服控制系统的性能要求。     

反演法在导弹非线性控制系统设计中的应用

反演控制方法是非线性控制领域的一种新方法,可以有效解决系统的非线性、耦合性和不确定性。本文在三维空间六自由度非线性导弹系统模型的基础上设计了俯仰、偏航、滚转三通道控制系统,并针对空气动力学参数的不确定性进行了系统鲁棒性分析。仿真结果表明反演控制是一种非常有效的非线性控制方法,并具有较强的鲁棒性。     

一种非仿射高超声速飞行器姿态系统控制方法

针对非仿射高超声速飞行器姿态控制问题，提出了一种基于反步法的非线性控制方法。首先，通过干扰观测器估计攻角动态中的扰动量，在此基础上设计了俯仰角速度虚拟控制指令。然后，针对含有非仿射项的参数不确定的俯仰角速度动态函数，将其视为一个扩张状态，通过状态观测器对其进行估计。接着，基于动态逆方法设计了升降襟副翼的控制律并基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的稳定性。采用指令滤波器避免反步法应用中虚拟控制指令微分项的“复杂性爆炸”问题，并得到虚拟控制指令的一阶和二阶导数信号。所提方法能够适用于变速变高飞行模式。最后，通过对比仿真实验，验证了所设计控制方法的有效性。     

高超声速飞行器无在线求导backstepping控制方法

针对高超声速飞行器纵向通道跟踪控制问题,提出一种无需对虚拟控制量进行在线求导的新型backstepping控制方法.首先将飞行器动力学模型划分为速度子系统和航迹倾角子系统,然后采用backstepping方法设计航迹倾角子系统控制器,利用高阶微分器技术直接设计虚拟控制量一阶导数的控制律,这样即避免了现有backstep...     

基于动态逆和神经网络的机动弹头姿态控制系统设计

机动弹头是复杂的非线性系统,它给姿态控制系统设计人员以极大的挑战。为了满足飞行稳定性要求,提高系统的适应性和鲁棒性,本文构造了动态逆神经网络姿态控制系统,设计了慢变量和快变量动态逆,引入了在线神经网络进行逆误差的补偿。实例仿真的结果表明:动态逆和在线神经网络的结合,能够实现弹头的稳定飞行。     

Very large space structures: Non-linear control and robustness to structural uncertainties

Very Large Space Structures (VLSS) are challenging systems to be controlled, due to their high flexibility. In particular, rapid attitude maneuvers can determine great oscillations on the flexible elements of a spacecraft (solar wings, antennas, booms). On account of this, in the last decades many researchers have developed different strategies to effectively damp the elastic vibrations by means of active vibration devices (such as piezo-electric patches) or by means of robust control algorithms. The approach suggested in this paper is different, since neither additional devices nor complex control laws are introduced. In fact, the complete model of the system (including rigid, elastic and orbital dynamics, coupled with control actions) is controlled by the non-linear attitude controller named state dependent Riccati equation, which will be based on a simplified version of the spacecraft model. The task to reduce the mutual interaction between rigid attitude and flexible dynamics is entirely transferred to a modification of the desired trajectory that must be tracked. This command shaping technique is based on the knowledge of the parameters (inertial and elastics) of the VLSS. Unfortunately these parameters are not always exactly known and, however, they may change over the time. On account of this a Monte Carlo analysis has been also performed, showing the robustness of the proposed control strategy to the structural uncertainties. The numerical simulations prove that this strategy, based on the joint application of two well-known yet simple techniques, produces accurate and robust results.     

基于变增益观测器的高超声速飞行器输出反馈控制

针对吸气式高超声速飞行器飞行控制问题，提出一种基于变增益观测器的双回路非线性输出反馈控制方案。首先，为解决部分状态信号不可直接测量的问题，设计了一种可变增益状态观测器。通过状态变换将飞行器模型变换为双回路形式，并设计自适应的观测器增益系数在保证其稳定性的同时提高鲁棒性。在此基础上，将高超声速飞行器本体模型与所设计的观测器一起构成新的严反馈系统，结合反步法与动态面设计控制器。另外，引入扩张状态观测器补偿系统观测误差及耦合项。利用Lyapunov理论证明了闭环系统的一致有界稳定。最后，在不同情况下的数值仿真校验了所提控制方案在存在较大参数不确定情况下可获得理想的指令跟踪效果。     

挠性悬臂板的变结构控制研究

针对航天器上太阳帆板这种悬臂外伸薄板结构的挠性附件 ,在存在建模参数不确定及外部扰动条件下所引起的振动 ,本文采用压电致动片作为执行器 ,将变结构控制应用于板的主动振动控制。通过仿真研究结果与应变律反馈控制比较 ,可知变结构控制具有较强的鲁棒性 ,同时控制器结构简单 ,易于实现     

大空域变轨巡航飞行器变结构控制律研究

针对超声速大空域变轨巡航飞行器在变轨过程中出现的系统矩阵摄动问题,给出了具有较强鲁棒性的变结构控制律。通过合理选取滑模面,使得设计的变结构控制律对由于飞行空域变化造成的系统矩阵的摄动具有不变性,从而保证了控制律的鲁棒性。通过对系统相平面的分析及李亚普诺夫理论证明了闭环系统的稳定性。利用饱和函数来近似符号函数,对变结构控制律的抖振现象进行消除。最后给出了数学仿真校验,结果表明所设计的变结构控制律具有较强的鲁棒性。
     

考虑特征模型的高超声速飞行器全通道自适应控制

针对高超声速飞行器具有强非线性、高不确定性及强耦合等特点,提出一种基于反馈线性化控制与特征模型自适应控制相结合的姿态控制律设计方法,解决姿态控制系统的非线性耦合与不确定性,保证飞行器控制系统稳定。首先,建立高超声速飞行器全通道非线性耦合的动力学模型。其次,利用反馈线性化控制方法将全通道非线性耦合系统解耦成近似线性系统,并对线性解耦系统设计输出反馈控制律;而对于反馈线性化控制依赖于系统的精确数学模型,并对建模误差和外部干扰敏感的问题,设计基于误差特征模型的自适应控制律,提高系统的适应性;针对原动力学模型,证明闭环控制系统是有界稳定的。最后,通过数学仿真校验了控制律设计的正确性与有效性,仿真结果表明设计的姿态控制系统可以很好地跟踪指令,具有较强的鲁棒稳定性。     

Command shaping for a flexible satellite platform controlled by advanced fly-wheels systems

In this paper we consider the coupling between the flexibility of a spacecraft equipped with variable speed control moment Gyros and its attitude control system, in the framework of command shaping techniques. The analysis is performed on the set of equation of motion written in an explicit form describing a flexible platform and N wheels gimballed to it. The attitude control system is designed upon a Lyapunov based feedback relying upon a rigid body model. Whenever the structure is not stiff enough, flexibility degrades the performances of the controller that fails to track the desired history. We therefore study the possibility of altering the tracking signal fed to the controller trying to get rid of the relevant frequencies notch filtering them in order to reduce vibrations. The results obtained for a test case attitude acquisition maneuver are presented and the benefit deriving from the command shaping technique evaluated and discussed.