磁悬浮转子状态反馈解耦自抗扰控制方法

针对磁悬浮控制敏感陀螺（MSCSG）转子偏转通道强耦合及航天器姿态测量过程中受扰失稳问题,提出了一种磁悬浮转子偏转解耦抗干扰控制方法。分析了转子两自由度偏转耦合现象,设计了基于状态反馈的解耦控制器;建立了MSCSG在姿态测量过程中航天器的姿态运动对磁悬浮转子产生的干扰力矩模型,采用自抗扰控制器（ADRC）抑制磁悬浮转子的外部干扰;对所建立的扩展状态观测器（ESO）跟踪性和系统稳定性进行了分析,通过调节ADRC中非线性状态误差反馈控制律系数,实现了系统有界输入条件下的稳定。仿真结果表明:状态反馈解耦能够实现偏转自由度的完全解耦,ESO具有良好的跟踪性能,ADRC较传统PID控制方法具有更好的抗干扰性能。      

一种新型陀螺的力矩器非圆性误差补偿方法

为提高磁悬浮控制敏感陀螺（MSCSG）对陀螺载体姿态的敏感精度,基于其洛伦兹力磁轴承（LFMB）的设计结构,提出了一种力矩器非圆性误差补偿方法。首先,针对一种新型双球形包络面转子MSCSG,介绍了MSCSG的结构特点与陀螺载体姿态角速度敏感原理,并分别建立了MSCSG力矩器半径误差模型、转子偏转干扰力矩模型与陀螺载体姿态角速度敏感误差模型。其次,通过实验测量了力矩器的圆度,通过MATLAB进行数据拟合得到了力矩器的非圆特性,采用勒让德多项式级数对力矩器非圆性进行了描述,并有效补偿了因力矩器非圆性误差导致的姿态角速度敏感误差。最后,对误差补偿效果进行了仿真验证,结果表明该补偿方法使陀螺载体姿态角速度敏感误差降低了83.5%。此外,本文方法还可以解决LFMB陀螺的相关共性问题。      

基于ADRC和RBF神经网络的MSCSG控制系统设计

为了克服外部扰动突变对磁悬浮转子悬浮稳定度和磁悬浮控制敏感陀螺（MSCSG）输出力矩精度的影响，提出了一种基于自抗扰控制器（ADRC）和径向基函数（RBF）神经网络相结合的MSCSG径向偏转控制方法。阐明了ADRC参数对MSCSG控制效果的影响，通过优化设计ADRC，并将RBF神经网络和ADRC结合运用，实现对控制器参数的实时调试，从而克服外界扰动突变的影响。仿真证明所提方法相较于单ADRC控制，不仅改善了解耦控制精度，而且提高了系统对外部扰动和参数变化的响应速度和鲁棒性，可应用于MSCSG的高精度、快响应、强鲁棒控制。      

磁悬浮控制敏感陀螺转子前馈解耦内模控制

磁悬浮控制敏感陀螺以洛伦兹力磁轴承（LFMB）为力矩器驱动转子偏转。针对磁悬浮控制敏感陀螺转子径向转动自由度间存在耦合的问题以及转子偏转高精度快响应要求,提出一种前馈解耦内模控制方法。根据洛伦兹力磁轴承的工作原理建立了转子偏转动力学模型,并设计了前馈解耦矩阵实现转子径向偏转解耦,在此基础上,采用二自由度内模控制器（2-DOF IMC）对转子进行高精度快响应偏转控制。MATLAB仿真结果表明所提出的控制方法可有效实现对陀螺转子偏转的完全解耦,且转子偏转响应时间较交叉PID算法减少57.1%,受0.1sin（2πt）°正弦信号扰动影响产生的偏转波动幅值较交叉PID算法减少76%。      

基于反馈线性化的MSCMG转子稳定控制

磁悬浮控制力矩陀螺（MSCMG）转子的稳定悬浮是实现陀螺高精度大力矩输出的关键。针对影响转子稳定悬浮的转子径向偏转耦合、非线性参数摄动、动框架效应问题，建立转子的动力学模型，提出了一种基于反馈线性化的增强型内模控制方法。利用反馈线性化方法实现径向偏转运动解耦以及转子动力学模型的线性化，设计增强型内模控制对转子系统的非线性参数摄动进行补偿并有效抑制动框架效应，提升了转子系统的稳定性。MATLAB仿真结果表明:所提出的控制方法实现了转子偏转的完全解耦，与PID控制相比，所提方法可以有效抑制参数摄动对转子径向平动的影响。对于转子径向偏转，与PID交叉控制相比，所提方法可以有效抑制框架扰动，提高系统控制精度。      

磁悬浮控制敏感陀螺角动量包络分析

针对磁悬浮控制敏感陀螺（MSCSG）空间应用问题,研究其多自由度角动量包络模型。依据MSCSG的机械结构,分析磁悬浮转子径向万向偏转特性,明晰MSCSG轴向一个自由度转子转速变化飞轮力矩和径向两自由度转子万向偏转陀螺力矩输出机理。基于洛伦兹力磁轴承（LFMB）原理,分析径向偏转力矩与控制电流的线性关系,揭示MSCSG陀螺力矩高精度高带宽的优势。考虑转子径向偏角和轴向转速饱和问题,基于重构偏角和旋转矩阵构建MSCSG角动量包络模型。仿真分析了MSCSG径向偏转力矩高精度高带宽、轴向飞轮力矩高精度的特性。开展MSCSG偏转力矩高带宽性能测试,实验验证MSCSG能够输出大于100 Hz的径向偏转力矩。研究结果表明,MSCSG具有航天器高动态微振动抑制和高精度姿态控制的空间应用前景。      

MSCSG随机误差测试及误差源分析

针对磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)的角速率测量信号中存在较大的随机误差，不利于提高MSCSG敏感精度，以MSCSG原理样机为研究对象，提出采用Allan方差分析法对MSCSG实测数据进行随机误差分析。首先，根据MSCSG角速率敏感原理推导出MSCSG转子偏转角速率的量测公式；其次，应用Allan方差分析法和最小二乘拟合方法计算出5种典型随机误差系数。计算结果显示:在MSCSG随机误差中，零偏不稳定性、速率随机游走以及速率斜坡占主要成分，而量化噪声和角度随机游走误差所占比重较小。依此，对MSCSG误差来源进行了指向性分析，并给出了随机误差的抑制补偿方法，为MSCSG敏感精度的提高奠定了理论基础。      

基于SADRC的四旋翼姿态解耦控制及稳定性分析

针对四旋翼姿态控制欠驱动、强耦合的特性，提出了一种基于线性/非线性切换自抗扰控制（SADRC）的四旋翼姿态解耦控制方法。首先，以四旋翼平台为研究对象，建立了其姿态的数学模型，引入SADRC，对基本原理进行了介绍。其次，基于SADRC设计了四旋翼姿态解耦控制器，并基于Lyapunov函数对系统进行了稳定性分析。最后，通过仿真实验对SADRC控制性能进行了验证。结果表明:SADRC在某些场合抗干扰和鲁棒性方面较线性自抗扰控制（LADRC）和非线性自抗扰控制（NLADRC）具有优势，具有工程应用的潜力。      

电液负载敏感位置伺服系统自抗扰控制方法

针对电液负载敏感系统中泵阀控制的耦合问题，提出了一种基于自抗扰算法的解耦控制方法。首先，根据系统原理建立了负载敏感系统的状态空间模型。其次，针对阀控和泵控子系统分别设计了位置自抗扰控制器（ADRC）和压力自抗扰控制器，将2个系统间的动态耦合作用以及外部干扰和不确定性视作总扰动进行估计并给予补偿。最后，基于AMESim和MATLAB联合仿真平台进行了仿真分析。结果表明:所提的控制方法能够消除阀控子系统和泵控子系统的强耦合作用，提高系统的控制精度和鲁棒性。另外，在动态性能和节能效率方面与纯阀控和泵控系统进行对比分析，仿真结果表明:基于自抗扰控制的负载敏感系统的动态性能优于泵控系统，系统能效相对于阀控系统也有较大提升。      

基于偏置角动量的欠驱动航天器姿态保持控制

对有扰情况下欠驱动航天器三轴姿态保持控制问题进行了研究,提出一种基于俯仰偏置动量轮和滚动轴推力器的姿态保持控制方法。该方法基于偏置动量航天器滚动-俯仰轴耦合的原理实现,避免了欠驱动零动量航天器平衡点附近欠驱动轴耦合弱的问题;将航天器的姿态运动分为长周期运动和短周期运动,用极点配置方法进行控制律设计,给出保证系统稳定的参数选取范围,求出了系统稳态误差。最后,通过数值仿真验证了所设计的控制器不但能快速消除初始姿态偏差,而且能抵抗外干扰将航天器姿态保持在平衡点附近。     

圆柱壳体振动陀螺的力平衡控制

圆柱壳体振动陀螺是基于弹性驻波的哥氏效应测量载体角速度或角度的新型振动陀螺，具有精度高、体积小、结构简单、功耗低等优点，因此是捷联惯性导航系统的理想陀螺仪。工作在力平衡模式的圆柱壳体振动陀螺输出角速率信息，噪声特性好、漂移误差易补偿、分辨率高。文章首先对力平衡模式下的频率跟踪回路、幅度控制回路、正交控制回路、力平衡控制回路等四大控制回路基本原理进行介绍。其中，频率跟踪回路与幅度控制回路一起构成陀螺主模态控制回路，负责系统的频率与幅度控制；正交控制回路与力平衡控制回路一起构成敏感模态的控制回路，负责系统正交误差的抑制、敏感模态的抑制以及角速率信息的提取。最后实现了力平衡模式下的陀螺闭环控制仿真。     

高精度球面洛伦兹力磁轴承设计与分析

针对柱面洛伦兹力磁轴承(LFMB)偏角有限导致磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)力矩输出持续时间短和气隙磁密均匀度低影响控制敏感精度的突出问题, 提出了一种高精度球面LFMB设计与分析方法。所设计的LFMB转子球面导磁套和定子球面绕组均与双球面陀螺转子同球心, 气隙呈球壳状, 保证转子偏转时定子绕组两侧气隙宽度不变, 相较于柱面LFMB, 转子可偏转角度由±0.6°扩大到±2°。利用等效磁路法推导了柱面与球面LFMB气隙磁密的数学解析模型, 并基于ANSYS命令流构建了柱面与球面LFMB的有限元仿真模型。仿真结果表明:在转子可偏转范围内, 沿偏转中心线, 球面LFMB最大磁密较柱面下降了34.1%;当转子不偏转时, 球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了11.6%;当转子偏转时, 球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了17.7%。所提方法为磁悬浮控制敏感陀螺控制与敏感性能的提升奠定了基础。      

基于逆动力学和在线参数辨识的飞机姿态控制

传统的综合飞行/火力控制系统的设计使用了PID(Proportion-Integral-Differential)结构的飞行/火力耦合器,具有鲁棒性差、设计工作量大等缺点.提出了一种基于逆动力学和在线参数辨识的方法,用于直接设计综合控制系统中的姿态控制器.其中,对飞机的转动动力学方程,推导得到了其逆特性的解析形式;使用在线参数辨识方法,对飞机的气动特性进行估计并用于舵面分配.以六自由度非线性飞机模型为对象进行了仿真,结果表明所设计的姿态控制系统具有快速性好、通道间解耦效果明显、对气动模型误差的鲁棒性强等优点.本方法也可推广用于其他的飞行器姿态控制系统设计.