小型无人机自主飞行控制系统的实现

介绍了5kg级小型无人机的结构原理,分析了无人机自主飞行控制系统的结构、功能、特点及控制原理,采用嵌入式系统、GPS、电子罗盘和红外传感器等设计了无人机的飞行姿态控制、导航控制、任务控制系统和弹射与伞降系统。大量飞行实践和比赛飞行表明,这种小型无人机可执行既定任务并具有良好的场地适应性和自主飞行性能。     

基于DSP的总线式飞控系统

针对小型无人机控制系统对功耗、成本、可集成性等的较高要求,设计了一种基于DSP芯片TMS320F2812的总线式飞行控制系统。详细阐述了系统的设计思想及其基本硬件构成,包括采用DSP为处理单元的飞控计算机、采用低成本MEMS惯性器件的捷联式姿态航向基准系统(航姿仪)和提高通讯可靠性的双余度总线。飞行试验表明该系统满足小型无人机自主控制任务对于可靠性和精度的要求,同时也是一种轻型、低成本、高集成度的方案。     

一种嵌入式导航系统的研究与实现

导航控制系统通过对各导航传感器的数据分析 ,并根据一定的导航控制规律和预定航线解算出飞行控制参量 ,输出给直升机自动驾驶仪 ,使直升机按预定航线飞行。文中介绍一种无人直升机上的嵌入式导航系统 ,并针对其可靠性、实时性的要求详细论述此嵌入式系统的关键技术设计思想。     

无人机的专家S面控制方法

针对无人机飞行过程中的运动控制问题,本文将具有良好非线性控制效果的S面控制器引入无人机的运动控制系统中。结合专家控制思想,提出一种用于无人机运动控制的专家S面控制器,并基于此设计了UAV的运动控制系统。基于控制系统半实物仿真平台的仿真试验和基于无人机的外场试验表明:本文提出的控制器具有良好的控制精度、响应速度和动态性能,对环境干扰有较强的适应力,适用于无人机的运动控制。     

保护映射理论在火星无人机鲁棒自适应控制的应用

针对具有模型不确定性特点的火星无人机控制问题,本文基于保护映射理论提出一种飞行控制的鲁棒自适应调参数方法,通过建立控制系统未知参数与闭环系统极点间的约束关系,在飞行高度和速度变化的情况下,利用对系统极点的配置,保证火星无人机的稳定飞行要求。此外,设计过程中控制器结构固定,只需给定一个初始增益,即可实现系统的鲁棒自适应调参。仿真研究表明获取的增益能使控制作用满足火星无人机在高度和速度变化情况下的稳定飞行要求。     

基于反馈线性化的高速无人机自适应控制系统设计

高速无人机是典型的复杂非线性、参数不确定性系统,且各控制通道之间存在强耦合作用,这对飞行控制系统设计提出了严峻挑战。针对其非线性特性和耦合特性,采用精确反馈线性化理论将无人机动力学模型解耦为3个独立的子系统,即滚转、俯仰和偏航通道;应用模型参考自适应控制方法分别设计每个通道的姿态控制器。研究表明,上述线性化方法能够实现三通道解耦,所设计控制系统满足飞行控制性能要求,且对气动参数摄动和外部干扰具有较强的鲁棒性。     

无人机伺服机构用角度传感器故障分析及对策

开关角度传感器被广泛地使用在无人机伺服控制机构中。然而在使用过程中时常出现因反馈控制信号中断,使该机构无法正常工作,严重影响了无人机系统的正常使用和飞行安全。经初步诊断,将故障定位在开关角度传感器运行中存在断点现象。针对该故障,运用可靠性分析技术对其进行了分析,通过大量的试验和验证,确定了故障的原因和机理,给出了控制和消除故障的方法与建议,有效解决了无人机系统使用中开关角度传感器断点故障问题,提高了全系统的可靠性与安全性。     

非相似度 UAV 飞控系统的故障自检设计

为有效解决无人机冗余控制结构设计复杂,成本高的问题,提出一种非相似三余度控制系统;重点描述了系统的故障自检测方法,控制模块故障的自隔离方法,控制模块之间的表决方式,通过马尔科夫链故障分析方法验证了设计的可靠性。     

航天飞机制导-导航控制

本文根据航天飞机各个飞行阶段的具体条件概述了航天飞机制导-导航控制系统的控制要求。分析了各飞行阶段可能采用的制导-导航控制装置及其分系统,并说明冗余系统数据选取办法。同时,还论述了各种可用的制导-导航控制技术,比较了它们的优缺点。最后,概述了有关航天飞机制导-导航控制系统的可靠性设计问题。     

航天嵌入式Linux实时性能优化研究

空间站阶段科学实验载荷控制系统中普遍采用的嵌入式操作系统,对操作系统的实时性要求更高,而标准嵌入式Linux存在内核不可抢占问题及优先级反转问题,因此,提出采用Preempt RT补丁对Linux系统内核进行优化,并将其应用在科学载荷控制系统中;同时对内核上下文切换时间和优先级反转的优化效果分别进行实验验证。结果表明,Linux内核上下文切换时间得到明显改善,且优先级反转问题得以解决,可满足载人航天工程后续任务需求。     

基于M56F807的无人机飞控系统设计

针对小型无人机飞控系统在功耗、成本、可靠性以及集成度等方面的较高要求,设计了一种基于Freescale M56F807型DSP和PID控制策略的飞控系统。针对某型号的无人机,详细阐述了系统的设计思想及其基本硬件和软件结构。采用了时域信号的取样积累平均方法,减少了算法的实现难度,提高了采样精度。对硬件设计中的关键技术进行了研究,系统具有设计精炼,可靠性高,开放性好等优点。基于DSP的现代高速数字处理飞控系统,能够赋予无人机更大的机动性、更高的灵活性和更广泛的适用性。     

基于PSO算法的自动驾驶仪控制参数设计

针对自动驾驶仪控制器参数设计问题,提出一种基于PSO算法的导弹自动驾驶仪参数整定方法并对该方法所整定的控制器参数进行仿真验证.该方法在自动驾驶仪俯仰通道Simulink建模基础上,定义一个包含系统时域指标和频域指标项的适应度函数,根据控制系统对快速性和稳定性的要求,对各项指标进行适当加权,采用PSO算法对自动驾驶仪进行优化设计,实现了自动驾驶仪的控制参数整定.应用本算法对大量特征点的优化设计,均取得了良好的线性化设计结果,并对其进行了仿真验证,亦能满足仿真要求.仿真实验表明了该算法用于控制参数优化的有效性和优越性,有一定工程应用价值.     

嫦娥一号卫星热设计及计算分析

嫦娥一号卫星整星主结构以东方红三号卫星平台为基础。由于其复杂的飞行阶段和飞行姿态、以及月球表面特殊的温度分布,卫星表面的外热流非常复杂、变化剧烈,给整星的热控设计带来很大困难,使得整星的热控方案与东方红三号卫星有很大不同。文章着重分析了卫星的特点,并且给出了主要的热控设计方案,最后给出了整星的热分析模型,并对计算结果进行了分析。分析结果表明目前的设计方案满足了卫星在各种工况下的温度指标,实现了总体提出的热控要求。     

基于滑模干扰观测器的近空间飞行器非线性广义预测控制

近空间飞行器(NSV)的飞行包络很大,特别在高超声速飞行过程中,系统将具有强烈非线性 、耦合性和快速时变性,同时将受到较大的外干扰及不确定性影响,这对控制系统提出了很 大的挑战。为此,提出了基于滑模干扰观测器(SMDO)的非线性广义预测控制(NGPC)策略,将 滑模控制的强鲁棒性和预测控制良好的动态性能相结合,设计了高超声速条件下NSV的姿态 制导控制律,进一步仿真实验,结果表明该飞控系统具有良好的控制性能和抗干扰能力。
     

姿控动力装置仿真模拟器研制

为研究某型号导弹飞行中段的姿态控制、验证飞行试验控制系统功能,研制了姿控动力装置半实物实时仿真模拟器系统。与导弹控制系统进行的弹道模飞联合仿真试验表明,该系统功能稳定、实时性高,在仿真试验中发挥了重要作用,实现了姿控动力装置在不同工况下的半实物仿真和数字仿真功能。     

自适应学习率的增量强化学习飞行控制

针对预先设定学习率的增量强化学习(IRL)飞行控制律失败率较高,并且无法适应飞行器大范围动力学特性变化下的稳定控制问题,提出一种自适应学习率的增量强化学习(ALRIRL)控制方法.首先,基于小波分析方法构造控制系统稳定度评价函数,用于评估控制器稳定度.然后,基于梯度下降法设计学习率在线迭代计算方法,以提升强化学习控制器...     

一种用于航天器飞控演练的数管模拟器设计

飞控模拟器用于航天器飞控任务的演练,对确保飞控任务安全可靠起着关键作用.数管模拟器是飞控模拟器最重要的组成部分之一,用于模拟航天器的遥测、遥控、信息处理和传输等功能.文章介绍了一种航天器数管模拟器设计方案,它由通用工控机、通用和专用板卡、数管仿真软件几部分组成,具有真实性高、通用性高、灵活性高的特点,已在嫦娥一号和嫦娥...     

基于快速模糊干扰观测器的UASV再入Terminal滑模控制

针对无人空天飞行器再人大气层过程中气动参数变化剧烈、控制精度要求高的特点，设计了基于快速模糊干扰观测器的Terminal滑模控制方案。通过改进传统模糊干扰观测器的学习律，提出一种快速模糊干扰观测器，增强了其在线逼近干扰及系统不确定的能力。Terminal滑模的有限时间收敛特性提高了系统跟踪速度，同时采用快速模糊干扰观测器消除全部扰动的影响，从而保证了飞行品质。最后，仿真结果表明了快速模糊干扰观测器的优越性及闭环控制方案的有效性。     

The Research on Key Technologies of Chinese Heavy-Lift Launch Vehicle Control System

This paper reviewed the development of control technology in domestic and foreign launch vehicle(LV), and based on which, the key technologies of control system for Chinese heavy-lift launch vehicles were proposed. A dynamic on-line trajectory planning technique was discussed to meet the demand of guidance control under complex constraints, and model based identification and adaptive control technology was suggested to deal with the control problems caused by model uncertainty and disturbance, and an integrated avionics system based on high speed communication was put forward for module integration and distributed control, and FBG based real time flight control was also discussed. Moreover, other key technologies, such as wireless interconnection, wireless power transfer, and temporal and spatial partitioning operating system, are both briefly introduced for the application in control systems. These studies will lead to breakthroughs in autonomous flight control in LV, and provide technical support for more long-term deep space explorations.