带柔性附件航天器姿态动力学的一种解析方法

从波动的角度研究以中心刚体带梁式附件为代表的一类柔性航天器的姿态运动与附件振动的相互作用问题；从航天器的姿态动力学方程及梁的波动方程出发，通过精确考虑附件的端点边界条件，导出了附件振动与航天器姿态及外力矩之间的解析关系式，分析了外力矩和姿态运动对附件振动的影响     

一种航天器智能自适应控制方法

航天器智能自适应控制是航天器智能自主控制的一个重要组成部分。研究以带可伸缩挠性附件航天器为对象,以实现高精度、高稳定度和强适应性为目标的智能自适应控制的基本原理和方法,根据对象特征模型和自适应黄金分割控制律提出了基于附件长度的变参数主动控制方法,即中心刚体控制与挠性附件主动控制相结合的联合自适应控制方法。数学仿真结果表明不管航天器挠性附件伸展或收缩,亦或是受到共振扰动,该控制器都能快速抑制姿态角和模态的振动,而且姿态角和模态超调量都很小,其控制效果优于其他控制器的控制效果。     

柔性航天器姿态快速机动的自适应控制方法

 研究带柔性附件航天器的姿态快速机动控制问题。根据带柔性附件的航天器的动力学模型推导并建立其特征模型。基于所建立的特征模型设计一种自适应控制方法,该方法设计简单,控制器参数物理意义明确,便于调试,可同时实现航天器的姿态快速机动控制和弹性附件的振动快速抑制。理论分析和数学仿真表明,该方法对控制器参数及被控对象的不确定性有很强的鲁棒稳定性和鲁棒性能,能取得比工程中常用的比例-微分(PD)控制更快的机动速度和更好的控制性能。     

充液挠性航天器姿态机动终端滑模控制

对存在未知外界干扰、参数不确定问题的刚–液–柔多体耦合航天器姿态控制进行了研究。将液体燃料的晃动等效为球摆模型，挠性附件假设为欧拉–伯努利梁，运用拉格朗日方法建立航天器的动力学方程。将外界干扰、航天器转动惯量的参数不确定性以及液体晃动和挠性附件振动带来的耦合干扰归结为集总干扰，设计干扰观测器对其进行补偿；在干扰观测器的基础上，设计一种模糊滑模控制律。在原有的终端滑模控制基础上采用模糊控制对切换增益进行改进，达到抑制系统抖动的目的。数值仿真结果表明：所设计的模糊终端滑模控制律不仅能够实现充液挠性航天器的姿态机动，而且能够有效抑制液体晃动和挠性附件的振动，具有更好的控制性能。     

挠性航天器退步自适应姿态机动及主动振动控制

针对带有分布式压电陶瓷执行机构的挠性航天器姿态机动与主动振动控制问题,提出了一种退步直接自适应一体化控制方法.首先,建立了挠性航天器姿态机动与主动振动控制的模型,并分析了动力学子系统的近似严格正实性;然后,采用退步直接自适应控制方法,设计了挠性航天器的姿态机动主动振动控制器,并证明了控制闭环系统的稳定性;最后,进行了不同仿真条件下的数学仿真验证.理论分析与数学仿真结果表明,该控制方法不依赖航天器参数,对系统参数不确定性具有强鲁棒性,能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的.     

大型复杂航天器的柔性附件展开的动力学分析

分析了复杂航天器在柔性附件展开过程中的几个关键问题,并提出了相应的解决方案,编制了应用软件。通过数值模拟详细分析了其附件的展开过程,讨论的内容包括卫星姿态角和姿态角速度的变化规律、柔性附件的展开运动及其弹性振动等。     

无人驾驶直升机纵向姿态运动的模糊控制研究

介绍了基于模糊逻辑的无人驾驶直升机纵向姿态运动的模糊控制系统设计方法，并根据直升机的飞行控制系统具有快速动态特性的伺服机构的特点，在Ｆｕｚｚｙ控制系统中设置滤波器，平滑控制信号，削弱伺服机构振荡运动，经仿真证明该控制方案是可行的。     

星上运动部件对气象卫星姿态影响的研究

以中国下一代静止轨道气象卫星为对象,分析了有效载荷扫描镜运动和太阳翼步进运动对卫星姿态的影响。结果表明,有效载荷的正常扫描运动和太阳翼的步进运动对卫星姿态的影响很小,但有效载荷的黑体校准运动对卫星姿态的影响很大,必须进行补偿控制,否则卫星有效载荷扫描镜的指向精度无法满足设计要求。     

一种卫星快速姿态机动及稳定控制方法

针对小卫星快速姿态机动要求,提出一种基于粒子群优化（PSO）算法的卫星快速姿态机动及稳定控制方法。该方法首先以粒子种群的初始位置为卫星机动加速阶段终点时刻进行路径规划,然后针对规划好的路径利用维持跟踪控制进行姿态机动,在路径末端利用黄金分割和逻辑微分进行稳定控制,最后以卫星姿态到达目标角度且保持稳定的时间作为适配值,寻找出一条在该组合控制方法和限制条件下的最优路径进行姿态机动及稳定控制。该控制方法能够根据星体的实际动力学特性、环境特征、限制条件及控制性能进行最优机动及稳定控制。将该方法应用到小卫星的姿态机动控制中,仿真结果表明该方法有效。     

变构型空间站的姿态动力学建模与控制

研究了变构型空间站的姿态动力学建模和控制问题.首先采用拟坐标拉格朗日方法建立了带有挠性附件的固定构型空间站的刚/挠耦合数学模型,然后根据空间站构型变化过程的特点,并经过适当的变换,得到了变构型空间站的刚/挠耦合数学模型,最后采用一种新的分散变结构控制算法对空间站的姿态和挠性结构振动进行了一体化控制,仿真表明该方案能够有效地解决变构型空间站的姿态控制问题.     

弹射座椅不利姿态控制规律设计

弹射座椅在低空不利姿态下的弹射救生性能是第四代弹射座椅的关键技术,而控制规律算法设计则是姿态轨迹控制的核心问题。提出了一种全新的控制规律设计方法,通过建立弹射全过程的轨迹姿态仿真模型、设计控制参数寻优计算模型,得到离散化的最优控制参数集。利用基于误差逆向传播(BP)算法的多层前馈神经网络模型,获得弹射状态全区间范围内的连续性控制规律算法。以单滚转不利姿态为例,进行了控制规律算法的设计验证。结果表明,采用本文控制规律算法后,弹射座椅在最低安全救生高度性能指标上远远优于多模态控制规律、美俄联合研制的K36Л-3.5型座椅,并基本满足国军际的性能要求。设计方案简单明确,结果算法逼近理论最优值,可以为第四代弹射座椅控制规律设计提供一定的参考意义。      

基于自适应反演法的导弹直/气复合制导

防空导弹要求能够应对高速、高机动性等复杂对抗环境,直接力/气动力复合制导是防空导弹制导系统设计的关键技术.主要研究了直接力/气动力复合控制导弹的控制律、操纵律以及制导律,针对非线性系统,提出了一种基于自适应反演理论的控制方法;直/气复合切换逻辑采用模糊方法;末制导段应用变结构制导律.以某防空导弹为例进行仿真,结果表明该复合制导方法易于实现,对于高机动目标具有良好的制导精度,显示了该方法的有效性.     

一种基于混沌神经网络的拟人智能控制方法

提出一种基于混沌神经网络(CNN)的拟人智能控制方法.首先利用拟人智能控制理论得到定性控制律(线性或非线性),然后利用CNN实现控制律的定量化.Hopfield神经网络具有快速的优化能力,但容易陷入局部极小,将遍历性的渐变混沌噪声引入其中,形成具有快速全局优化能力的CNN.对二级倒立摆控制的仿真和实验结果均表明该方法有效.      

带攻击角度约束的自适应终端滑模导引律

针对某些导弹在对目标进行打击时需要满足零脱靶量和攻击角度约束的要求,首先基于终端滑模控制和有限时间控制理论,改进了一种快速收敛的非奇异终端滑模函数,用于设计滑模面,结合自适应指数趋近律,提出了一种自适应非奇异终端滑模控制方法,解决了传统终端滑模控制中存在的奇异问题,并使状态变量在有限时间内快速收敛到平衡点。然后将所提方法用于导引律的设计,提出了一种带攻击角度约束的自适应非奇异和有限时间收敛导引律,实现了导弹对脱靶量和攻击角度约束的要求;采用有限时间控制理论对该导引律的收敛特性进行了分析,证明了制导系统状态的全局有限时间快速收敛特性。与传统的非奇异终端滑模导引律相比,本文所提导引律能够在更短的时间内以更小的脱靶量和更高精度的攻击角度对目标实施打击。最后进行了大量的对比仿真实验,仿真结果验证了所提导引律的有效性。      

三级倒立摆的数控稳定

 应用基于物理模型的拟人智能控制思想设计控制器.结合单倒立摆系统模型的定性分析与三级倒立摆物理结构特性分析得到定性控制律,利用系统运动模态随反馈增益系数的转化规律,由智能搜索方法实现定性控制律的量化,成功实现计算机控制三级倒立摆系统长时间稳定,并给出各状态变量实测数据曲线图.应用同样方法可以控制不同结构的三级倒立摆稳定.证实了所采用方法的有效性和实验成果的可重复性.     

基于遗传算法的高速飞行器滑模控制律设计

以高超声速飞行器GHV(Generic Hypersonic Vehicle)的俯仰通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了滑模控制律.为了便于应用滑模控制理论,首先对该模型进行了输入输出反馈线性化,将原模型转换成为仿射型.设计好滑模控制律结构以后,基于遗传算法完成了滑模控制律参数设计.该过程利用了随机鲁棒思想,即在随机均匀分布的参数不确定性作用下,通过遗传算法优化滑模控制律参数,使得飞行控制系统失去稳定性和鲁棒性的概率达到最小.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和参数优化过程收敛性的要求.     

无人直升机LPV控制律设计

针对无人直升机航迹控制要求,提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法,通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制,实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型,模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合,用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统,基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算,在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型,通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动,采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验,仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性,无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。     

有限时间收敛的阻力加速度跟踪进入制导律

摘要：针对地球或火星的大气层进入过程提出一种具有有限时间收敛性质的阻力加速度跟踪鲁棒制导律.将再入动力学方程抽象为一类带有不确定性及扰动的非线性系统,并针对该类系统提出一种基于滑模控制的有限时间鲁棒控制律.将所提出的理论方法应用于阻力加速度跟踪制导律的设计中,设计可使阻力加速度在有限时间内跟踪上标称值的制导律.仿真验证方法的有效性和先进性.     

基于退步控制方法的绳系卫星回收张力控制

利用退步控制方法研究了绳系卫星系统TSS(Tethered Satellite System)的平面内回收控制问题,提出了一种新的张力控制律.该控制律设计由两步组成:首先利用退步控制将摆角稳定到目标值,然后通过设计摆角的目标值实现系绳的回收和回收速度的控制.控制率设计了分段连续的目标角度方案和延时环节,可以使TSS回收过程各状态量变化平滑.数值仿真结果表明,该控制律在圆轨道、近圆轨道和大偏心率的椭圆轨道都有很好的控制效果.     

飞轮转速过零时卫星姿态的非线性控制

当飞轮转速过零时,摩擦力矩发生非线性变化,控制作 用力矩出现不确定性,从而影响卫星的姿态控制性能。文章基于一种具有鲁棒性的非线性控 制方法,发展了简单、可靠和稳定的非线性反馈控制律。仿真实例表明,该方法能够有效地 抑制反作用飞轮转速过零时引起的姿态扰动,从而实现高精度的卫星姿态控制。