基于CMAC的CMG框架伺服系统摩擦补偿方法研究

为消除磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG)框架伺服系统摩擦的影响,对陀螺框架系统进行动力学分析,分析了摩擦力矩随陀螺输出力矩和框架角位置及角速度的关系,建立了框架系统的非线性摩擦力矩模型.针对此摩擦模型,采用基于CMAC神经网络的摩擦补偿方式进行补偿.根据实际磁悬浮控制力矩陀螺的系统参数建立仿真模型,仿真结果验证了基于CMAC神经网络摩擦补偿的有效性.     

基于滑模干扰观测器的反演终端滑模飞行控制

针对某战斗机机动飞行时强耦合、气动参数和力矩干扰不确定非线性模型,提出了一种基于滑模干扰观测器的滑模反演控制方法。将飞机非线性动力学模型分解为角度回路和角速度回路并表示为严格反馈形式,分别采用反演和快速终端滑模方法设计虚拟控制律与实际控制律。结合滑模微分器获取虚拟控制律的导数,避免计算复杂性问题,并基于滑模微分器设计干扰观测器,实现对模型不确定性的有效估计和补偿。仿真结果表明,该控制方法对气动参数摄动和力矩干扰不确定性具有鲁棒性,能够实现对参考轨迹的稳定跟踪。     

对接端口间相对运动耦合动力学建模

为提高对非合作目标在轨服务任务的成功率,本文建立了两航天器交会过程的非质心点间耦合相对运动动力学模型。从传统点质量相对运动模型入手,考虑两航天器相对姿态运动和服务航天器绝对姿态运动产生的耦合作用,建立对接端口间的耦合动力学模型。分析耦合作用的种类：航天器所受外力矩产生的动力学耦合;相对姿态四元数、相对姿态角速度和服务航天器绝对姿态角速度产生的运动学耦合。最后设计了滑模控制器,实现对接端口间无碰撞安全对接。数学仿真证明,该耦合作用在交会接近过程中具有显著影响,因此不可被忽略。     

基于捷联导引头的比例导引制导律设计

捷联导引头不能直接测量视线角速率信号,进而无法直接利用比例导引进行制导。采取两级发动机助推模式并结合坐标变换得到比例导引所需的惯性视线角速度来进行制导。建立带重力补偿的战术导弹数学模型,两级发动机分别给予不同的约束。通过坐标变换将能够直接测量到的弹体视线角以及姿态信息转换成惯性视线角速度信号。仿真结果验证,通过该方法实现捷联方式下的比例导引是可行的。     

弹载捷联式天线平台两种稳定实现方法的比较

对于小型化雷达导引头,为了消除弹体姿态变化对目标测量的影响,采用捷联式稳定平台来实现天线的稳定。基于补偿原理,对弹载天线平台捷联稳定的两种实现方法———角速度补偿法和角位置补偿法进行了比较研究,给出了具体的补偿算法及其特性分析,同时对分别采用两种补偿方法的系统稳定效果进行了数值仿真。结果表明,在测量误差较小的情况下,两种方法均可实现天线的捷联稳定,而角速度补偿法对测量误差比较敏感。因此,在环境比较恶劣的稳定平台应用中,角位置补偿法比角速度补偿法具有更大的优越性。     

基于运动补偿的小型无人机云台控制器设计方法

云台安装的摄像机可用于基于视觉的小型无人机目标跟踪与定位。分析了无人机平移和旋转运动对目标在图像平面成像的影响,推导了机体角速度与云台姿态角速度转换矩阵,设计基于运动补偿的云台控制器将无人机速度和机体角速度引入云台控制器输入,补偿因无人机运动引起的摄像机视线改变,并利用目标在图像平面的位置偏差修正摄像机跟踪误差。仿真实验表明所设计的云台控制器可提高目标跟踪精度,减少云台抖动。     

基于扩张观测器的反射镜平台自适应鲁棒控制

针对反射镜稳定平台视轴运动强耦合和非线性的特点,同时考虑外界干扰力矩和建模误差的不确定性,设计了一种基于扩张观测器的反射镜稳定平台自适应鲁棒控制器。首先,利用光学矢量理论和动量矩定理建立了某型反射镜稳定平台的动力学模型。然后,在此基础上,引入非线性自适应鲁棒控制器,对摩擦参数和转动惯量等系统参数进行在线调整,对摩擦力矩进行了有效补偿,并保证了自适应学习的稳定性。同时,采用扩张观测器准确的获取了未知外界干扰力矩。最后,仿真和实验结果表明了所设计的控制器在隔离外界扰动和提高跟踪精度方面的有效性和可行性。     

捷联式天线平台的角跟踪系统设计

捷联式雷达导引头的角跟踪系统采用弹体姿态角补偿法可实现天线的捷联纯稳定 ,但无法直接得到用于比例导引的惯性视线角速率。为此 ,提出一种新的设计思路 ,将天线稳定与目标跟踪独立进行设计 ,即在捷联稳定的基础上 ,采用卡尔曼滤波方法来估计目标视线角速度。仿真结果表明 ,相同参数条件下 ,卡尔曼滤波法比微分法精度高 ,对测量噪声较大的情况更为有效。该设计方法对于捷联稳定导引头如何实现比例导引具有指导意义。     

基于磁悬浮转子微框架能力的航天器姿态二自由度测控一体化控制方法

提出一种基于磁悬浮转子微框架能力的航天器姿态二自由度测控一体化控制方法,在磁悬浮控制力矩陀螺框架不动的条件下,通过实时检测磁轴承控制电流、磁悬浮转子位移求解出航天器的滚动、偏航轴姿态角速度,建立磁悬浮转子控制的航天器姿态动力学方程,利用已测得的姿态角速度,设计姿态解耦控制律,控制磁悬浮转子的旋转主轴在磁间隙范围内以一定角速度偏转,产生所需的径向二自由度输出力矩,调节航天器的滚动、偏航轴姿态,仿真表明,该方法能够实现航天器的二自由度姿态调节,微框架力矩具有高精度的优点,能够完成航天器机动段末端小角度的姿态控制。     

X-Y式光电跟踪系统虚拟样机建模及仿真分析

结合动量定理和动量矩定理分析了X-Y式光电跟踪系统的动力学特性,建立了X-Y式光电跟踪系统的非线性模型,并用虚拟样机技术对其非线性模型进行仿真.理论分析与仿真结果表明,当X轴和Y轴均以较高的角速度或角加速度运动时,因非线性关系所导致的扰动力矩会严重影响系统的跟踪精度,当X-Y式光电跟踪系统的X轴相对其各惯性主轴的转动惯量相等时,可彻底解决X轴与Y轴之间的运动偶合关系.