基于最优空间转动矢量的升力式再入飞行器单通道姿态控制器设计

针对升力式再入飞行器高超声速飞行时姿态运动各通道间强烈耦合效应,提出最优空间转动矢量概念,采用内外环双回路控制方式,设计了一种新式控制方法,将一般三通道姿态控制问题转化成为空间单通道控制问题。选取合适的控制系统参数,通过六自由度仿真,验证了所设计的单通道姿态控制器能够实现对飞行器姿态角的跟踪。     

基于趋近律滑模的四旋翼飞行器姿态控制

针对存在扰动因素影响下的四旋翼飞行器姿态控制问题,设计一种基于趋近律滑模的四旋翼飞行器姿态控制器.首先,通过对螺旋桨的受力分析建立四旋翼飞行器的动力学系统模型.然后,为了实现系统姿态的稳定跟踪控制,采用趋近律滑模控制方法设计控制器,同时应用Lyapunov稳定性分析方法对闭环系统的稳定性进行了证明.最后,通过数值仿真验证了所设计控制方法的有效性.     

小型四旋翼飞行器姿态的自抗扰控制

针对存在总扰动的小型四旋翼飞行器姿态控制问题,设计一种基于自抗扰技术的四旋翼飞行器姿态控制方法.首先,利用牛顿-欧拉建模方法建立小型四旋翼飞行器动力学系统模型,将其表示成二阶状态空间方程形式.然后,将系统的总扰动扩张为一个新的状态变量,并设计扩张状态观测器对系统总扰动进行估计.最后,在系统扰动估计的基础上设计非线性状态误差反馈控制律.仿真结果表明,所设计控制器对系统总扰动具有很强的鲁棒性能,实现了姿态的快速稳定控制要求.     

基于补偿控制器的可重复使用运载器自适应模糊姿态控制

针对可重复使用运载器再入段参数不确定性和外界干扰问题,提出一种基于补偿控制器的自适应模糊姿态控制策略.首先,建立飞行器六自由度动态模型,并将模型转化为严反馈形式姿态控制系统.其次,将外界干扰与参数不确定性共记为系统不确定性项,并设计模糊控制器进行在线自适应逼近.为消除模糊建模误差对系统控制性能与稳定性的不利影响,引入补偿控制器以改善飞行器姿态角跟踪性能.再次,基于Lyapunov理论证明了系统的稳定性且姿态跟踪误差收敛于小邻域中.最后,基于类X-37B六自由度模型仿真验证了所提出控制策略的有效性.     

基于Arduino 的四旋翼飞行器控制系统设计

为改善滤波效果, 针对四旋翼飞行器滤波算法计算量大的问题, 采用基于Kalman 与DMP(Digital Motion Processing)滤波相结合的姿态数据处理算法及PID( Proportion-Integration-Differentiation)姿态控制算法, 设计了四旋翼飞行器控制系统。系统硬件由Arduino 控制板及四旋翼飞行器平台组成,在此平台基础上建立了飞行器动力学模型并对Kalman 滤波器及PID 控制器参数进行调试。实际飞行结果表明, 该系统能对飞行姿态的偏移进行快速调整, 调整灵敏度和稳态时间得到明显改善, 有效地完成对四旋翼飞行器的稳定控制。     

基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计

高超声速飞行器再入段需要反作用控制系统(RCS)维持姿态稳定.设计一种固定推力器开启数的再分配伪逆控制分配方法,并应用在了高超声速飞行器再入段姿态控制中.首先,建立高超声速飞行器再入段RCS姿态模型,采用有限时间终端滑模算法设计姿态跟踪控制器.针对给定8推力器配置的RCS,设计固定3推力器开启的再分配伪逆法对RCS进行...     

高超声速再入滑翔飞行器的模糊变结构控制

针对高超声速再入滑翔飞行器的再入姿态控制,设计了模糊变结构姿态控制器.根据控制系统的任务,建立了面向控制的模型.将模糊控制与滑模变结构控制的思想相融合,研究了模糊滑模变结构控制器的设计方法.通过在稳定的误差相平面内构造稳定的滑模面,模糊控制器根据误差状态与滑模面的相对位置输出控制信号,使得系统的轨迹能趋近稳定的滑模面,从而使得误差沿着滑模面收敛到原点.将模糊滑模变结构控制方法应用于高超声速滑翔洲际飞行器,给出了再入滑翔姿态控制器的设计方案,分别对攻角、侧滑角和倾侧角设计了独立的模糊变结构控制器,提出了分段线性控制分配方法.在Matlab中进行了整个控制系统的仿真测试,验证了该方法的可行性.     

基于STM32的四旋翼飞行姿态串级控制

对四旋翼飞行器飞行姿态的稳定控制问题进行了分析,设计了基于STM32系列微控制器的稳定控制系统。STM32以ARM Cortex-M3为内核,拥有强大的运算能力,作为四旋翼飞行器的飞行姿态控制器的主控芯片。采用四元素融合滤波算法对陀螺仪和电子罗盘等多传感器采集的数据进行飞行姿态解算。结合串级PID控制算法实现四旋翼飞行姿态控制系统设计。仿真及实验结果表明该控制系统符合设计要求,达到了对四旋翼飞行器飞行姿态稳定控制的目的。验证了基于STM32的串级飞行姿态控制的有效性,为后续研究奠定了基础。     

四旋翼飞行器姿态与高度控制器的设计

由于微型飞行器(micro aerial vehicles,简称MAVS)能够在人类难以接近的地方收集情报,因此,其吸引了越来越多的关注.以四旋翼飞行器为平台,以实现飞行器姿态和高度控制为目的进行研究.在姿态控制上,采用一种不依赖于具体模型的记忆控制方法设计控制器.在高度控制上,采用一种线性二次高斯(linear quadratic Gaussian,简称LQG)控制方法设计控制器.实际飞行结果表明,设计的控制器具有良好的稳定性和跟踪性.     

基于反推法的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制

研究了四旋翼飞行器的轨迹跟踪控制.针对建立的四旋翼飞行器位置及姿态误差动力学模型,采用反推法设计镇定控制项,分别进行位置控制器设计和姿态控制器设计.利用Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性.数值仿真实验结果表明,所提方法具有较好的跟踪性能.     

基于四元数的刚体姿态调节问题

给出了用四元数表示的刚体姿态调节问题的两种控制规律，首先利用反馈非线性化方法，给出一种不含非线性扭矩项，仅由四元数和角速度的线性组合构成的控制规律，该控制律与刚体惯性参数无关，因而具有一定的鲁棒性，并证明在一定条件下闭环系统是指数渐近稳定的，其次重新研究了刚体姿 态控制问题固有的无源性，并利用这种新的无源性设计了一种仅利用姿态四元数而无需用角速度测量作为反馈的控制规律，与现有的四输入/四输出无源系统相比，这里的严格无源系统的动态控制器仅是三输入/三输出的，有效地减少了实时计算所需的时间。     

小型航行体鲁棒动态逆姿态控制

针对小型航行体在复杂水流环境下航行时姿态模型具有强耦合、高度非线性和不确定性等特点,在不忽略各通道间耦合作用的条件下,提出了小型航行体鲁棒动态逆姿态控制方法.采用动态逆控制方法对航行体姿态模型进行解耦和线性化,进而由滑模变结构控制方法解决了控制系统对参数摄动和系统建模的不确定性敏感的问题,并应用李亚普诺夫理论证明了控制系统的稳定性.仿真结果表明,本文设计的鲁棒动态逆姿态控制方法不仅能够满足小型航行体的技术性能要求,且具有较强的适应性和鲁棒性.      

基于深度强化学习的无人机姿态控制器设计

为了能让四旋翼无人机的姿态控制器具有强大的目标值追踪与抗外部干扰的能力,提出了一种基于参考模型的深度确定性策略梯度的四旋翼无人机姿态控制器设计。该方法通过神经网络,将四旋翼无人机的状态直接映射到输出。本文的强化学习算法是结合深度确定性策略(deep deterministic policy gradient,DDPG)和深度神经网络所设计的。在DDPG算法结构中,进一步加入参考模型,规避控制量太大造成的系统超调,增强了系统的稳定性以及鲁棒性。同时,修改了强化学习中奖励的构成,成功消除了系统的稳态误差。经过研究实验表明,该控制方法可以对目标值进行快速地追踪且有着较强的鲁棒性,可见该控制器相比于传统的控制器,提高了其目标值追踪能力以及抗干扰能力。     

基于模糊补偿的深海作业级远程操控潜水器#br# 自适应位姿控制

摘要： 针对参数变化、流以及其他未知干扰对深海作业级远程操控潜水器(ROV)位姿控制的影响，设计了基于模糊补偿的ROV自适应位姿控制器.从大地坐标系下的ROV系统模型中分离出由于参数变化、流以及其他未知因素所产生的干扰力/力矩，并分析了干扰力/力矩的变化特性，利用模糊逻辑系统(FLS)进行逼近，设计基于干扰力/力矩模糊补偿的ROV自适应位姿控制器；同时，为了消除逼近误差的影响，设计了稳健自适应控制律.结果表明：FLS能够以较高的精度逼近ROV所受到的干扰力/力矩；所设计的基于模糊补偿的深海作业级ROV自适应位姿控制器具有良好的跟踪性能、抗干扰能力和稳健性.     

基于变结构控制的卫星姿态轨道一体化控制方法

针对导航卫星四斜装化学推进姿态轨道一体化控制系统,设计了两级脉冲的变结构相平面分区的姿态控制器.本文建立了相平面控制器的模型,给出了时频域下参数变化趋势的稳定性分析.创造性地将该控制系统建立为变结构控制模型,根据现代控制理论给出了系统得以稳定条件下的参数下界.通过控制器参数设计,有效地降低了开关线处的震颤,保证了控制系统的稳定,提高了轨道控制效率,并就挠性卫星推力器在最恶劣的安装偏差情况下进行了数学仿真.最终,通过卫星在轨姿态控制良好的表现,充分验证了姿态控制算法设计的正确性、有效性和鲁棒性.     

带微分观测器的双环姿态跟踪控制

针对捕获非合作目标航天器的姿态跟踪控制问题,给出了一种双环姿态跟踪控制器。通过引入虚拟角速度将二阶姿态运动方程分解为内外环独立的子系统。外环预设有界虚拟角速度使航天器姿态渐近收敛于期望姿态;内环采用二阶微分观测器精确估计由转动惯量摄动、外部干扰和饱和超幅部分组成的不确定项,基于观测值的鲁棒姿态控制器使内环角速度指数收敛于外环虚拟角速度。双环姿态跟踪控制能够满足控制饱和及角速度有界约束下的跟踪精度和闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真验证了该控制器的鲁棒性和有效性。      

轨控期间挠性卫星的姿态容错控制及主动振动抑制

针对受轨道控制推力影响及存在执行器故障的挠性卫星,提出了一种基于自适应滑模的姿态容错控制及挠性振动抑制方法.该容错控制方法不需要故障信息,而是基于滑模控制原理,利用自适应算法能够对故障系统中的不确定参数信息实现有效估计,并且在保证姿态稳定的同时,对来自环境和系统内部的扰动及转动惯量的不确定性具有良好的鲁棒性,从而提高了容错控制器的性能.进一步在姿态稳定的基础上,利用精确鲁棒微分器理论,针对挠性模态中的非线性项和扰动项设计了非线性状态观测器,并结合自适应控制和滑模控制方法实现了对挠性振动的有效抑制.最后,在反作用飞轮冗余配置的前提下,对轨道调控期间具有执行器故障的卫星姿态控制系统进行了仿真.结果表明,该方法有效正确.     

Small unmanned helicopter's attitude controller by an on-line adaptive fuzzy control system

Since small unmanned helicopter flight attitude control process has strong time-varying characteristics and there are random disturbances, the conventional control methods with unchanged parameters are often unworkable. An on-line adaptive fuzzy control system (AFCS) was designed, in a way that does not depend on a process model of the plant or its approximation in the form of a Jacobian matrix. Neither is it necessary to know the desired response at each instant of time. AFCS implement a simultaneous on-line tuning of fuzzy rules and output scale of fuzzy control system. The two cascade controller design with an inner (attitude controller) and outer controller (navigation controller) of the small unmanned helicopter was proposed. At last, an attitude controller based on AFCS was implemented. The flight experiment showed that the proposed fuzzy logic controller provides quicker response, smaller overshoot, higher precision, robustness and adaptive ability. It satisfies the needs of autonomous flight.     

基于分段趋近律的航天器对地凝视姿态滑模控制

为了提高航天器对地凝视条件下姿态控制精度和鲁棒性,设计了一种基于分段趋近律的姿态滑模控制器。首先,根据航天器轨道参数和目标点地理坐标计算出对地凝视期望姿态。然后,针对当前分段趋近律参数设计不灵活、实际应用存在抖振的缺陷,通过在第二段的幂次趋近律中增添一项线性项,设计了一种全新的分段趋近律。理论证明了该趋近律能有效克服抖振问题;并能在有限时间收敛到滑模面。进而,基于此趋近律设计了一种适用于航天器对地凝视的姿态滑模控制器。仿真实验结果表明,控制器可以获得0.01°的姿态凝视控制精度,在姿态跟踪过程中无抖振现象;并且对外界干扰具有一定的鲁棒性,从而验证了控制器的有效性。     

Small unmanned helicopters attitude controller by an on line adaptive fuzzy control system

Since small unmanned helicopter flight attitude control process has strong timevarying characteristics and there are random disturbances, the conventional control methods with unchanged parameters are often unworkable. An online adaptive fuzzy control system (AFCS) was designed, in a way that does not depend on a process model of the plant or its approximation in the form of a Jacobian matrix. Neither is it necessary to know the desired response at each instant of time. AFCS implement a simultaneous online tuning of fuzzy rules and output scale of fuzzy control system. The two cascade controller design with an inner (attitude controller) and outer controller (navigation controller) of the small unmanned helicopter was proposed. At last, an attitude controller based on AFCS was implemented. The flight experiment showed that the proposed fuzzy logic controller provides quicker response, smaller overshoot, higher precision, robustness and adaptive ability. It satisfies the needs of autonomous flight.