航天器编队系统相对位置自适应分布式控制

针对具有参数不确定性以及外部扰动的航天器编队飞行队形跟踪控制问题,基于反步控制策略提出了一种能够实现控制有界的自适应编队控制方法。首先建立航天器相对运动的非线性动力学方程,在不考虑外部干扰情况下,利用饱和函数设计了输入有界的自适应协同控制器;之后进一步考虑存在外部干扰的情况,通过估计扰动上界设计了鲁棒自适应协同控制器,并且采用Lyapunov稳定性分析方法证明了控制系统的稳定性。数值仿真结果表明,提出的控制方法能够满足控制受限并实现航天器队形的协同控制,同时在大约100 s误差收敛到0附近,队形跟踪和队形保持的稳态误差分别小于0.002 m和0.005 m。     

导弹编队协同攻击分布式鲁棒自适应控制

在有向通信拓扑下研究了导弹编队的鲁棒自适应协同跟踪控制问题。针对导弹编队系统中队形跟踪、外部扰动和模型不确定性的情况,通过选取包含位置跟踪误差和速度跟踪误差的辅助变量,提出了一种基于有向通信拓扑的鲁棒自适应编队控制策略。提出了自适应律对未知参数进行估计,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性。进一步,对于通信时滞的情况,给出了系统渐近稳定所需要满足的条件。与滑模控制等传统鲁棒控制不同,所设计的鲁棒自适应控制器是连续的,更便于导弹编队系统的实现。数值仿真结果表明,队形跟踪误差小于0.03 m,队形保持误差小于0.07 m,所设计的控制器能实现高精度的编队跟踪控制。     

时变通信延迟下的无人机编队鲁棒自适应控制

在时变通信延迟下研究了无人机群编队的鲁棒自适应控制问题。对于无人机编队系统中存在外部扰动和模型不确定性的情况,通过选取包含位置跟踪误差和速度跟踪误差的辅助变量,提出了一种适用于时变通信延迟的鲁棒自适应编队控制策略。提出了自适应律对无人机质量、外界扰动的上界等未知参数进行估计,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性,给出了系统渐近稳定所需要满足的条件。数值仿真结果表明,所提出的控制方法既能抑制外界扰动和模型不确定性对控制器的影响,同时队形跟踪和队形保持的稳态误差分别小于0.1 m和0.05 m。     

基于反步滑模的移动机器人编队控制算法

针对传统滑模控制在移动机器人编队中滑模面设计复杂、趋近率效果不佳的问题，提出了一种基于反步滑模的移动机器人编队控制算法。利用反步法的思想并结合移动机器人的位姿差微分方程，通过引入虚拟控制量，解决了移动机器人多输入非线性系统滑模面设计复杂的问题。理论分析了双幂次趋近率和快速幂次趋近率的趋近特征，据此设计了一种综合二者优势的快速分段幂次趋近率，提高了滑模控制趋近率的收敛速度。仿真验证了所提算法的有效性与正确性，仿真结果表明，所提算法能够快速实现编队，在存在扰动的情况下10 s内便可完成队形的重组，同时轨迹跟踪误差趋近于0。     

太阳帆日心悬浮轨道附近的相对运动

研究悬浮轨道附近的编队飞行问题，推导了悬浮轨道附近的相 对运动方程. 由于编队太阳帆之间的距离与帆到太阳的距离的比值为小量，将相对运动方程 在悬浮轨道附近线性化，得到了线性化方程. 基于该线性化方程，考虑了悬浮轨道附近的几 种编队控制方法，只需通过调节太阳帆的姿态来进行简单的控制. 其中包括一种被动编队控 制策略，该控制策略具有实现简单、稳定区域大的特点，具有很好的工程应用前景. 最后基 于非线性方程对每种编队策略进行了数值仿真验证，数值结果表明该控制方法能实现编 队.     

基于滑模的舰艇无人直升机悬停控制

考虑到小型无人直升机在飞行过程中存在的不确定对无人直升机飞行控制性能的影响,设计了一种基于滑模的非线性鲁棒控制器。首先分析了悬停平衡条件下小型无人直升机的数学模型,然后通过设计滑模面,并结合标称系统的反馈增益,获得了滑模面的设计参数。在此基础上设计了基于指数趋近律的滑模控制器,并利用Lyapunov理论对整个系统的稳定性进行了分析。最后的仿真结果表明:给出的滑模控制策略能够有效地处理模型参数不确定对无人直升机飞行控制性能的影响,验证了该控制策略的有效性。     

阵风干扰下无人直升机轨迹的自适应反步控制

针对小型无人直升机系统,提出了一种基于双环控制策略的设计方法:将快速变化的姿态控制作为系统的内环,相对缓慢变化的轨迹控制作为系统的外环。建立了在阵风干扰下无人直升机系统的数学模型,为了更好地设计控制器,对模型进行了适当的简化,即忽略了"小体力"的影响。考虑到质量m和惯性矩矩阵J存在不确定性(未知)的情况,设计用自适应律在线估计不确定参数和阵风扰动,设计了一个自适应反步控制器。然后,应用Lyapunov方法,证明了未简化模型的闭环控制系统的稳定性。最后,通过仿真验证了该方法的有效性。     

平动点Halo轨道航天器保持的多目标优化

针对日地系统平动点附近Halo轨道航天器保持任务,考虑航天器的能量消耗与轨道保持精度需求,采用多目标优化方法设计了改进时变控制器用于航天器Halo轨道保持任务。首先,基于圆形限制性三体模型推导了航天器的相对动力学方程并基于此设计了线性时变控制器。然后,采用多目标优化方法对时变控制器参数进行优化,得到满足航天器能量消耗与轨道保持精度之间平衡的Pareto最优解。最后,通过对考虑模型与环境干扰情况的数值模拟,结果表明多目标优化方法对平动点Halo轨道航天器保持任务达到低能能耗与高精度目标,具有一定的应用价值。     

折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.      

地球轨道航天器编队飞行动力学与控制研究综述

航天器编队飞行被定义为跟踪或维持航天器之间的期望相对间隔、期望指向和相对位置。本文概括介绍了近年来地球轨道飞行编队的动力学和控制方面研究的发展状况,包括传统推进系统和新型无推进剂编队系统的动力学建模方法和控制器设计技术等。在传统推进编队系统中,航天器由使用化学燃料或等离子体的推进器提供推力,可以实现高精度地相对姿态/位置保持或重构,控制简单,灵活性高,但是需要消耗较多的能源。相比之下,在新型无推进剂编队系统中,航天器通过新的推力方式,如大气阻力作用,非接触内力,地磁洛伦兹力,动量交换等,将大大延长编队任务的寿命,并有效地避免羽流污染,但会带来新的控制问题。本文总结了这些领域中动力学与控制方面的研究方法及取得的成果,并提出了相关领域值得深入研究的问题和后续发展的方向。     

集群无人作战飞机相对导航研究

用时空分解的方法建立了无人作战飞机飞行控制体系结构的层次模型，以自主生存和自主任务完成为导向分析各层次模块之间的信息传递关系，得出导航信息在无人作战飞机自主飞行控制中的基础作用。从统计的角度建立无人作战飞机导航信息误差累积模型，用相对导航原理设计出无人作战飞机集群飞行时的导航信息校正步骤和计算方法，并论证了该方法的可行性，给出导航信息效用度的计算方法。仿真验证了该方法的可行性和适用性。     

超宽带测距辅助的无人机近距离相对导航方法

针对无人机之间的相对导航问题,提出了一种基于超宽带/相对差分的相对导航方法,基于伪距测量和超宽带测量的特征,给出了无人机之间的双差、双差变化率、超宽带测距测速以及双机定位数据做差的量测方程,并根据近距离编队跟随飞行的场景设计了相对导航状态方程,结合扩展卡尔曼滤波器对相对状态进行估计,最后针对不同的相对导航配置和卫星可用情况进行了仿真。仿真结果表明,该方案的相对导航精度明显优于仅采用一种相对测量量的效果,且在可用导航卫星越少的情况下精度提升越明显,在仅有4颗可用星的情况下,X、Y、Z三个方向(地心地固系)的相对导航均方根误差分别降低了3.2、13.06、2.01倍。该方法可有效提升编队飞行等多无人机应用场景下的相对导航精度。     

基于xPC Target的静电陀螺支承控制系统仿真

针对静电陀螺转子在电极腔内的运动特性,建立了具有负刚度特性的转子动力学方程。结合传统的3-4,4—3变换,建立了三路支承控制器,并采用MATLAB参数优化工具箱设计控制器参数。采用xPC Target及相应的接口电路建立了实时仿真平台,对支承控制系统进行实时仿真。实时仿真结果表明三路支承控制器能够对具有负刚度特性的转子运动进行有效控制。另外通过一个实际模拟电路验证了实时仿真平台的有效性,这对八电极小型实心转子静电陀螺的支承控制系统快速研制具有重要意义。     

一类欠驱动旋转摆的非线性控制

欠驱动系统是一类构成系统的广义坐标维数多于控制输入维数的非线性系统.旋转摆属于典型的欠驱动系统,通过驱动杆的水平转动可使欠驱动杆由垂直下摆位置转到竖直向上位置.利用基于能量的控制方法设计了摇起控制器,使欠驱动杆由稳定平衡位置到达非稳定平衡区域,再由LQR方法设计平衡控制器,使其控制在非稳定平衡位置.两种控制器通过切换实现摇起和平衡控制转换.最后通过仿真实验验证了文中设计的两种控制器的有效性.     

基于对偶四元数的双星编队相对位姿测量

为了描述编队卫星中主从星的相对位置和姿态信息,提出了基于对偶四元数的编队卫星相对位姿测量算法。以双星编队飞行的位姿运动为主线,运用对偶四元数工具,充分发挥其能以最简洁的形式表示一般性刚体运动的优点,对卫星轨道和姿态进行分析并建立了对偶四元数位姿模型。同时设计类GPS测量技术来测量编队卫星的相对位置和姿态,该技术载波相位波长和伪码码元比GPS的更短,可获得更高精度的相对测量信号。由于状态方程和观测方程的非线性特征,使用UKF滤波来消除随机噪声对量测过程的干扰。实验结果表明,所设计的算法能够有效估计系统误差,卫星的位置误差和四元数误差收敛于零,验证了该算法的有效性。     

高速磁浮车–轨耦合实验平台的开发及应用

车辆和导轨的耦合振动问题是影响磁悬浮列车安全性和舒适性的重要问题之一。为解决车辆高速运行时面临的稳定性难题,开发并建设了一套高速磁浮车–轨耦合实验平台。平台围绕常导磁浮车的电磁铁模块进行展开设计,其中轨道模块外接激励器,可以模拟各种速度和不平顺下的轨道条件。控制系统基于实车的控制器、斩波器和传感器进行改造,应用DSPACE快速控制原型技术,实现对嵌入式算法的实时监控和在线修改的功能。建立了柔性轨道多体动力学联合仿真模型,便于快速模拟不同控制算法和力学环境下电磁铁的悬浮稳定性。最后,依托实验平台和联合仿真模型,测试了中低速和高速阶段下电磁铁模块的实际悬浮性能。实验表明本平台具有开展高速车–轨–控制器耦合测试和控制算法快速设计的能力,为高速车–轨耦合振动研究、悬浮控制算法优化提供了可靠的设备基础。     

多模式混合推进悬停控制与半物理仿真系统

随着空间任务复杂度的提高,相对运动控制地面验证系统的设计难度日益增加,尤其对于地球静止轨道卫星,相对运动构型涉及伴飞、绕飞、悬停等各种形式。针对静止轨道卫星悬停控制的新需求,基于相对轨道参数描述方法,采用半长轴差和偏心率差两个参数对面内"水滴"悬停构型的形成进行了深入研究,提出了一种多模式混合推进模式下的面内悬停两参数设计方法,并设计了一套通用的空间运动仿真验证系统,位置精度达毫米量级。对该构型的制导控制律进行了半物理验证,半实物仿真位置估计误差约为20 m(3σ),结果表明制导控制律正确,所提出的验证方法可推广应用于其它相对运动控制技术的地面验证。     

DYNAMIC MODELING AND STABILITY CONTROL OF FOLDING WING AIRCRAFT 1)

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.     

复杂系统的神经网络自适应预测控制

本文针对复杂诉时变非线性动力学，提出一种基于神经网络的并行自适应预测控制器，它由实时神经控制、神经控制和控制品质监督机构三部分组成。该结构使控制的调整和系统的实时控制为可并行进行，提高了控制系统的适应能力和响应性能，使复杂系统的在线学习控制成为可能，仿真表明该控制器具有良好的鲁棒性和控制精度。     

基于改进自抗扰算法的直升机锁尾控制系统设计

为了提升小型无人直升机的航向运动的动态特性与工况适应性,基于自抗扰控制方法(ADRC)提出了一种适用于小型无人直升机的锁尾控制器。通过实时递推遗忘因子最小二乘估计器对直升机航向轴的执行放大系数进行了参数辨识。根据辨识结果,构造了以直升机主旋翼转速作为自变量的执行放大系数解析表达式,用于在线计算不同工况下的执行放大系数。该表达式作为对标准ADRC控制结构的补充与改进,可提高ADRC控制器的工况适应性。以一550级别电动直升机为试验机型进行了试验验证。改进的ADRC控制器相比传统PID控制器,阶跃响应过渡时间缩短约40%,且能在更宽的主旋翼转速范围内保持稳定。试验结果表明改进的ADRC控制器在动态性能和工况适应性等方面较传统PID控制器和标准ADRC控制器更具优势。