姿态控制

摘要： 针对四足机器人在变刚度地面环境下动态行进时易出现姿态不稳定的问题,本文提出了一种机器人腿部主动变刚度实时调节策略,该策略根据机器人着地后的机身和腿部的运动状态实时估计出着地腿和地面的耦合刚度,并将前后腿与地面耦合刚度的差值补偿到相应的着地腿上.该策略能够使机器人着地后迅速适应不同刚度特性的地面,特别是地面刚度相差较大的情况.通过搭建Simulink-SimMechanics仿真平台,对角腿在同一刚度地面和变刚度地面两种不同的着地环境,对仅利用常规姿态反馈控制、腿部主动变刚度调节策略与常规姿态反馈控制联合方式进行了对比实验.结果表明,通过腿部主动变刚度调节策略的作用,四足机器人在软硬地面过渡时实现对机身俯仰角和滚转角的补偿修正,调控效果优于单独通过常规姿态反馈控制.

摘要： 针对武装直升机发射火箭弹时产生的后坐力问题,提出了一种基于预设性能控制的后坐力补偿控制方法,以保证在火箭弹发射过程中载机的稳定性。首先,结合直升机姿态模型,分析火箭弹发射时产生的后坐力大小,以及后坐力对直升机姿态产生的影响。然后,基于预设性能理论,利用预设性能函数对姿态系统跟踪误差的动态性能进行约束,并结合Backstepping方法设计补偿控制器。最后,通过仿真验证所设计控制器的有效性。

摘要： 以龙东大道(罗山路~G1501)改建工程运河大桥项目为依托开展钢桁架桥的横向姿态控制技术研究。对典型工况条件下因桁架横向偏位对其结构产生的附加应力变化规律进行分析,给出了横向偏位的合理控制范围,提出了滑道梁定位导向、跨越河对岸临时墩后主动纠偏与拖拉力差异化调整为辅助的横向姿态控制方法,制定了浦东运河桥大跨度桁架桥整体顶推过程横向偏位控制策略。现场监测结果表明,利用该策略可有效的控制主梁拖拉滑移过程的横向偏位。

摘要： 针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。

摘要： 文章以抽蓄电站为例,突破常规TBM研制及应用技术瓶颈,围绕超小曲线新型TBM自主设计理论方法、掘进姿态控制技术、连续掘进协同作业技术进行探索性研究。主要创建了超小曲线TBM适应性自主设计理论方法,突破了复杂工况下紧凑型、模块化、轻量化TBM装备关键技术,研制出全球首台紧凑型超小转弯半径TBM装备;发明了多自由度“V”型推进系统和基于双目视觉的导向系统,实现了1mm高精度多自由度多缸并联协同控制和掘进姿态精准控制;研发了TBM长距离后退与偏载掘进施工工艺和小洞径高效储备式出渣技术,实现洞室群的连打和局部死角开挖,形成了有限空间内TBM快速掘进出渣施工关键工艺。

摘要： 基于对当前平衡车控制算法进行总结分析,利用自抗扰控制技术,提出一款可以应用于直立两轮车的自抗扰设计方案和调试方法。以STM32系列单片机作为控制平台和两个同轴步进电机为驱动单元,采用MPU6050加速度计模块实时检测车体的倾角、蓝牙模块实现短距离数据传输,利用Matlab的系统辨识工具建立平衡车的自抗扰控制模型,对平衡车平台进行自抗扰控制仿真,对各参数的调参方法进行分析与比较。实验结果表明,所设计的自抗扰直立两轮平衡车具有响应快、超调量小、精度高的特点。

摘要： 为了解决四足机器人在对角小跑步态中存在的绕对角线翻转而导致在直线行走时出现偏航问题,在理论分析偏航现象的基础上提出一种姿态控制方法。首先建立四足机器人整体运动模型,通过数值分析和计算,得到偏航产生的根本原因:一是机体由于重力影响,会产生绕支撑对角线的翻转力矩;二是处于支撑相时,髋关节产生的反作用力矩,导致步态时序会提前或延后,引起绕机体对角线翻转。然后在此基础上,建立姿态控制模型,通过传感器测得偏航值,反方向补偿其偏航。最后进行动力学仿真实验,发现机器人在不加姿态控制的情况下,出现较大偏航值,而在应用姿态控制之后,偏航值得到了明显改善,仿真实验对比证明了该姿态控制方法有效地解决偏航问题。

摘要： 针对水陆两栖机器人推力不稳和环境扰动造成的姿态不稳定问题,设计了一种新型的将轮驱动与喷水推进进行复合的可倾转复合推进装置。将该可倾转复合推进装置应用在H构型两栖机器人中,基于推力倾转角分离控制策略和自抗扰控制原理设计了姿态自稳定控制器,并在耦合自由度上采用异步调节机制。使用Simulink/ADAMS联合仿真平台进行姿态稳定仿真验证,并确定了具有较好效果的控制器参数;物理样机运行实验表明,H型两栖机器人可以完成预设运动,姿态自稳定控制器能够将该机器人水下运行时的姿态抖动抑制在5°以内。

摘要： 为解决3车道矩形隧道机械化施工难题,对15 m级特大断面矩形掘进机关键系统展开研究。针对特大矩形断面开挖难题,构建组合刀盘分布设计数学模型及其低扰动控制策略,研制出特大断面矩形掘进机低扰动开挖系统;基于驱动转矩数据回归分析,提出引入重叠率的组合刀盘驱动转矩计算方法;为解决盾体超重带来的施工顶进栽头问题,采用基于敏感度的有限元设计方法,实现特大断面盾体轻量化设计;针对大跨度断面土舱压力控制难题,开发出多螺旋输送机协同控制系统及适用于大跨度的主机姿态控制策略,解决特大断面矩形顶管施工姿态及沉降控制等施工难题。同时,针对应用过程中的出渣及管节对中等问题,提出相应的整改方案,最终实现特大断面矩形掘进机的研制及成功应用。

摘要： 为了满足未来航天器在轨服务部件升级、替换以及航天器大规模快速制造等任务需求,本文提出一种基于分布式智能部件的航天器GNC系统架构,实现无缆化和去中心化。该架构航天器各智能部件间采用无线网络进行信息传输和融合,实现姿态确定与控制。由于无线网络信息传输存在时延问题,分布式智能执行机构所计算的输出力矩也会有一定差异,从而导致航天器姿态控制精度降低。本文利用一致性控制理论,考虑各执行机构之间存在数据传输时延、航天器参数不确定性以及存在干扰力矩等问题,研究基于分布式智能执行机构的航天器姿态协同控制问题,设计一种自适应递阶饱和分布式协同姿态控制律,并通过数学仿真和半物理仿真本文提出的航天器架构和控制方法的有效性。结果表明:在考虑网络传输时延等不确定性情况下,所提出的姿态协同控制方法显著提高了姿态控制精度,可实现分布式智能执行机构协同工作。本文提出的方法为基于分布式部件的新型架构航天器应用奠定基础。

摘要： 金属隔膜贮箱通过金属隔膜变形挤压推进剂完成排放,为发动机提供液体推进剂,实现航天器飞行姿态控制和机动变轨等功能.金属隔膜贮箱具有介质相容性好、使用寿命长、受液体晃动和外界干扰影响小等特点,在航天推进系统中应用广泛.本文介绍了航天用金属隔膜贮箱研究现状和技术进展,提出了金属隔膜贮箱所存在的问题及亟需寻求突破的方向,旨在为后续研究和改进提供参考.

摘要： 本文针对中国新一代光学遥感卫星所提出的高精度、高稳定度、快速机动与稳定控制的需求,提出了卫星多级协同控制技术,实现了载荷的振动隔离、扰动补偿和指向调节功能,达到了姿态快、准、稳的控制要求.首先,本文利用Kane方法和牛顿欧拉方法建立了卫星多级动力学模型.其次,通过设计两级协同主被动一体化控制方法,不仅实现了卫星姿态的快速机动能力,还实现了星体的主被动一体化扰动抑制,在低频段通过主动控制环节补偿了星体的姿态偏差,中频段通过主动控制环节抑制了共振峰,高频段利用被动挠性环节衰减了星体的高频振动,从而使载荷获得较星体更高的精度与稳定度.最后,通过数值仿真的形式,验证了本文所设计的两级协同主被动一体化控制方法的有效性,显著提升了平台载荷的姿态控制指标,为中国静止轨道高精度高光谱探测卫星的发展提供了技术基础.

摘要： 以一种新型无人飞行器为主要研究对象,建立了无人飞行器的运动模型,并设计了一种基于H∞混合灵敏度鲁棒控制理论的控制器对其进行姿态控制,使该无人飞行器姿态控制系统具有较好的鲁棒性能和干扰抑制能力,能够适应各种不确定性,对所建的模型进行了数学仿真和半实物仿真实验,结果表明,所设计的控制器在参数摄动时阶跃响应调节时间短,鲁棒性好.研究结果为解决无人飞行器运动中的复杂干扰问题提供了理论依据和参考方法.

摘要： 本文分析了TBM姿态调整机构的工作原理,对比分析了主梁式TBM和凯式TBM姿态调整方式的不同,推导了主梁式TBM在小转弯过程中设备上各位置距隧道中心的偏移量,并为小转弯半径隧道施工的主梁式TBM设计提供了参考依据.

摘要： 本文结合广州地铁8号线某区间盾构法隧道施工中出现的隧道成型问题,总结了有关经验,就盾构掘进姿态控制、轴线纠偏等控制要点进行初步探讨.

摘要： 多普勒中心频率是星载合成孔径雷达(SAR)数据处理中的关键参数之一,直接影响SAR的方位向性能和成像精度.该文通过分析低轨SAR多普勒特性,根据多普勒中心频率的计算和全零多普勒中心的条件,推导出近圆轨道偏航导引方法.卫星平台通过设计前馈控制系统来补偿多普勒频移,并对补偿效果进行分析.仿真结果表明,采用前馈控制能够保证姿态控制精度,从而显著降低了多普勒中心频率,提高了SAR成像精度.

摘要： 2022年冬奥会的成功申办,极大促进了冰雪运动发展,室内模拟滑雪机的出现带动室内滑雪市场进入高速发展.然而,现有模拟滑雪机在使用过程中,发现了诸如运动代入感不够、无法精确跟踪滑行轨迹等不足.超宽带(Ultra-Wideband,UWB)和微惯性导航系统(Micro Inertial Navigation System,MINS)以其高精度定位,在室内定位中得到了广泛应用.UWB精度高,但容易受非视距(Non Line of Sight,NLOS)和多径效应的影响,且MINS系统误差会随时间累积.因此,本文提出一种新的基于UWB和MINS的融合定位方法,实现滑雪板姿态与轨迹测量.本文研究了针对低精度航姿参考系统(Attitude and Heading Reference System,AHRS)的简化版捷联式惯导更新算法和基于飞行时间(Time of Flight,TOF)的UWB三边定位算法.另外,为了减小不可交换误差的影响,采用等效旋转矢量法更新姿态.设计了一套适用于滑雪板的基于序贯算法的UWB/MINS扩展卡尔曼滤波算法(Extended Kalman Filter,EKF).最后在模拟滑雪机上进行了滑雪实验,以验证UWB/MINS定位方式的定位精度以及鲁棒性.实验结果表明:单一UWB定位在NLOS环境下个别位置存在较大的野值,而UWB/MINS组合定位方式在UWB信号被间歇性遮挡期间仍然可以有效定位.相关研究已在多套滑雪机中开展示范应用.

摘要： 2022年冬奥会的成功申办,极大促进了冰雪运动发展,室内模拟滑雪机的出现带动室内滑雪市场进入高速发展.然而,现有模拟滑雪机在使用过程中,发现了诸如运动代入感不够、无法精确跟踪滑行轨迹等不足.超宽带(Ultra-Wideband,UWB)和微惯性导航系统(Micro Inertial Navigation System,MINS)以其高精度定位,在室内定位中得到了广泛应用.UWB精度高,但容易受非视距(Non Line of Sight,NLOS)和多径效应的影响,且MINS系统误差会随时间累积.因此,本文提出一种新的基于UWB和MINS的融合定位方法,实现滑雪板姿态与轨迹测量.本文研究了针对低精度航姿参考系统(Attitude and Heading Reference System,AHRS)的简化版捷联式惯导更新算法和基于飞行时间(Time of Flight,TOF)的UWB三边定位算法.另外,为了减小不可交换误差的影响,采用等效旋转矢量法更新姿态.设计了一套适用于滑雪板的基于序贯算法的UWB/MINS扩展卡尔曼滤波算法(Extended Kalman Filter,EKF).最后在模拟滑雪机上进行了滑雪实验,以验证UWB/MINS定位方式的定位精度以及鲁棒性.实验结果表明:单一UWB定位在NLOS环境下个别位置存在较大的野值,而UWB/MINS组合定位方式在UWB信号被间歇性遮挡期间仍然可以有效定位.相关研究已在多套滑雪机中开展示范应用.

摘要： 2022年冬奥会的成功申办,极大促进了冰雪运动发展,室内模拟滑雪机的出现带动室内滑雪市场进入高速发展.然而,现有模拟滑雪机在使用过程中,发现了诸如运动代入感不够、无法精确跟踪滑行轨迹等不足.超宽带(Ultra-Wideband,UWB)和微惯性导航系统(Micro Inertial Navigation System,MINS)以其高精度定位,在室内定位中得到了广泛应用.UWB精度高,但容易受非视距(Non Line of Sight,NLOS)和多径效应的影响,且MINS系统误差会随时间累积.因此,本文提出一种新的基于UWB和MINS的融合定位方法,实现滑雪板姿态与轨迹测量.本文研究了针对低精度航姿参考系统(Attitude and Heading Reference System,AHRS)的简化版捷联式惯导更新算法和基于飞行时间(Time of Flight,TOF)的UWB三边定位算法.另外,为了减小不可交换误差的影响,采用等效旋转矢量法更新姿态.设计了一套适用于滑雪板的基于序贯算法的UWB/MINS扩展卡尔曼滤波算法(Extended Kalman Filter,EKF).最后在模拟滑雪机上进行了滑雪实验,以验证UWB/MINS定位方式的定位精度以及鲁棒性.实验结果表明:单一UWB定位在NLOS环境下个别位置存在较大的野值,而UWB/MINS组合定位方式在UWB信号被间歇性遮挡期间仍然可以有效定位.相关研究已在多套滑雪机中开展示范应用.

摘要： 2022年冬奥会的成功申办,极大促进了冰雪运动发展,室内模拟滑雪机的出现带动室内滑雪市场进入高速发展.然而,现有模拟滑雪机在使用过程中,发现了诸如运动代入感不够、无法精确跟踪滑行轨迹等不足.超宽带(Ultra-Wideband,UWB)和微惯性导航系统(Micro Inertial Navigation System,MINS)以其高精度定位,在室内定位中得到了广泛应用.UWB精度高,但容易受非视距(Non Line of Sight,NLOS)和多径效应的影响,且MINS系统误差会随时间累积.因此,本文提出一种新的基于UWB和MINS的融合定位方法,实现滑雪板姿态与轨迹测量.本文研究了针对低精度航姿参考系统(Attitude and Heading Reference System,AHRS)的简化版捷联式惯导更新算法和基于飞行时间(Time of Flight,TOF)的UWB三边定位算法.另外,为了减小不可交换误差的影响,采用等效旋转矢量法更新姿态.设计了一套适用于滑雪板的基于序贯算法的UWB/MINS扩展卡尔曼滤波算法(Extended Kalman Filter,EKF).最后在模拟滑雪机上进行了滑雪实验,以验证UWB/MINS定位方式的定位精度以及鲁棒性.实验结果表明:单一UWB定位在NLOS环境下个别位置存在较大的野值,而UWB/MINS组合定位方式在UWB信号被间歇性遮挡期间仍然可以有效定位.相关研究已在多套滑雪机中开展示范应用.

摘要： [问题]为了提供一种能够精确地控制保持的物体的方位的技术。[解决方案]该方位控制设备配备有控制单元。控制单元通过基于重力的方向控制用于保持待保持的物体的保持装置的方位来控制待保持物体的方位，并且基于基于第一加速度检测信号和第二加速度检测信号计算的静态加速度分量确定保持装置上的重力的方向，第一加速度检测信号是通过检测施加在保持装置上的动态加速度分量获得的，第二加速度检测信号是通过检测施加在保持装置上的静态加速度分量和动态加速度分量获得的。

摘要： 本发明提供一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，属于航天器控制技术领域。本发明首先设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；然后在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；最后设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。本发明解决了现有执行器与敏感器之间的耦合影响，导致航天器姿态控制精度降低的问题。本发明可用于航天器姿态控制。

摘要： 本发明公开了一种无人飞行器姿态控制系统、飞行控制系统及姿态控制方法。无人飞行器姿态控制系统，用于控制无人飞行器的俯仰、偏航和滚转，包括：主控系统、舵系统、反馈系统；所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述舵系统中各舵机的舵片驱动控制电路分别与主控系统信号连接，所述舵系统中各舵机的舵片受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；所述舵系统还包含舵机定位模块。

摘要： 一种基于PD控制律的姿态控制IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本发明的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θ

摘要： 本发明属于卫星技术领域，特别涉及卫星姿态控制飞轮对、包括上述卫星姿态控制飞轮对的卫星姿态控制系统和包括卫星姿态控制系统的卫星。其中，卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体和第二飞轮体，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，第一驱动装置与第一飞轮体传动连接，以驱动第一飞轮体自转，第二驱动装置与第二飞轮体传动连接，以驱动第二飞轮体自转，第一飞轮体设置在第二飞轮体的径向的外侧。本发明提供的卫星姿态控制飞轮对，可以解决现有技术中的飞轮对占用空间较大和转速过零带来扰动的技术问题，在保证转动惯量的情况下减少飞轮对所占用的空间，提高卫星姿态控制精度。

摘要： 本发明提供一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，属于航天器控制技术领域。本发明首先设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；然后在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；最后设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。本发明解决了现有执行器与敏感器之间的耦合影响，导致航天器姿态控制精度降低的问题。本发明可用于航天器姿态控制。

摘要： 一种基于PD控制律的姿态控制IP核及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本发明的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θ

摘要： 本发明适用于飞行器技术领域，提供了飞行器姿态控制方法、飞行器姿态控制系统以及飞行器，按预设间隔，采样飞行器的多个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略；按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。有助于形成更完备的最短工作时间和防水击要求实现方案。

摘要： 本发明属于卫星技术领域，特别涉及卫星姿态控制飞轮对、包括上述卫星姿态控制飞轮对的卫星姿态控制系统和包括卫星姿态控制系统的卫星。其中，卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体和第二飞轮体，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，第一驱动装置与第一飞轮体传动连接，以驱动第一飞轮体自转，第二驱动装置与第二飞轮体传动连接，以驱动第二飞轮体自转，第一飞轮体设置在第二飞轮体的径向的外侧。本发明提供的卫星姿态控制飞轮对，可以解决现有技术中的飞轮对占用空间较大和转速过零带来扰动的技术问题，在保证转动惯量的情况下减少飞轮对所占用的空间，提高卫星姿态控制精度。

摘要： 本发明提供了一种钢桁架顶推姿态控制设备及其姿态控制方法，该设备包括：支撑架；轨道梁，铺设于支撑架，其两侧设有翼缘板，轨道梁与翼缘板之间形成滑槽；移运装置，滑设于滑槽内；多个第一测距传感器，安装于移运装置；两顶推装置，包括位置可调地安装于翼缘板的夹轨器和顶推油缸，顶推油缸连接于夹轨器；多个顶升油缸，安装于支撑架上，多个顶升油缸沿轨道梁的长度方向间隔设置；多个第二测距传感器，安装于轨道梁，第二测距传感器的位置与顶升油缸的位置相对应；以及控制器，连接于顶推油缸、顶升油缸、第二测距传感器和第二测距传感器。本发明解决了现有的钢桁架的姿态纠偏存在沉降补偿风险大、速度慢的问题。