姿态控制系统

摘要： 针对具有状态时变时滞、系统不确定性、可建模扰动、运行噪声和执行器故障的卫星姿态控制系统,提出一种基于扰动观测器的自适应有限时间复合主动容错控制策略。针对可建模扰动设计扰动观测器,然后基于扰动估计误差设计了主动容错控制器。该时滞依赖控制器包含反馈控制项、扰动补偿项和快速自适应故障补偿项。提出的容错控制策略不仅保证闭环系统动态方程的有限时间有界性,而且保证闭环测量输出对于系统不确定性、运行噪声、执行器故障等的鲁棒性。给出控制器增益限制矩阵存在的充分条件及其线性矩阵不等式形式,进而给出仿真算例。仿真结果表明,基于扰动观测器方法,设计的自适应有限时间容错控制器能够快速估计可建模扰动,进而有效地实现系统的闭环容错控制。相较于基于非复合的自适应有限容错控制器,提出的方法对于状态变量的估计均方根误差分别降低了28.9%、4.7%和36.0%;对于可建模扰动估计的均方根误差降低了38.8%。仿真验证了所提方法的有效性。

摘要： 针对运作火箭主动段发动机摆动执行机构故障下的姿态控制问题,结合自适应动态规划(ADP)方法设计了一种智能容错控制策略.该智能容错控制器主要包括2部分:容错稳定控制部分和优化补偿部分.容错稳定控制部分利用自适应和滑模变结构控制设计,主要维持执行机构故障下姿态控制系统的稳定,保证姿态跟踪误差的有限时间收敛;优化补偿部分采用执行-评价结构,利用ADP的在线学习优势,根据姿态系统的跟踪误差(尤其是系统故障、强干扰导致的跟踪偏差),设计ADP算法产生补偿控制来进一步优化姿态控制系统的跟踪性能.仿真验证表明,即使存在外部干扰和执行机构故障的情况下,所提方法仍能保证系统稳定且精确跟踪指令信号.

摘要： 近年来,中国船舶集团七〇四所自主研发了中国首套具有抗倾、减摇复合功能的船舶姿态控制系统。该系统具有补偿效率高、响应速度快、补偿能力大,舱室利用率高、智能化程度高、操作便捷等特点。近日,该系统顺利通过FAT验收,各项功能指标均满足技术要求,体现了国产高端船舶装备的实力,系统功能及设备外观均达到国际先进水平。

摘要： 在建立的复合控制导弹短周期线性化运动模型基础上,提出了气动力/直接力复合控制方案。气动力控制子系统采用三环控制结构,过载环采用PI控制,攻角环和角速度环采用自抗扰控制。随后根据模糊控制设计了气动力/直接力分配策略,用矢量合成方法设计了直接力控制子系统的点火逻辑。最后,在典型仿真场景下进行了仿真验证。结果表明,拦截高空目标时也能保证很小的脱靶量,该复合控制方案保证了系统具有快速的过载响应特性和良好的稳定性,证明本文方法的有效性。

摘要： 在建立的复合控制导弹短周期线性化运动模型基础上,提出了气动力/直接力复合控制方案.气动力控制子系统采用三环控制结构,过载环采用PI控制,攻角环和角速度环采用自抗扰控制.随后根据模糊控制设计了气动力/直接力分配策略,用矢量合成方法设计了直接力控制子系统的点火逻辑.最后,在典型仿真场景下进行了仿真验证.结果表明,拦截高空目标时也能保证很小的脱靶量,该复合控制方案保证了系统具有快速的过载响应特性和良好的稳定性,证明本文方法的有效性.

摘要： 船舶在航行过程中受复杂海情影响会产生摇摆运动,为保证船舶航行的稳定性,必须优化设计船舶姿态控制系统.在系统设计过程中,需要借助仿真系统平台对姿态控制系统的执行情况进行模拟,验证姿态控制系统的控制精度,为改进设计方案提供数据支持.本文研究船舶姿态控制系统的仿真平台总体架构和实现的关键技术,利用该仿真平台进行船舶姿态控制系统仿真分析与精度分析,能够实现船舶姿态控制系统的可视化仿真操作,增强仿真的真实感和交互性.

摘要： 低成本小卫星的广泛使用增强了对空间目标的跟踪能力,减轻了运行的大型高价值太空设备的工作负担,文中介绍一种适用于低成本小卫星的新跟踪方法.小卫星GLADOS搭载有一个天基可见光传感器(SBV)和一个光谱仪,姿态控制系统根据宽视场相机的反馈转动窄视场光谱仪跟踪目标,收集目标的光谱数据.文中分析了GLADOS上应用的姿态控制技术,给出了控制传感器平台的动力学方程和一个相对姿态控制中使用的控制算法.

摘要： 基于航天器姿态控制系统,分别针对两种执行机构(反作用飞轮、磁力矩器)和两种敏感器(太阳敏感器、陀螺)的故障进行调研和分析,为后续姿态控制系统单机的故障快速定位技术奠定基础.

摘要： 平流层气球吊篮系统在现代科学观测试验以及无线通信领域拥有广阔的应用前景.吊篮姿态通常由相应的姿态控制系统来调整和控制,其中基于PID控制的反作用惯性轮主要用于调整吊篮方位姿态,抑制球体扰动对姿态的干扰影响,使仪器稳定地达到跟踪性能并指向地面目标.在PID控制的基础上结合遗传算法对姿态控制系统中的控制参数按某些性能指标最优来进行整定并得到参数优化值,避免了单独使用PID控制所得到的局部最优参数值.最后使用MATLAB/Simulink对吊篮姿态控制系统进行仿真试验.结果表明,相比于传统工程整定方法,使用遗传算法优化后的PID参数能够改善吊篮姿态控制系统的性能,可以实现某些性能的最优化,缩减系统开发时间.

摘要： 目前针对隔振平台的参数设计研究多集中在如何提高隔振平台单元杆件性能上加往尼韦尔公司生产的D-strut系列隔振器。然而从整星系统出发，在充分考虑隔振平台对姿态控制系统的影响下，对隔振平台参数设计的研究较少。此外，某些型号卫星上为检验隔振平台参数设计是否合理，常通过有限元建模的方式反复试验验证。此种做法具有精确性，能够对某个已知卫星进行姿态稳定度的预测。但是当更换星体或者变更隔振平台参数时就需要重新建立整星的有限元模型。因此该方法不具有普适性，并且会加大隔振平台的制造工期。为能够指导工程实际，本文采用牛顿欧拉法建立了含有隔振平台的整星动力学模型。该动力学模型具有通用性，能够通过选择合理的隔振平台参数，对星体的姿态稳定度进行预测。本文的重点是从整星系统出发，结合隔振平台对姿态控制系统的影响，研究其参数选择方法，使隔振平台既能满足隔振的要求，又能保证姿态控制系统的充分稳定性。

摘要： 结合工程实际和物理仿真对卫星姿态控制系统中的故障进行深入研究.首先,按照不同的划分依据对控制系统中的故障进行分类.然后,结合相关文献与内部资料,以卫星研制中飞轮和陀螺的一些实际故障为例,对故障进行描述与分析.最后,基于物理仿真环境,通过实时仿真,分析在该环境下飞轮和陀螺实物的故障情况,确定其可修复故障的范围.物理仿真的结果能够验证对星上故障分析的正确性.

摘要： 整个仿真系统基于选定的三自由度气浮台特性进行卫星控制系统设计和平台搭建,采用控制力矩陀螺群五棱锥构型方案实现气浮台平台稳态及姿态快速机动控制,评价了卫星姿态控制方案设计的正确性、控制力矩陀螺群控制律的合理性和有效性以及控制力矩陀螺群故障容错能力,为卫星控制系统工程研制提供借鉴参考,从而降低卫星姿态控制异常的风险.

摘要： 综述船舶常用减摇装置包括舭龙骨减摇鳍、减摇水舱、舵减摇等的研究现状,及近年来出现的新型减摇装置,包括零航速减摇鳍、舵鳍联合减摇、舱鳍联合减摇、Magnus效应回转轴减摇、减纵摇、船舶姿态控制系统等,并对未来的新型减摇装置进行了预测.

摘要： 将控制力矩陀螺(CMG)用于控制水下航行体姿态,具有输出力矩大且连续平滑、装置于航行体内部且不依赖于流体运动等诸多优点.本文研究了基于控制力矩陀螺群(CMGs)的水下航行体姿态控制原理.分别详细设计无刷直流电机驱动电路和直流力矩电机驱动电路.采用单片机控制器作为下位机分别单独控制各组CMG驱动电机.在完成调试的基础上进行了相关航行体姿态控制试验.试验结果表明,所设计控制系统可以有效地控制CMGs以控制航行体姿态,满足水下航行体姿态控制需求.

摘要： 本文基于dSPACE实时仿真平台,设计了四旋翼飞行器姿态控制半实物仿真系统,完成了四旋翼飞行器半实物仿真平台的搭建,详细介绍了四旋翼飞行器的工作原理,通过位姿传感器进行姿态实时反馈,采用常规PID控制算法,实现了四旋翼飞行器在三自由度的试验装置上的姿态控制仿真.半实物仿真结果表明,系统能够有效跟踪给定的期望参考信号,并且在一定范围内保持稳定的跟踪性能.

摘要： 本文基于dSPACE实时仿真平台,设计了四旋翼飞行器姿态控制半实物仿真系统,完成了四旋翼飞行器半实物仿真平台的搭建,详细介绍了四旋翼飞行器的工作原理,通过位姿传感器进行姿态实时反馈,采用常规PID控制算法,实现了四旋翼飞行器在三自由度的试验装置上的姿态控制仿真.半实物仿真结果表明,系统能够有效跟踪给定的期望参考信号,并且在一定范围内保持稳定的跟踪性能.

摘要： 本文基于dSPACE实时仿真平台,设计了四旋翼飞行器姿态控制半实物仿真系统,完成了四旋翼飞行器半实物仿真平台的搭建,详细介绍了四旋翼飞行器的工作原理,通过位姿传感器进行姿态实时反馈,采用常规PID控制算法,实现了四旋翼飞行器在三自由度的试验装置上的姿态控制仿真.半实物仿真结果表明,系统能够有效跟踪给定的期望参考信号,并且在一定范围内保持稳定的跟踪性能.

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： 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： 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： 本发明涉及火箭的姿态控制发动机领域，尤其是涉及一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统。姿态控制装置包括至少两组发动机组；每组发动机组包括第一发动机、第二发动机和第三发动机；第一发动机和第二发动机在同一直线上；第三发动机与第一发动机垂直。姿态控制系统包括推进剂贮箱、换热器、主发动机、缓冲气罐和姿态控制装置；推进剂贮箱内的推进剂通过换热器的一条回路进入主发动机中；主发动机的燃气接口排出的燃气通过换热器的另一条回路进入到缓冲气罐内；缓冲气罐与姿态控制装置连通。本发明能够灵活的控制火箭的姿态，实现俯仰、滚动和偏航功能；能够便于制造和安装；本发明也是系统总质量较轻的最优布局方案。

摘要： 本发明涉及一种无人机姿态控制系统抗干扰攻击检测与自愈控制器及控制方法，针对一类受到攻击和干扰同时影响的无人机姿态控制系统，目标是通过对攻击和干扰信号的同时快速估计与在线补偿，保证无人机姿态控制系统在恶意攻击下的自愈合能力，提升无人机姿态控制系统的可靠性。首先，建立无人机姿态控制系统多源干扰模型；其次，设计内环变结构干扰观测器，实现干扰的快速估计；然后，设计复合抗干扰姿态控制律，实现无人机抗干扰姿态镇定；最后，设计含干扰补偿效果的外环攻击检测和自愈控制单元，保证无人机系统及时发现攻击行为并启动修复程序。本发明能够提升干扰影响下攻击检测的精确性和实时性，可解决战略侦察、抗震救灾、环境监测等任务中的无人机抗干扰自愈控制问题。

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： 本发明涉及火箭的姿态控制发动机领域，尤其是涉及一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统。姿态控制装置包括至少两组发动机组；每组发动机组包括第一发动机、第二发动机和第三发动机；第一发动机和第二发动机在同一直线上；第三发动机与第一发动机垂直。姿态控制系统包括推进剂贮箱、换热器、主发动机、缓冲气罐和姿态控制装置；推进剂贮箱内的推进剂通过换热器的一条回路进入主发动机中；主发动机的燃气接口排出的燃气通过换热器的另一条回路进入到缓冲气罐内；缓冲气罐与姿态控制装置连通。本发明能够灵活的控制火箭的姿态，实现俯仰、滚动和偏航功能；能够便于制造和安装；本发明也是系统总质量较轻的最优布局方案。

摘要： 本发明提供了一种卫星姿态控制磁力矩，所述卫星姿态控制磁力矩包括控制电脑、磁力擦写控制电路与永磁型磁体，所述控制电脑用于传输磁矩写入信号与磁矩擦写信号，所述磁力擦写控制电路在接收到磁矩写入信号时对该永磁型磁体写入额定磁矩，并且在接收到磁矩擦写信号时擦除该永磁型磁体的磁性，本发明实施例的卫星姿态控制磁力矩不仅完成姿态控制需要的时间大大减少，同时也更节省能源，更可靠。本发明还提供了一种卫星姿态控制系统及卫星。