姿態(tài)控制

分析了各階段姿態(tài)控制邏輯，對(duì)火箭助推發(fā)射的風(fēng)險(xiǎn)邊界進(jìn)行了研究論證，提出了無人機(jī)發(fā)射過程中調(diào)整火箭助推器的兩種方法，能夠有效提升無人機(jī)火箭助推發(fā)射的安全性，為該類無人機(jī)安全發(fā)射起飛提供理論依據(jù)。關(guān)鍵詞：無人機(jī)；火箭助推發(fā)射；姿態(tài)控制；方法研究1?概述無人機(jī)的起飛方式有很多種，歸納為零長(zhǎng)發(fā)射起飛、彈射起飛、起落架滑跑起飛、載機(jī)空中發(fā)射起飛、容器式發(fā)射起飛、垂直起飛、投擲發(fā)射起飛等類型。比較通用也是比較成功的起飛方法之一是火箭助推發(fā)射起飛，火箭助推發(fā)射一般采用零

。目前常用的姿態(tài)控制軟件設(shè)計(jì)模式主要包括基于模型的設(shè)計(jì)方法[1-4]、基于可復(fù)用技術(shù)的設(shè)計(jì)方法[5-8]等。這些軟件設(shè)計(jì)方法旨在從不同方面縮短軟件開發(fā)周期，提高開發(fā)效率，增強(qiáng)軟件可靠性，但其產(chǎn)生的軟件代碼規(guī)模仍較為龐大，并且設(shè)計(jì)方法較為繁瑣耗時(shí)，靈活性不足。本文在分析現(xiàn)有控制系統(tǒng)飛行軟件功能要求的基礎(chǔ)上發(fā)現(xiàn)，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)框架的諸多優(yōu)點(diǎn)較好地滿足了控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)需求。框架包含了領(lǐng)域內(nèi)常用的概念、公式、算法、模型等內(nèi)容，用戶層一般使用高級(jí)編程語言，后端可以自動(dòng)進(jìn)

;專家系統(tǒng);姿態(tài)控制中圖分類號(hào)：U455.3+9 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1001-5922（2021）02-0192-04在隧道挖掘等大型地下工程中經(jīng)常要用到盾構(gòu)機(jī)?，F(xiàn)階段隧道工程中，土壓平衡盾構(gòu)機(jī)是使用率最高、使用范圍最廣的機(jī)械，其前端加裝的密封土艙具有穩(wěn)定的切削面，在不斷向前掘進(jìn)的過程中，刀盤不斷切削土體，液壓缸同步推進(jìn)，機(jī)身沿著預(yù)定軌跡向前掘進(jìn)。可見，在土壓平衡盾構(gòu)機(jī)的掘進(jìn)過程中，要想實(shí)現(xiàn)掘進(jìn)軌跡與隧道設(shè)計(jì)軸線保持一致，就必須做好盾構(gòu)機(jī)姿態(tài)的精確

F8013;姿態(tài)控制;PID;電機(jī)驅(qū)動(dòng)中圖分類號(hào)：TP242文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1672-9129（2020）13-0077-021引言近年來，兩輪自平衡車因?yàn)閾碛芯G色節(jié)能環(huán)保、方便靈活等多種優(yōu)點(diǎn)因而得到了很大的發(fā)展，如今已經(jīng)有很多關(guān)于這方面的研究以及相關(guān)的成熟產(chǎn)品問世[1-5]?，F(xiàn)實(shí)中，兩輪自平衡小車可看作是一種簡(jiǎn)單的移動(dòng)倒立擺模型，它是一個(gè)多變量、多輸入、強(qiáng)耦合的復(fù)雜控制系統(tǒng)，是自動(dòng)控制研究領(lǐng)域一個(gè)永恒的經(jīng)典課題。兩輪自平衡車的本質(zhì)是一個(gè)自平衡的載

構(gòu)法施工盾構(gòu)姿態(tài)控制是盾構(gòu)法施工重點(diǎn)環(huán)節(jié)，以京津城際延伸線解放路隧道為例，通過結(jié)合實(shí)際施工情況，分析盾構(gòu)施工過程中不同地質(zhì)條件下姿態(tài)控制技術(shù)，并提出一些盾構(gòu)機(jī)的糾偏措施。關(guān)鍵詞：盾構(gòu)施工 ?姿態(tài)控制 ?糾偏1盾構(gòu)姿態(tài)偏差原因盾構(gòu)機(jī)姿態(tài)偏差主要是方向偏差和滾動(dòng)偏差。方向偏差是指盾構(gòu)機(jī)在水平和垂直方向偏離了線路的方向，滾動(dòng)偏差則指盾構(gòu)機(jī)的機(jī)身沿其軸線發(fā)生了旋轉(zhuǎn)。由于隧道通過的巖層軟硬不均、巖層界線變化較大且盾構(gòu)在掘進(jìn)過程中還需要適應(yīng)線路在平面方向和垂直方向的變

;位置控制;姿態(tài)控制0 引言四旋翼飛行器也被稱為四軸飛行器，是一種有4個(gè)螺旋槳的飛行器，其螺旋槳分布分為2種類型，分別為十字型和交叉型。此類飛行器可以靈活地實(shí)現(xiàn)各種飛行模式，如爬升、懸停、滾轉(zhuǎn)、俯仰等。相對(duì)于傳統(tǒng)的固定翼飛行器，四軸飛行器可以實(shí)現(xiàn)更多的飛行動(dòng)作，并且在制作成本、體積以及控制簡(jiǎn)易性上都有無可比擬的優(yōu)勢(shì)。當(dāng)下四軸飛行器成了一個(gè)研究熱點(diǎn)，除了實(shí)驗(yàn)室研究以外，一般的工科大學(xué)生或者電子設(shè)計(jì)愛好者都可以以較低的價(jià)格設(shè)計(jì)完成一個(gè)四軸飛行器。1 坐標(biāo)系的建

光伏清潔; 姿態(tài)控制; STM32; 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)PID; 方向修正; 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證中圖分類號(hào)： TN711?34; TP273 ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號(hào)： 1004?373X（2020）02?0041?04Attitude control of photovoltaic module cleaning device based on neural network PIDWEI Pen

非線性PID姿態(tài)控制，是數(shù)字溝通與信息互動(dòng)的主要形態(tài)，它在無人駕駛飛行器中的應(yīng)用最為常見。基于此，本文結(jié)合四旋翼飛行器設(shè)計(jì)相關(guān)理論，著重對(duì)非線性PID姿態(tài)控制情況進(jìn)行探究，以達(dá)到充分發(fā)揮技術(shù)優(yōu)勢(shì)，促進(jìn)社會(huì)機(jī)械設(shè)備創(chuàng)新開發(fā)的目的。關(guān)鍵詞：四旋翼飛行器;非線性PID;姿態(tài)控制引言：四旋翼飛行器，是現(xiàn)代飛行設(shè)備研究中最具代表的設(shè)備形態(tài)，它具有飛行穩(wěn)定性高、距離遠(yuǎn)等特征。為了對(duì)四旋翼飛行器進(jìn)行更加深入的研究，就應(yīng)該對(duì)設(shè)備控制技術(shù)要點(diǎn)進(jìn)行把握，進(jìn)而形成當(dāng)代飛行技術(shù)探

算法在多旋翼姿態(tài)控制時(shí)因閉環(huán)零點(diǎn)所導(dǎo)致的系統(tǒng)超調(diào)量增加、反應(yīng)速度降低的問題，以六旋翼無人機(jī)為研究平臺(tái)，提出一種時(shí)間加權(quán)絕對(duì)誤差值積分（ITAE）指標(biāo)雙閉環(huán)串聯(lián)?前饋PID姿態(tài)控制算法。結(jié)果表明，在該算法下系統(tǒng)的超調(diào)量[σ]可控制在2%以下，調(diào)節(jié)時(shí)間[ts]控制在0.5 s以內(nèi)，可實(shí)現(xiàn)對(duì)六旋翼無人機(jī)高度、偏航角、仰俯角和滾轉(zhuǎn)角的控制，可保證無人機(jī)系統(tǒng)的穩(wěn)定性且使穩(wěn)態(tài)誤差接近于0。該算法有效解決了傳統(tǒng)PID控制算法在進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)存在的超調(diào)量大、調(diào)節(jié)時(shí)間長(zhǎng)的問

四軸飛行器 姿態(tài)控制 ARM V71 飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)四軸飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)主要由主控制部分、動(dòng)力部分以及航姿測(cè)量三個(gè)部分組成。主控部分的核心是主控制器；動(dòng)力部分主要由給飛行器提供動(dòng)力的電機(jī)以及調(diào)速器構(gòu)成；航姿測(cè)量部分主要由高度測(cè)量模塊與姿態(tài)測(cè)量模塊組成，高低測(cè)量模塊包含氣壓溫度計(jì)，姿態(tài)測(cè)量模塊包含加速度計(jì)、陀螺儀以及磁力計(jì)等。飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)如下圖1所示。圖1 四軸飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)圖2 飛行器坐標(biāo)系建立四軸飛行器的飛行姿

載器再入段的姿態(tài)控制問題，提出一種基于準(zhǔn)連續(xù)高階滑模的控制方法。將姿態(tài)控制系統(tǒng)分為兩個(gè)回路，分別為角度控制回路與角速度控制回路。角度回路作為外回路產(chǎn)生角速度指令，角速度回路作為內(nèi)回路跟蹤外回路產(chǎn)生的角速度控制指令。為了提高系統(tǒng)的魯棒性，對(duì)兩個(gè)回路分別設(shè)計(jì)滑?？刂破?。外回路中設(shè)計(jì)基于低通濾波的終端滑模控制方法，以獲得平滑的控制量作為角速度指令。內(nèi)回路設(shè)計(jì)增加系統(tǒng)相對(duì)階的準(zhǔn)連續(xù)高階滑模方法，使控制律中不直接含有符號(hào)函數(shù)項(xiàng)，保證系統(tǒng)穩(wěn)定的同時(shí)減弱控制器抖振。在具

了算法設(shè)計(jì)與姿態(tài)控制的難度。為了減少四旋翼飛行器飛行過程中不必要的干擾因素和事故率，自主設(shè)計(jì)了四旋翼飛行姿態(tài)測(cè)試平臺(tái)。通過對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行受力分析和動(dòng)態(tài)建模，采用能夠快速穩(wěn)定的雙閉環(huán)串級(jí)PID控制算法設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制器，并使用卡爾曼濾波算法進(jìn)行姿態(tài)估計(jì)，然后分別在Matlab環(huán)境和平臺(tái)上驗(yàn)證了飛行姿態(tài)的穩(wěn)定性。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明了平臺(tái)設(shè)計(jì)的合理性和可行性，是一種有效的四旋翼飛行姿態(tài)測(cè)試平臺(tái)。關(guān)鍵詞：四旋翼飛行器；測(cè)試平臺(tái)；姿態(tài)控制；雙閉環(huán)串級(jí)PID控制；卡爾曼濾波中圖分

模塊化航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行研究。首先建立集成干擾力矩、姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)、姿態(tài)動(dòng)力學(xué)、控制律及飛輪、推力器兩種執(zhí)行機(jī)構(gòu)的Simulink模型，然后應(yīng)用實(shí)時(shí)仿真機(jī)對(duì)模型進(jìn)行仿真。結(jié)果表明：不同執(zhí)行機(jī)構(gòu)的姿態(tài)控制系統(tǒng)能夠完成對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的實(shí)時(shí)控制并且在進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整時(shí)各有優(yōu)勢(shì)，最后以實(shí)時(shí)仿真機(jī)為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)了模塊化航天器顯示系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了模塊化航天器分系統(tǒng)狀態(tài)和運(yùn)行場(chǎng)景可視化。關(guān)鍵詞： 模塊化航天器； 姿態(tài)控制； Simulink； 執(zhí)行機(jī)構(gòu)； 顯示系統(tǒng)； 可視化中圖分類號(hào)：

四軸飛行器的姿態(tài)控制，建立四軸飛行器四元數(shù)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，給出了四元數(shù)微分方程的解析解和數(shù)值解，在此基礎(chǔ)上求解出歐拉角。四軸飛行器采用串級(jí)PID控制算法，以歐拉角作為系統(tǒng)外環(huán)，補(bǔ)償后的角速度作為系統(tǒng)內(nèi)環(huán)。通過Matlab/Simulink仿真，對(duì)比單級(jí)PID控制效果，驗(yàn)證了算法的可靠性。最后，搭建了飛行器試驗(yàn)平臺(tái)，在STM32飛控板上編程實(shí)現(xiàn)算法。實(shí)驗(yàn)證明，該控制系統(tǒng)較單級(jí)PID具有響應(yīng)速度快，超調(diào)量小等優(yōu)點(diǎn)，基本滿足室外飛行要求。關(guān)鍵詞： 四軸飛行器； 四元

；復(fù)合地層；姿態(tài)控制；應(yīng)對(duì)措施Abstract：in view of the composite strata represented by Guangzhou metro，the construction risks such as tool wear，attitude difficult control，mud cake and gushing are analyzed in the composite stratum，and relative mea

執(zhí)行器的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)常見故障問題， 設(shè)計(jì)了一種基于新型級(jí)聯(lián)前饋神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的故障診斷系統(tǒng)。 該系統(tǒng)采用自組織神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練算法， 結(jié)合訓(xùn)練誤差與拓?fù)湫畔ⅲ?優(yōu)化神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)， 提高其泛化性能， 進(jìn)而應(yīng)用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模擬PPT的動(dòng)力學(xué)特性開展故障診斷。 仿真結(jié)果表明， 該訓(xùn)練算法能優(yōu)化網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)， 提升了故障診斷策略的有效性與可靠性。關(guān)鍵詞： 小衛(wèi)星； 姿態(tài)控制； 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)； 故障診斷； 脈沖等離子體推進(jìn)器中圖分類號(hào)： V439+.2文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 16

01）高精度姿態(tài)控制是航天器系統(tǒng)的重要關(guān)鍵技術(shù)之一，在對(duì)地定向與觀測(cè)、交會(huì)對(duì)接、航天器編隊(duì)飛行等多種空間任務(wù)中起到十分重要的作用。近年來，隨著航天器技術(shù)的發(fā)展，出現(xiàn)了多種低成本、模塊化、可快速發(fā)射的新型航天器，如美國(guó)的TacSat系列衛(wèi)星和ORS Sat-1等；同時(shí)，各國(guó)正在爭(zhēng)相發(fā)展結(jié)構(gòu)和功能均比較簡(jiǎn)單的微小型航天器。這些新型航天器質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，具有較少的冗余和備份，一旦姿態(tài)控制執(zhí)行器發(fā)生故障或部分失效，將會(huì)對(duì)航天器的姿態(tài)控制性能造成很大影響，甚至導(dǎo)致

平衡機(jī)器人 姿態(tài)控制 PID算法STM321 引言現(xiàn)代社會(huì)的科技水平不斷提高，機(jī)器人作為科技發(fā)展的產(chǎn)物，在實(shí)際應(yīng)用中極大地提高了生產(chǎn)效率，現(xiàn)在越來越普遍的應(yīng)用的社會(huì)生活的各個(gè)方面。球動(dòng)式平衡機(jī)器人作為輪式機(jī)器人的一種，通過驅(qū)動(dòng)電機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)，球體作為驅(qū)動(dòng)輪在平面上移動(dòng)。由于球體具有全向移動(dòng)的特性，使用此結(jié)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)機(jī)器人的全方位移動(dòng)，在工作范圍極小的空間中也可以靈活運(yùn)動(dòng)。2 系統(tǒng)原理基于MCU的球動(dòng)式平衡機(jī)器人主要由姿態(tài)檢測(cè)部分，驅(qū)動(dòng)模塊，控制中心等組成。工作

，具有良好的姿態(tài)控制、軌跡控制能力，各項(xiàng)性能指標(biāo)符合設(shè)計(jì)要求。關(guān)鍵詞：四旋翼無人機(jī)；PID控制；飛行控制；姿態(tài)控制；軌跡控制中圖分類號(hào)：V279 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2018）34-0105-03Abstract： The four-rotor unmanned aerial vehicle（UAV） is a kind of vertical take-off and landing UAV with simple struct

學(xué)習(xí)控制； 姿態(tài)控制； 軌跡跟蹤中圖分類號(hào)： TN876?34； TP273 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 1004?373X（2017）23?0113?06Abstract： The backstepping control method has dynamic error in the trajectory tracking of the quadrotors， so an indirect iterative learning control （IL

波融合算法；姿態(tài)控制四旋翼飛行器是一種具有4個(gè)呈十字形交叉對(duì)稱的螺旋槳，能夠垂直升降的四旋翼直升機(jī)。它通過飛行控制板控制4個(gè)軸上的無刷電動(dòng)機(jī)帶動(dòng)螺旋槳以不同的速度和方向旋轉(zhuǎn)，從而實(shí)現(xiàn)其垂直、俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)、前后和側(cè)向6自由度的運(yùn)動(dòng)。由于這是一個(gè)4輸入6輸出的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，具有非線性、強(qiáng)耦合、多變量等特點(diǎn)，因此對(duì)控制器的要求較高[1]。1 飛行器控制板的硬件選型與設(shè)計(jì)飛行器控制板采用模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，主要由主控模塊、電源管理模塊、數(shù)據(jù)采集模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)模塊

09運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)和展望張衛(wèi)東1劉玉璽2劉漢兵2丁秀峰2張開寶21. 上海航天技術(shù)研究院，上海201109 2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201109對(duì)國(guó)外運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制技術(shù)發(fā)展進(jìn)行了梳理。根據(jù)國(guó)外運(yùn)載火箭姿控技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)，并結(jié)合國(guó)內(nèi)運(yùn)載火箭的發(fā)展方向，提出了幾種可能應(yīng)用于國(guó)內(nèi)運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制方法，并給出了這幾種姿態(tài)控制技術(shù)的工程實(shí)現(xiàn)方法和途徑。分析表明，這幾種控制方法對(duì)克服火箭參數(shù)不確定性、提高火箭姿控系統(tǒng)的魯棒性具有明顯優(yōu)勢(shì)

連續(xù)化方法及姿態(tài)控制算法研究劉善伍 陳宏宇 張學(xué)鋼上海微小衛(wèi)星工程中心 ,上海 200050對(duì)無陀螺的微小衛(wèi)星，提出了一種僅利用磁強(qiáng)計(jì)、太陽敏感器作為定姿部件的改進(jìn)雙矢量定姿算法，該算法解決了四元數(shù)輸出跳變問題，基于該定姿算法確定的連續(xù)四元數(shù)設(shè)計(jì)了具有濾波功能的衛(wèi)星姿態(tài)控制算法。仿真結(jié)果表明，該算法可保障衛(wèi)星在任意初始狀態(tài)下的姿態(tài)穩(wěn)定，提高了可靠性、安全性，具有良好的工程應(yīng)用前景。 關(guān)鍵詞 姿態(tài)確定；姿態(tài)控制；四元數(shù)；微小衛(wèi)星對(duì)于以中等精度、低成本和小型化

旋翼飛行器；姿態(tài)控制；雙處理器；濾波算法DOIDOI：10.11907/rjdk.162226中圖分類號(hào)：TP319文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)文章編號(hào)：16727800（2017）001004403引言四旋翼飛行器是一個(gè)多傳感器以及眾多子系統(tǒng)（導(dǎo)航、通信、飛行控制等）構(gòu)成的高集成控制系統(tǒng)。近年來，隨著嵌入式處理器、傳感技術(shù)、控制技術(shù)的發(fā)展，尤其是智能控制算法的應(yīng)用，其性能得到了極大提高，在測(cè)控、巡檢等軍事和民用領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[12]，具有極高的研究?jī)r(jià)值和應(yīng)

旋翼飛行器；姿態(tài)控制；雙處理器；濾波算法DOIDOI：10.11907/rjdk.162226中圖分類號(hào)：TP319文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)文章編號(hào)：16727800（2017）001004403引言四旋翼飛行器是一個(gè)多傳感器以及眾多子系統(tǒng)（導(dǎo)航、通信、飛行控制等）構(gòu)成的高集成控制系統(tǒng)。近年來，隨著嵌入式處理器、傳感技術(shù)、控制技術(shù)的發(fā)展，尤其是智能控制算法的應(yīng)用，其性能得到了極大提高，在測(cè)控、巡檢等軍事和民用領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[12]，具有極高的研究?jī)r(jià)值和應(yīng)

?充液航天器姿態(tài)控制研究進(jìn)展史星宇, 齊瑞云(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 江蘇 南京 210016)摘要:首先介紹了充液航天器剛-液耦合動(dòng)力學(xué)建模的研究現(xiàn)狀,以及目前被廣泛使用的等效晃動(dòng)力學(xué)模型的建模方法;其次針對(duì)不同執(zhí)行器的選取,總結(jié)分析了基于李亞普諾夫穩(wěn)定性原理、滑模控制、自適應(yīng)反饋控制等充液航天器抑制液體燃料晃動(dòng)、控制姿態(tài)的方案;最后,對(duì)目前國(guó)內(nèi)充液航天器姿態(tài)控制問題進(jìn)行了總結(jié),并展望了充液航天器未來的研究方向。關(guān)鍵詞:液體燃料; 航天器; 抑制

影響近地衛(wèi)星姿態(tài)控制。首先進(jìn)行對(duì)日定向時(shí)氣動(dòng)干擾力矩分析；接著針對(duì)氣動(dòng)干擾力矩設(shè)計(jì)飛輪補(bǔ)償控制算法，并采取弱偏置措施防止飛輪過零干擾；最后通過仿真驗(yàn)證了干擾力矩補(bǔ)償控制算法的有效性，并可大幅減小磁力矩器磁矩。 關(guān)鍵詞 衛(wèi)星；姿態(tài)控制；零動(dòng)量控制；飛輪；磁力矩器近地空間稀薄大氣不僅會(huì)影響衛(wèi)星軌道，還會(huì)對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)控制產(chǎn)生較大的氣動(dòng)干擾力矩，特別是安裝單翼太陽帆板進(jìn)行二維對(duì)日定向控制的近地衛(wèi)星，如軌道高度200～300km的衛(wèi)星，氣動(dòng)干擾力矩幅值可達(dá)100g·c

。 關(guān)鍵詞 姿態(tài)控制；Hp自適應(yīng)偽譜；二階滑模；振動(dòng)抑制航天器在空間執(zhí)行任務(wù)時(shí)，要求其具有大角度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力，由于太空中各種干擾力矩的存在，及其附件的伸展、質(zhì)量的變化等引起的不確定性因素對(duì)控制算法的魯棒性和抗干擾能力提出了更高的要求。另外，航天器的結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，存在太陽能電池翼等大尺寸撓性附件，由于本身弱阻尼的特點(diǎn)，一旦發(fā)生振動(dòng)很難自行衰減，而撓性附件與剛性主體的耦合作用，很可能導(dǎo)致姿態(tài)失穩(wěn)。美國(guó)發(fā)射的“探險(xiǎn)者1號(hào)衛(wèi)星” 失穩(wěn)后，關(guān)于撓性附件的彈性變形

：撓性衛(wèi)星;姿態(tài)控制;區(qū)域極點(diǎn)配置;觀測(cè)器現(xiàn)代衛(wèi)星由于執(zhí)行任務(wù)復(fù)雜,續(xù)航時(shí)間長(zhǎng),需要在其上安裝太陽能電池板、液體箱等大型附件來滿足能量需求．受運(yùn)載能力限制,這些附件的質(zhì)量應(yīng)盡可能輕,一般選用低剛度的撓性材料制造．這造成了現(xiàn)代衛(wèi)星具有撓性部件眾多、動(dòng)力學(xué)特征復(fù)雜、低頻模態(tài)密集等特點(diǎn),對(duì)高指向精度和高穩(wěn)定度的衛(wèi)星姿態(tài)控制帶來極大挑戰(zhàn),是當(dāng)前姿態(tài)控制領(lǐng)域的一個(gè)難點(diǎn)和熱點(diǎn)問題[1-9]．近年來,撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制已取得了較多的研究成果．管萍等[4]提出了一種輸入輸出

航控制系統(tǒng)和姿態(tài)控制系統(tǒng)。導(dǎo)航控制系統(tǒng)根據(jù)航線信息解算系統(tǒng)控制姿態(tài)角及飛行速度,并把解算結(jié)果交給姿態(tài)控制系統(tǒng),由姿態(tài)控制系統(tǒng)完成實(shí)際飛行器姿態(tài)的控制。通過航線自主飛行仿真對(duì)該方法的可行性進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明,該自主控制架構(gòu)明晰,易于實(shí)際控制系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn),具有實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。關(guān)鍵詞:四旋翼; 自主飛行控制; 導(dǎo)航控制; 姿態(tài)控制0引言四旋翼飛行器由4個(gè)相對(duì)獨(dú)立的無刷電機(jī)驅(qū)動(dòng),是一種由4個(gè)螺旋槳控制的直升機(jī),具有重要的軍事及民用應(yīng)用價(jià)值。它是一種不穩(wěn)定系統(tǒng),其控制

而健美操身體姿態(tài)控制能力的訓(xùn)練是健美操訓(xùn)練所至關(guān)重要的一部分。本文運(yùn)用了邏輯分析法和文獻(xiàn)資料法，就怎樣提高體教專業(yè)健美操專項(xiàng)學(xué)生身體姿態(tài)控制能力訓(xùn)練這一問題，列舉了相應(yīng)方法。體教專業(yè)健美操專項(xiàng)學(xué)生在進(jìn)行健美操訓(xùn)練時(shí)，對(duì)身體姿態(tài)控制能力訓(xùn)練的重視程度、強(qiáng)度、訓(xùn)練力度等還遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠。通過對(duì)身體各個(gè)部位姿態(tài)的訓(xùn)練去提高學(xué)生身體姿態(tài)的控制能力，從而提高體教專業(yè)健美操專項(xiàng)學(xué)生的專項(xiàng)水平。關(guān)鍵詞 體教專業(yè) 健美操 姿態(tài)控制 訓(xùn)練分析一、體教專業(yè)健美操專項(xiàng)學(xué)生身體姿態(tài)控制

方法的非線性姿態(tài)控制器。數(shù)值仿真及分析驗(yàn)證了該控制器可實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)的穩(wěn)定。關(guān)鍵詞：繩系衛(wèi)星；釋放；姿態(tài)控制；Lyapunov函數(shù)空間系繩系統(tǒng)是指利用系繩將2個(gè)或多個(gè)衛(wèi)星相連所形成的系統(tǒng)[1]，可用于清除空間碎片，產(chǎn)生推力，進(jìn)行微重力環(huán)境下的科學(xué)實(shí)驗(yàn)等[2-4]。近50年來，空間系繩系統(tǒng)以其獨(dú)特優(yōu)勢(shì)得到廣泛關(guān)注，許多學(xué)者對(duì)其動(dòng)力學(xué)與控制問題進(jìn)行了廣泛而深入的研究[1,5]。在空間系繩系統(tǒng)整體的動(dòng)力學(xué)與控制的研究領(lǐng)域，一般將繩系衛(wèi)星視為質(zhì)點(diǎn)，忽略其姿態(tài)運(yùn)動(dòng)[6

連續(xù)終端滑模姿態(tài)控制方法王劍穎1, 梁海朝2, 吳限德3, 付秋軍1(1.空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2.北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，北京 100076；3.哈爾濱工程大學(xué) 航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001)摘要：針對(duì)高超聲速飛行器的姿態(tài)控制問題，考慮系統(tǒng)模型不確定性以及外界干擾的影響，基于快速終端滑模設(shè)計(jì)了連續(xù)的姿態(tài)跟蹤控制器。將飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)模型按時(shí)間尺度劃分為快回路和慢回路，其中慢回路的控制器設(shè)計(jì)目標(biāo)是給出期望角速度作為

基于群決策的姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)體系,并給出度量評(píng)價(jià)結(jié)果可靠性的可靠度指標(biāo)。構(gòu)建了基于控制器魯棒性、控制力矩、參數(shù)敏感性、控制器復(fù)雜度和收斂速度的姿態(tài)控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)指標(biāo)體系,采用同時(shí)融合多種賦權(quán)法優(yōu)勢(shì)的有序加權(quán)(ordered weighted averaging, OWA)組合賦權(quán)法確定指標(biāo)權(quán)重,給出一種群組專家參與的區(qū)間型姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)方法,并定義了基于區(qū)間分析的評(píng)價(jià)結(jié)果可靠度定量描述指標(biāo)。實(shí)例分析了航天器總體設(shè)計(jì)過程中的姿態(tài)穩(wěn)定控制器擇優(yōu)評(píng)價(jià)過

器自適應(yīng)反演姿態(tài)控制馬正華,張倩倩,陳嵐萍(常州大學(xué) 信息科學(xué)與工程學(xué)院，江蘇 常州 213164)摘要：為了解決四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的姿態(tài)穩(wěn)定控制問題，首先根據(jù)牛頓第二定律和歐拉方程建立了四旋翼飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)模型,并針對(duì)姿態(tài)控制問題對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化，然后把姿態(tài)控制系統(tǒng)分成3個(gè)二階子系統(tǒng)，運(yùn)用反演法對(duì)各個(gè)子系統(tǒng)分別設(shè)計(jì)，進(jìn)一步運(yùn)用自適應(yīng)控制律引入積分項(xiàng)，補(bǔ)償由模型簡(jiǎn)化引起的模型誤差，從而提高系統(tǒng)對(duì)外部擾動(dòng)和系統(tǒng)模型不確定性的魯棒性。最后通過Matlab仿真驗(yàn)證

控制在無人機(jī)姿態(tài)控制中的應(yīng)用王彥龍1,楊喆2,陳陽1(1.中國(guó)科學(xué)院 長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長(zhǎng)春130033； 2.北京理工大學(xué)，北京100010)摘要：針對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)耦合較強(qiáng)、難以建立精確模型的特點(diǎn)，以舵偏角為輸入量，以姿態(tài)角為輸出量，建立了無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)的特征模型；分別采用線性和非線性黃金分割控制方法設(shè)計(jì)了無人機(jī)姿態(tài)控制律并進(jìn)行了仿真試驗(yàn)；仿真結(jié)果表明：采用線性和非線性黃金分割設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制系統(tǒng)穩(wěn)定，無穩(wěn)態(tài)誤差，能夠滿足無人機(jī)姿態(tài)控制精度要

詞：?jiǎn)巫o(hù)盾；姿態(tài)控制；控制措施DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2015.24.095TBM使隧道連續(xù)開挖續(xù)掘進(jìn)成為現(xiàn)實(shí)，在施工時(shí)具有掘進(jìn)速度快、效率高和安全風(fēng)險(xiǎn)小的特征。單護(hù)盾TBM多用于軟巖、破碎地層，在隧道施工時(shí)，由于隧道的距離比較長(zhǎng)，地質(zhì)條件復(fù)雜，設(shè)備掘進(jìn)姿態(tài)難以控制導(dǎo)致隧道掘進(jìn)的質(zhì)量很難得到保證。因此在隧道施工時(shí)，應(yīng)合理分析工程情況，選取正確的掘進(jìn)參數(shù)，利用有效的方法對(duì)TBM掘進(jìn)姿態(tài)進(jìn)行控制。1 工程概況重慶軌道交通五號(hào)

產(chǎn)生的誤差。姿態(tài)控制將當(dāng)前姿態(tài)與目標(biāo)姿態(tài)的姿態(tài)誤差反饋到PD控制器來實(shí)現(xiàn)想要的目標(biāo)姿態(tài)。姿態(tài)估計(jì)中用到的梯度下降算法通過四元數(shù)對(duì)應(yīng)的歐拉角的均方誤差驗(yàn)證，靜態(tài)均方誤差小于0.945°。實(shí)際的飛行測(cè)試可以實(shí)現(xiàn)一個(gè)穩(wěn)定的飛行，同時(shí)驗(yàn)證了姿態(tài)控制算法。關(guān)鍵詞： 四軸無人機(jī)； 四元數(shù)； 姿態(tài)估計(jì)； 姿態(tài)控制中圖分類號(hào)： TN967?34 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 1004?373X（2015）11?0112?05Attitude estimation and

PID橫滾姿態(tài)控制器，設(shè)計(jì)了灰色PID控制算法，以達(dá)到抑制和消除橫滾的目的。仿真結(jié)果表明，灰色預(yù)測(cè)PID算法操舵平滑，控制速度快，魯棒性和環(huán)境適應(yīng)能力更好，完全能勝任AUV橫滾姿態(tài)控制的要求。關(guān)鍵詞： 水下航行器； 橫向滾動(dòng)控制； 灰色PID控制； 姿態(tài)控制中圖分類號(hào)： TN108+.4?34 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 1004?373X（2015）01?0100?03Abstract： According to the characteristic

0001)?姿態(tài)控制中的散開現(xiàn)象何朕,王廣雄(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院,黑龍江 哈爾濱 150001)摘要:對(duì)散開現(xiàn)象提出了一種新的解釋,并對(duì)姿態(tài)控制提出了一種新的PD型控制。實(shí)際應(yīng)用中常用四元數(shù)來表示一剛體運(yùn)動(dòng)的姿態(tài)?？墒撬脑獢?shù)的狀態(tài)空間S3對(duì)姿態(tài)集合SO(3)是雙重覆疊的,即每一個(gè)姿態(tài)對(duì)應(yīng)兩個(gè)不同的四元數(shù)向量。這樣,當(dāng)采用四元數(shù)來進(jìn)行反饋控制時(shí),四元數(shù)的非唯一性會(huì)在q∈S3和-q∈S3的鄰域分別形成一個(gè)吸引域和一個(gè)排斥域,從而導(dǎo)致了姿態(tài)控制的散開現(xiàn)象。

的單腿機(jī)器人姿態(tài)控制*侯文琦，王劍，韋慶，馬宏緒(國(guó)防科技大學(xué) 機(jī)電工程與自動(dòng)化學(xué)院，湖南 長(zhǎng)沙410073)摘要：為了使Acrobot(Acrobat類型的單腿機(jī)器人)在運(yùn)動(dòng)過程中相對(duì)地面沒有滑動(dòng)，設(shè)計(jì)了基于接觸力控制的姿態(tài)控制系統(tǒng)，將水平方向接觸力作為內(nèi)環(huán)的控制對(duì)象并限制其大小，使其總能滿足摩擦錐的約束，從而保證在小腿姿態(tài)角的跟蹤過程中足與地面間不會(huì)產(chǎn)生滑動(dòng)。在Acrobot的直立姿態(tài)處，對(duì)其動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行線性化，并得到驅(qū)動(dòng)力矩—水平接觸力—質(zhì)心水平位

程中，上面級(jí)姿態(tài)控制力對(duì)分離兩體間隙影響較為顯著，在分離設(shè)計(jì)過程中必須開展姿控與分離聯(lián)合仿真；基于多學(xué)科CAD/CAE分析工具聯(lián)合建模與仿真，研究了運(yùn)載火箭姿控與分離聯(lián)合仿真建模方法與仿真流程，實(shí)現(xiàn)了運(yùn)載火箭分離與姿控快速建模，以及三維可視化分離仿真，為分離過程精確預(yù)示與仿真分析提供了有力支撐。關(guān)鍵詞：分離；姿態(tài)控制；聯(lián)合仿真本文引用格式：張健,翟章明，周一磊，等.運(yùn)載火箭分離與姿控聯(lián)合仿真方法研究[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2015(12):14-17.Cit

的再入飛行器姿態(tài)控制詹 韜，梅金平，鄭 旭（北京控制與電子技術(shù)研究所，北京100038）摘 要：針對(duì)飛行器再入姿態(tài)控制系統(tǒng)受到較大干擾力矩時(shí)，采用目前工程上常用的“前饋＋PID”控制方法難以獲得理想控制精度的問題，提出了采用自抗擾控制技術(shù)進(jìn)行再入姿態(tài)控制的方法。首先利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)前饋項(xiàng)沒有完全補(bǔ)償?shù)氖Ｓ囡w行器角加速度進(jìn)行估計(jì)并加以補(bǔ)償，使得作用在飛行器上的力矩接近于平衡狀態(tài)，并采用PD控制器進(jìn)行誤差反饋控制，給出了飛行器再入姿態(tài)自抗擾控制律，并在頻率

滑模的飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)周連文 李芳華上海航天控制技術(shù)研究所, 上海 200233針對(duì)飛行器在大姿態(tài)角飛行時(shí)系統(tǒng)存在的非線性、耦合和不確定性因素，提出了自適應(yīng)模糊滑模的控制方法來設(shè)計(jì)飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)。采用模糊逼近的方法對(duì)姿態(tài)控制系統(tǒng)的不確定性進(jìn)行補(bǔ)償，并在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了自適應(yīng)模糊滑模解耦控制器。推導(dǎo)了系統(tǒng)的控制律和參數(shù)自適應(yīng)律，并基于李亞普諾夫函數(shù)證明了該控制方法可保證閉環(huán)系統(tǒng)的全局穩(wěn)定，最后通過數(shù)值仿真驗(yàn)證了本文提出方法的有效性。 關(guān)鍵詞 飛行器

術(shù)，從航天器姿態(tài)控制的角度設(shè)計(jì)了一種魯棒自適應(yīng)協(xié)同控制器，該控制器容許模塊存在轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定及受空間攝動(dòng)干擾等因素，利用模塊間無線通信將主模塊的狀態(tài)信息引入從模塊控制器中，從而實(shí)現(xiàn)了主從模塊協(xié)同虛擬對(duì)接。采用修正的羅德里格斯參數(shù)描述模塊的姿態(tài)，將虛擬對(duì)接的姿態(tài)控制分為2個(gè)過程，分別給出每個(gè)過程期望姿態(tài)的解算方法。將轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性和空間攝動(dòng)干擾作為整體分析，利用滑?？刂扑枷敕謩e為主從模塊設(shè)計(jì)了魯棒自適應(yīng)控制器，并基于Lyapunov穩(wěn)定性理論給出控制器的穩(wěn)