飞行器姿态控制开题报告ppt.
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FXQ-4航天器姿态控制系统的组成与分类ppt课件
(3)固定式星跟踪器：这种跟踪器的敏感头相对航 天器固定，在一定的视场内具有搜索和跟踪能力，例如 采用析像管电子扫描和CCD器件成像。
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1．狭缝式星敏感器
这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描。当 星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘 时，星光就被检测敏感到。若信号超过设置的门限位， 电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现。在焦平面码 盘上的狭缝如图4.10(b)所示，测量星光通过第一条狭缝 的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航 天器的自旋速度，计算得出姿态信息。
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4.1.6 磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏 感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。 由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型 事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之 对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。
磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计 和量子磁强计两种。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至
少要采用两个接收天线，其间矩为d，称为基线长度，如
图4．14所示。当天线与地面距离比基线长度d大得多时，
有如下关系式： cos 2d
(4．2)
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式
(接4·收2信)可号见的，相2 位d 差是预，先便确可定确的定，方因向此角只要。测同出样两，个如天线果
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28
目前应用较多的是感应式磁强计，它是建立在法拉
第磁感应定律的基础上的。感应式磁强计分为搜索线圈 式磁强计和磁通门磁强计两种类型。
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4.1.7 射频敏感器
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1．狭缝式星敏感器
这种星敏感器利用航天器自旋对天体进行扫描。当 星光通过光学系统到达并穿过位于焦平面上的狭缝码盘 时，星光就被检测敏感到。若信号超过设置的门限位， 电子装置便产生一个脉冲来表示星的出现。在焦平面码 盘上的狭缝如图4.10(b)所示，测量星光通过第一条狭缝 的时间和经过两个狭缝之间的时间然后结合星历表和航 天器的自旋速度，计算得出姿态信息。
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4.1.6 磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏 感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。 由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型 事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之 对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。
磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计 和量子磁强计两种。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至
少要采用两个接收天线，其间矩为d，称为基线长度，如
图4．14所示。当天线与地面距离比基线长度d大得多时，
有如下关系式： cos 2d
(4．2)
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式
(接4·收2信)可号见的，相2 位d 差是预，先便确可定确的定，方因向此角只要。测同出样两，个如天线果
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目前应用较多的是感应式磁强计，它是建立在法拉
第磁感应定律的基础上的。感应式磁强计分为搜索线圈 式磁强计和磁通门磁强计两种类型。
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4.1.7 射频敏感器
自动飞行控制系统PPT课件
远前方的大。若迎面气流速度逐渐增大，则翼面上流速的最大值也会增大，该处的温度则要降低，因而音
速也降低。当迎面气流的速度达到某一值时,翼面上最大速度处的流速等于当地音速，此时我们把远前方的
迎面气流速度 与远前方的空气音速
M
之
cr
比 ，定义为该机的临界马赫数
。
a
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V
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Mcr
第二节 空气动力学的基本知识
路；其作用是稳定与控制飞机姿态。 • 控制（制导）回路：由稳定回路加上飞机轨迹反馈元件、放大计算装置组成飞机轨迹自动驾驶仪，并与飞
机形成的回路；其作用是稳定与控制飞机轨迹。
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第8页/共92页
第一章 飞行原理
• 飞机控制系统的核心问题是研究由控制系统和飞行器组成的闭合回路的静、动态性能，为此必须建立控制 系统和飞行器的数学模型，其形式可以是微分方程、传递函数或状态空间表达式等。
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第4页/共92页
第一节 飞行器的自动飞行
二、控制面 1、控制飞行器的目的是改变飞行器的姿态或空间位置，并在受干扰情况下保持飞行器的
姿态或位置。因而必须对飞行器施加力和(或)力矩，飞行器则按牛顿力学定律产生运动。 2、作用于飞行器而与控制有关的力和力矩主要是偏转控制面（即操纵面）产生的空气动
力和力矩。一般飞机有三个控制面：升降舵、方向舵和副翼。 3、由于航空技术的发展，仅靠改善飞机的气动布局和发动机的性能难以达到对飞机性能
V a
19
Vmax a
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第二节 空气动力学的基本知识
• 飞机飞行速度的范围划分如下：
• 飞行马赫数 为飞行速度与远前方空气音速之比，
时为低速飞行；
为亚音速飞行；
飞机飞行控制课件
特点：智能化、自动化、高 精度、高可靠性
应用场景：无人机在军事、 农业、物流、救援等领域的 应用
发展趋势：智能化、网络化、 小型化、低成本化
航天飞行控制系统
航天飞行控制系 统是飞机飞行控 制系统的重要组 成部分
航天飞行控制系 统主要用于控制 航天器的姿态、 轨道和速度
航天飞行控制系 统可以保证航天 器在太空中的稳 定飞行和精确定 位
计算机技术
飞行控制计算机： 负责处理飞行控 制指令和传感器 数据
飞行控制算法： 实现飞行控制功 能，如姿态控制、 导航控制等
传感器技术：提供 飞行状态和外部环 境信息，如加速度 计、陀螺仪等
通信技术：实现飞 行控制计算机与传 感器、执行器之间 的数据传输和通信
导航技术
惯性导航系统（INS）：利用陀 螺仪和加速度计等传感器测量飞 机的加速度和角速度，计算飞机 的位置和姿态。
法规限制：技术创新需要遵守相关法规 和标准，确保产品的合法性和安全性
合作与交流：加强与行业内外的合作 与交流，共同应对技术创新的挑战和 应对策略
安全保障的挑战和应对策略
挑战：飞机飞行控制系统的安全性要求 越来越高
应对策略：加强飞机飞行控制系统的测 试和验证，确保系统的稳定性和可靠性
应对策略：加强飞机飞行控制系统的安 全性设计，提高系统的可靠性和稳定性
早期的飞行控制系统20世纪源自，飞机开始使用 机械式飞行控制系统，如操 纵杆、舵面等
20世纪30年代，飞机开始 使用液压式飞行控制系统，
提高了控制精度和稳定性
19世纪末，莱特兄弟发明 了飞机，开启了飞行控制系 统的发展历程
20世纪50年代，飞机开始 使用电动式飞行控制系统，
实现了自动化控制
现代的飞行控制系统
《飞行操纵系统》课件
THANKS
感谢观看
飞行员通过Байду номын сангаас纵杆、脚蹬等输入装置 ，将控制指令传递给飞行操纵系统， 以改变飞机的飞行姿态和轨迹。
它包括主操纵系统和辅助操纵系统， 主操纵系统包括升降舵、方向舵和副 翼，辅助操纵系统包括襟翼、缝翼和 起落架收放机构等。
飞行操纵系统的动力学基础
飞行操纵系统的动力学基础包 括空气动力学和飞行力学。
空气动力学是研究气体流动和 物体在气体中运动的科学，它 为飞行操纵系统的设计和性能 提供了理论基础。
分类
根据飞行器类型和设计需求的不同，飞行操纵系统有多种分类方式。例如，按照传力介质的不同，可以分为机械 式操纵系统、液压式操纵系统和电气式操纵系统等；按照控制方式的不同，可以分为助力操纵系统和主动控制系 统等。
发展历程与趋势
发展历程
飞行操纵系统的发展经历了多个阶段，从早期的机械操纵系统到现代的电传操纵系统和 主动控制系统。随着科技的不断进步，飞行操纵系统的性能和安全性得到了极大的提升
权限管理与安全认证
限制飞行员对系统的操作权限，防止误操作或 恶意干扰。
自适应容错控制
在系统发生故障时，自动调整控制策略，降低故障对飞行安全的影响。
05
飞行操纵系统的应用与案例分析
飞行操纵系统在无人机中的应用
1 2 3
无人机飞行操纵系统概述
无人机飞行操纵系统是无人机控制的重要组成部 分，负责无人机的起飞、巡航、降落等操作。
飞行操纵系统的传感器
01
02
03
04
角位移传感器
检测飞行员的操纵角度，转换 为电信号。
力矩传感器
检测飞行员施加在操纵杆上的 力矩，转换为电信号。
侧杆传感器
飞行操纵ppt课件
传动杆 摇臂 导向滑轮
❖ 软式传动机构
钢索 滑轮 扇型轮/扇型摇臂 松紧螺套 钢索张力补偿器
传动机构特点比较
类型 优点
软式 构造简单
传动 尺寸较小
机构
重量较轻 比较容易绕过机内设备
硬式 刚度较大
传动
铰接点用滚珠轴承减小摩 擦力，并消除间隙
机构 具有较佳的操纵灵敏度
缺点
刚度较小 弹性间隙 操纵灵敏度差 钢索在滑轮处容易磨损
构造复杂 重量加大 难于“绕”过机内设备 易与发动机发生共振
混合 兼有硬式和软式的优点和缺点
钢索
只承受拉力，不能承受压力 用两根钢索构成回路，以保证舵面能在两
个相反的方向偏转
钢索构造和规格
❖ 规格型号
❖
7×7
股数
❖
7×19
钢丝数
钢索构造和规格
❖ 类型
碳钢、不锈钢
❖ 尺寸
1/16到3/8英寸 名义直径相同的钢索，股数越多，它的柔性越好；
❖ 变松将发生弹性间隙，过 紧将产生附加摩擦
❖ 钢索张力补偿器的功用是 保持钢索的正确张力
1.传动杆
硬式传动机构中的操纵力由传动杆传递，传动杆 可承受拉力和压力
传动杆的刚度较大 可调接头
❖调整接头端部有检查小孔，把传动杆调长时，接头螺 杆的末端不应超过小孔的位置
失效形式——失稳
2. 摇臂
❖材料：硬铝 ❖特点：在连接处装有轴承 ❖分类：单摇臂/双摇臂/复摇臂
方向舵操纵钢索
脚蹬
脚蹬位置调整
手操纵机构与脚操纵机构的匹配
驾驶杆
驾驶盘
平 平放式脚蹬为了取得较大的
放 操纵力臂，两脚蹬之间距离 式 较大
脚 蹬
与左右活动范围较大的驾驶 杆配合使用
❖ 软式传动机构
钢索 滑轮 扇型轮/扇型摇臂 松紧螺套 钢索张力补偿器
传动机构特点比较
类型 优点
软式 构造简单
传动 尺寸较小
机构
重量较轻 比较容易绕过机内设备
硬式 刚度较大
传动
铰接点用滚珠轴承减小摩 擦力，并消除间隙
机构 具有较佳的操纵灵敏度
缺点
刚度较小 弹性间隙 操纵灵敏度差 钢索在滑轮处容易磨损
构造复杂 重量加大 难于“绕”过机内设备 易与发动机发生共振
混合 兼有硬式和软式的优点和缺点
钢索
只承受拉力，不能承受压力 用两根钢索构成回路，以保证舵面能在两
个相反的方向偏转
钢索构造和规格
❖ 规格型号
❖
7×7
股数
❖
7×19
钢丝数
钢索构造和规格
❖ 类型
碳钢、不锈钢
❖ 尺寸
1/16到3/8英寸 名义直径相同的钢索，股数越多，它的柔性越好；
❖ 变松将发生弹性间隙，过 紧将产生附加摩擦
❖ 钢索张力补偿器的功用是 保持钢索的正确张力
1.传动杆
硬式传动机构中的操纵力由传动杆传递，传动杆 可承受拉力和压力
传动杆的刚度较大 可调接头
❖调整接头端部有检查小孔，把传动杆调长时，接头螺 杆的末端不应超过小孔的位置
失效形式——失稳
2. 摇臂
❖材料：硬铝 ❖特点：在连接处装有轴承 ❖分类：单摇臂/双摇臂/复摇臂
方向舵操纵钢索
脚蹬
脚蹬位置调整
手操纵机构与脚操纵机构的匹配
驾驶杆
驾驶盘
平 平放式脚蹬为了取得较大的
放 操纵力臂，两脚蹬之间距离 式 较大
脚 蹬
与左右活动范围较大的驾驶 杆配合使用
四轴飞行器开题报告ppt
2.附加功能添加，是提高作品实际利用价值。
1.基本功能的完善，达到稳定飞行。
2.附加功能添加，是提高作品实际利用价值。
课题：关于ARM的四轴飞行器研究 班级：BG1001 主讲人：后涛 组员：刘光华
姿态数据采集及演算
无线通讯频率，距离 及通讯质量的保证
姿态数据采集及演算
选用串口6轴加速度计/ 陀螺MPU6050模块 采用nrf24l01+改善版 选用STC90c516RD+
选用串口6轴加速度计/ 陀螺MPU6050模块 无线通讯的频率，距 离，质量的保证
1.基本功能的完善，达到稳定飞行。
制作设计
问题解疑
2 课设计划
2 课设计划
无线 通讯
遥控 采集 附加 功能
姿态 采集
PID 控制
2 课设计划
无线 通讯
遥控 采集 附加 功能
姿态 采集
PID 控制
2 课设计划
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现阶段作品展示
四 问题预测 解决办法
无线通讯频率，距离 及通讯质量的保证
实用
Practical
器 飞 器 行 飞
博学笃行 明德至善
1
组内分工
刘光华：飞行器姿态控制理论研究 后涛：遥控器，飞行器软硬件制作 主要负责飞行器空中姿态 主要负责软硬件的选择调试 调整原理以及PID参数的 选定，调试
课设选题
资料搜集
方案确立 制作设计 问题解疑
2 课设计划
课设选题 资料搜集 方案确立
课题：关于ARM的四轴飞行器研究 班级：BG1001 主讲人：后涛 组员：刘光华
飞行器姿态控制实验
❖ 注：LED灯起始灯号为24号灯，LED变化速率为1秒 （应不小于最小值1秒）。可以看到左边的坐标轴中会 显示当前摄像机返回的图像，可以看见目标点。坐标图 像显示区域则显示目标实时位置，观察图中曲线走势， 绿色为俯仰角度，红色为偏航角度。
❖ 12、在控制方式选择模块中对靶标进行设置。点击“靶 标移动”按钮，选择靶标移动状态。靶标顺时针方向旋 转，靶标转动速度设定在1度每秒（不超过最大值15度 每秒）。点击“LED”按钮，再点击“开始跟踪”按钮， 系统开始遵循控制方案跟踪目标点运动。
❖10、点击 LED变化 ，点击“靶标移动”按钮， 选择靶标静止状态。点击“开始跟踪”按钮， 程序将跟踪LED变化，始终保持点亮的LED灯 位于图像的中心位置。
实验步骤
❖ 11、在控制方式选择模块中对LED灯进行设置，在LED 框输入任意一要点亮的灯号（1—48），比如“3”号灯， 点击“LED”按钮，3号灯就被点亮。再点击“开始跟踪” 按钮，系统开始遵循控制方案让转台跟踪目标点运动。
实验步骤
主界面
实验步骤
❖ 点击“运动DEMO”按钮就可以进入该实验的控 制界面
实验步骤
❖ 7、各个实验每次实验前都需要先初始化。主界面的左 上角菜单项包括FILE和TOOL。TOOL子菜单用来初始 化系统硬件，点击TOOL菜单，按照顺序依次单击：运 动控制卡初始化；视频摄像头初始化；LED灯初始化。
解除急停，按下启动按钮。半旋转按下控制箱前面板的 系统上强电按钮（右边红色按钮），此时红色指示灯亮， 然后按下电机上伺服按钮（下边绿色按钮），此时绿色 指示灯亮。
❖ 5、启动计算机，运行MATLAB软件，在 C:\MATLAB7\work\Reinovo_Matlab下，点击运行 Reinovo_PT.fig，则弹出控制界面图
❖ 12、在控制方式选择模块中对靶标进行设置。点击“靶 标移动”按钮，选择靶标移动状态。靶标顺时针方向旋 转，靶标转动速度设定在1度每秒（不超过最大值15度 每秒）。点击“LED”按钮，再点击“开始跟踪”按钮， 系统开始遵循控制方案跟踪目标点运动。
❖10、点击 LED变化 ，点击“靶标移动”按钮， 选择靶标静止状态。点击“开始跟踪”按钮， 程序将跟踪LED变化，始终保持点亮的LED灯 位于图像的中心位置。
实验步骤
❖ 11、在控制方式选择模块中对LED灯进行设置，在LED 框输入任意一要点亮的灯号（1—48），比如“3”号灯， 点击“LED”按钮，3号灯就被点亮。再点击“开始跟踪” 按钮，系统开始遵循控制方案让转台跟踪目标点运动。
实验步骤
主界面
实验步骤
❖ 点击“运动DEMO”按钮就可以进入该实验的控 制界面
实验步骤
❖ 7、各个实验每次实验前都需要先初始化。主界面的左 上角菜单项包括FILE和TOOL。TOOL子菜单用来初始 化系统硬件，点击TOOL菜单，按照顺序依次单击：运 动控制卡初始化；视频摄像头初始化；LED灯初始化。
解除急停，按下启动按钮。半旋转按下控制箱前面板的 系统上强电按钮（右边红色按钮），此时红色指示灯亮， 然后按下电机上伺服按钮（下边绿色按钮），此时绿色 指示灯亮。
❖ 5、启动计算机，运行MATLAB软件，在 C:\MATLAB7\work\Reinovo_Matlab下，点击运行 Reinovo_PT.fig，则弹出控制界面图
太空飞行器姿态控制技术研究
太空飞行器姿态控制技术研究随着人类科技的不断发展，太空飞行器已经成为了人类探索宇宙的重要手段。
太空飞行器在航天工程中扮演着重要的角色，而姿态控制技术则是太空飞行器不能离开的关键技术之一。
姿态控制是指太空飞行器在太空中正确的引导和控制方向以避免坠毁或者失控，保障太空飞行器的正常工作。
太空飞行器姿态控制技术研究是一门基础研究，涉及空间制导、航天控制论、航天航行动力学、现代控制理论等方面的研究。
小节一：姿态控制系统基本构成太空飞行器姿态控制系统构成分为姿态传感器、执行器、控制器等几个方面。
姿态传感器用于获取太空飞行器的运动状态，执行器用于执行控制指令，控制器则是整个系统控制的核心。
姿态传感器决定了姿态控制系统的精度和准确度，是太空飞行器姿态控制系统的基础。
姿态传感器的种类有很多，主要分为光学传感器、陀螺传感器、加速度传感器及磁力传感器等。
执行器是太空飞行器姿态控制的执行机构，通过对控制信号的执行产生控制力矩，使太空飞行器发生姿态变化，完成姿态控制。
目前主流的执行器是反应轮和气动控制器，通过适当的控制策略可以完成太空飞行器的姿态控制。
控制器是整个姿态控制系统的心脏，通过对姿态传感器反馈的信息进行处理并产生控制指令，使太空飞行器达到预设的姿态。
控制策略有许多种，目前主要有基于PID控制器和模型预测控制器两种。
小节二：姿态控制系统的控制策略目前太空飞行器姿态控制的主要策略有PID控制策略和模型预测控制策略两种。
PID控制策略是一种常用的传统控制策略，其设计简单直观，具有广泛的应用和良好的控制效果。
PID控制器通过比例、积分和微分三个的控制环节实现姿态控制。
该算法在许多工业、化工等领域得到广泛应用，但是在复杂的姿态控制系统中受到了诸多限制。
模型预测控制策略是一种先进的控制策略，该算法通过建立模型来预测未来的系统发展，并将控制目标与模型预测值进行比较，从而产生控制信号。
该算法具有良好的控制效果，特别是在复杂系统控制中表现得尤为突出。
飞行器姿态控制开题报告ppt.
设理论上拦截器弹体坐标系中安装在尾部的六个姿态控制发动机所需提供的滚转偏航俯仰推力分别为部的六个姿态控制发动机所需提供的滚转偏航俯仰推力分别为txctyctxctyc和和tzctzc实际实际txctyctxctyc和和tzctzc中中为了避免发动机频繁地开关机为了避免发动机频繁地开关机可选取一组开关机门限可选取一组开关机门限tonton和和tofftoff式中n1n1和和n2n2为比例系数为比例系数且且n1n2n1n2可以在兼顾姿态控制发可以在兼顾姿态控制发动机开关机次数和控制精度的基础上选择合适的值
速度坐标系ox3y3z3的原点O取在导弹的质心上；ox3轴与导弹 质心的速度矢量V重合；oy3轴位于弹体对称面内于ox3轴垂直，指 向上为正；oz3轴垂直于oz3y3平面，其方向按右手直角坐标系确 定。此坐标系与弹体固连，也是一种动坐标系。 绕质心转动的动力学和运动学简化模型为：
t Jx Jy Jz x J z J y z y M x t y J x J z x z M y t z J y J x y x M z t
大气层内飞行器姿态控制规律 设计与仿真
导师
航天学院控制科学与工程系 自动化专业 106******** 张**
1.研究背景
• 经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹
到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星 探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控 制系统， 飞行器在空间的运动是十分复杂的。同样，在飞行器研究 领域，世界范围内的所有飞行器的研究人员共同追求着飞行器的四个 控制目标：第一，增加飞行器的可控性；第二，使航天器控制更容易 达到航空器控制的水平；第三，提供更易使用于飞行器控制的算法； 第四，增加飞行器的安全性。这些目标的实现同样也离不开它的姿态 控制系统。可见飞行器姿态控制在飞行器系统中的重要作用。
速度坐标系ox3y3z3的原点O取在导弹的质心上；ox3轴与导弹 质心的速度矢量V重合；oy3轴位于弹体对称面内于ox3轴垂直，指 向上为正；oz3轴垂直于oz3y3平面，其方向按右手直角坐标系确 定。此坐标系与弹体固连，也是一种动坐标系。 绕质心转动的动力学和运动学简化模型为：
t Jx Jy Jz x J z J y z y M x t y J x J z x z M y t z J y J x y x M z t
大气层内飞行器姿态控制规律 设计与仿真
导师
航天学院控制科学与工程系 自动化专业 106******** 张**
1.研究背景
• 经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹
到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星 探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控 制系统， 飞行器在空间的运动是十分复杂的。同样，在飞行器研究 领域，世界范围内的所有飞行器的研究人员共同追求着飞行器的四个 控制目标：第一，增加飞行器的可控性；第二，使航天器控制更容易 达到航空器控制的水平；第三，提供更易使用于飞行器控制的算法； 第四，增加飞行器的安全性。这些目标的实现同样也离不开它的姿态 控制系统。可见飞行器姿态控制在飞行器系统中的重要作用。
四旋翼飞行器控制系统ppt课件
7
四旋翼飞行器的6种 基本运动状态
8
9
总体结构
电池
电调1 电调2 电调3 电调4
传感器
飞行控制板
10
电机1 电机2 电机3 电机4
无线传输模块
控制系统电源
四旋翼飞行器采用3.7伏 锂电池供电，用1sUSB充 电器给锂电池进行充电。
11
飞行控制板
四旋翼飞行控制板计划采用STM32作 为主控制器，STM32是一款基于ARM的 32位MCU的闪存、USB、CAN、7个16 位定时器、两个ADC和9个通信接口的芯片。 STM32丰富的片上资源可满足各类传感器 通讯需求，与传统飞行控制器相比，大大的 降低了开发成本，节约了资源。是一款非常 适合本项目开发使用的单片机。
12
无线通信模块
无限通信模块采用2.4G无线收发 模块nRF24L01来实现四旋翼飞行器 与遥控器之间信息的交互，实现遥控 器对四旋翼飞行器的操控，遥控器用 一块1S锂电池经升压板输出9伏电压 作为电源。
13
传感器
为实现四旋翼飞行器的人工智能，除采用传 统的6轴传感器MPU6050，我们将尝试用超声 波传感器，红外传感器，增加摄像头，用DSP芯 片进行数据处理实现自动壁障，加入电压传感器， 实现对电源的实时监控，加入了GPS全球卫星定 位系统使其拥有了自动导航等功能，在本系统的 基础上，我们还将添加电子罗盘，将偏航角引入 到导航计算中，从而使飞行器的飞行路线更加精 确与稳定。
14
程序流程图
开始 系统初始化 接受解码遥控信号 设置相应飞行参数
3ms中断？
进行短周期数据融合 数据采集次数=160xn？
进行长周期数据融合 控制量输出
采集传感器数据
15
四旋翼飞行器的6种 基本运动状态
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总体结构
电池
电调1 电调2 电调3 电调4
传感器
飞行控制板
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电机1 电机2 电机3 电机4
无线传输模块
控制系统电源
四旋翼飞行器采用3.7伏 锂电池供电，用1sUSB充 电器给锂电池进行充电。
11
飞行控制板
四旋翼飞行控制板计划采用STM32作 为主控制器，STM32是一款基于ARM的 32位MCU的闪存、USB、CAN、7个16 位定时器、两个ADC和9个通信接口的芯片。 STM32丰富的片上资源可满足各类传感器 通讯需求，与传统飞行控制器相比，大大的 降低了开发成本，节约了资源。是一款非常 适合本项目开发使用的单片机。
12
无线通信模块
无限通信模块采用2.4G无线收发 模块nRF24L01来实现四旋翼飞行器 与遥控器之间信息的交互，实现遥控 器对四旋翼飞行器的操控，遥控器用 一块1S锂电池经升压板输出9伏电压 作为电源。
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传感器
为实现四旋翼飞行器的人工智能，除采用传 统的6轴传感器MPU6050，我们将尝试用超声 波传感器，红外传感器，增加摄像头，用DSP芯 片进行数据处理实现自动壁障，加入电压传感器， 实现对电源的实时监控，加入了GPS全球卫星定 位系统使其拥有了自动导航等功能，在本系统的 基础上，我们还将添加电子罗盘，将偏航角引入 到导航计算中，从而使飞行器的飞行路线更加精 确与稳定。
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程序流程图
开始 系统初始化 接受解码遥控信号 设置相应飞行参数
3ms中断？
进行短周期数据融合 数据采集次数=160xn？
进行长周期数据融合 控制量输出
采集传感器数据
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一种通用微型飞行控制器设计的开题报告
一种通用微型飞行控制器设计的开题报告
1. 研究背景
在无人机技术的高速发展中，微型飞控作为无人机控制系统的核心组成部分，起着重要作用。
然而，市场上的微型飞控器不具有通用性，需要不同的飞机型号配备不同的控制器。
因此，在此背景下，设计一种通用微型飞行控制器变得尤为重要。
2. 研究内容
本项目旨在设计一种通用微型飞行控制器，具有以下研究内容：
（1）选取合适的处理器和传感器，保证控制器的稳定性和精度；
（2）开发适合通用化的控制算法，在不同的飞机型号中，能够精确控制飞行姿态和运动；
（3）设计用户友好的控制面板和调试界面，方便使用和调整参数；
（4）针对现有微型飞控在飞行过程中常见的问题，进行改进。
3. 研究方法
本项目将采用如下研究方法：
（1）文献综述：对市场上已有的微型飞控器进行研究和分析，摸清其优点与不足之处，为设计提供依据；
（2）硬件设计：选定处理器、传感器等元器件，并进行硬件电路设计，确保其在功能上满足设计要求；
（3）软件设计：针对不同类型的飞机，编写通用控制算法，并进行软件编程；
（4）调试和测试：对设计完成的微型飞行控制器进行调试和测试，验证其稳定性和精确性，并针对不足进行改进。
4. 预期成果
通过本项目的研究，预期实现以下成果：
（1）设计出一种性能稳定、使用灵活、坚固耐用的通用微型飞行控制器；
（2）解决市场上微型飞控器互不兼容的问题，为用户提供更加便利的解决方案；
（3）提高微型飞行器控制技术的水平，为无人机技术的发展做出贡献。
航天器主动姿态稳定系统PPT课件
继电系统的稳定状态是极限环自振荡。在这种系 统的设计中，重要的是选择自振荡频率和振幅，即极 限环参数，使它们最佳地满足精度和能量消耗的要求。
喷气控制最适合于抵消具有常值分量的扰动力矩， 即非周期性扰动力矩，例如气动扰动力矩。这种情况 正是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点。
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6.2 喷气姿态稳定系统的非线性控制
)，
如图6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振
荡)。
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具有死区特性的相平面运动
第18页/共89页
对于给定的理想情况，自振荡周期可以按下述方
法求得。运动方程 0
对应于自振荡循环的直线段；而 A
对应于抛物线段。
在初始条件 1, 1
情况下对上述方程
进行积分，对于整个abcd段. ，有
(6.14b)
M sgn(U ) U (1 h)1或sgn(UU ) 0
系0
统
框
图
见
图
6U. 1 0 。1或图s中gnk(为UU微)
分 0系
数
，
θ
c
为
给
定
的姿态角。
第21页/共89页
第22页/共89页
当θc=0时，系统由初始条件逐渐向里收敛，最后停留在
一个稳定振荡上面，即为极限环(见图6.11)。显然该控 制系统也是稳定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取决于超 前网络参数k的大小。过渡过程的最大角度超调发生在点 “2”处，从分析式(6.12)得知，发生在处，其大小可以 表示为
研究非线性控制系统常用的分析方法是相平面图解 法和描述函数法。相平面是由姿态角和角速度所组成 的平面，相平面图解法就是研 究系统在相平面中的运动轨迹 。这种方法对于研究较简单的 低阶非线性系统具有简单和直 观的优点。在相平面上可以研 究过渡过程时间、超调量、极 限环等主要姿态控制性能指标。
喷气控制最适合于抵消具有常值分量的扰动力矩， 即非周期性扰动力矩，例如气动扰动力矩。这种情况 正是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点。
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6.2 喷气姿态稳定系统的非线性控制
)，
如图6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振
荡)。
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具有死区特性的相平面运动
第18页/共89页
对于给定的理想情况，自振荡周期可以按下述方
法求得。运动方程 0
对应于自振荡循环的直线段；而 A
对应于抛物线段。
在初始条件 1, 1
情况下对上述方程
进行积分，对于整个abcd段. ，有
(6.14b)
M sgn(U ) U (1 h)1或sgn(UU ) 0
系0
统
框
图
见
图
6U. 1 0 。1或图s中gnk(为UU微)
分 0系
数
，
θ
c
为
给
定
的姿态角。
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当θc=0时，系统由初始条件逐渐向里收敛，最后停留在
一个稳定振荡上面，即为极限环(见图6.11)。显然该控 制系统也是稳定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取决于超 前网络参数k的大小。过渡过程的最大角度超调发生在点 “2”处，从分析式(6.12)得知，发生在处，其大小可以 表示为
研究非线性控制系统常用的分析方法是相平面图解 法和描述函数法。相平面是由姿态角和角速度所组成 的平面，相平面图解法就是研 究系统在相平面中的运动轨迹 。这种方法对于研究较简单的 低阶非线性系统具有简单和直 观的优点。在相平面上可以研 究过渡过程时间、超调量、极 限环等主要姿态控制性能指标。
飞行器姿态测量系统设计开题报告
下位机上位机
图2系统软件整体结构框图
(1)微控制器的初始化
STM32是一个32位的单片机，为姿态测量系统的应用提供了丰富的外设资源，为了使控制器能够进行正常的工作，需要先对其进行一些必要的硬件设备初始化，包括时钟的配置、通用GPIO的设置、串口的设置、DMA的配置、中断管理模块的配置、SPI接口模块的配置和定时器的配置等，其中，STM32芯片上所有的片上外设都需要手动设置时钟。
图1总体设计框架
三、实现方案
1硬件设计
飞行器姿态测量系统分为姿态测量模块和数据接收模块。姿态测量模块固连在飞行器上，主要包括微控制器及外围电路部分、传感器模块、稳压电源电路和无线数据传输模块。该姿态测量模块首先定时采集传感器模块组中的陀螺仪和加速度计的输出信号，以便获得三维空间中的角速度矢量和加速度矢量。MPU6050通过IIC接口电路将已是数字量的陀螺仪和加速度信号直接输入到STM32处理器内。微处理器接收到传感器信号后，在内部对数据进行数据融合滤波处理以及姿态解算后，将最终得到的航向角、俯仰角和横滚角等姿态信息通过无线发射模块发送到数据接收模块。姿态接收数据接收模块硬件部分主要包括微控制器及外围电路部分、稳压电源电路和无线接收模块，数据接收模块收到姿态测量模块发来的姿态数据后，通过串口将其输出到计算机上的上位机上，实时显示当前飞行器的姿态信息。
四、参考文献
[1]刘武发，龚振邦.基于磁阻和MEMS加速度传感器的电子罗盘设计及应用[J].兵工学报，2008，06：2441-2444.
[2]杨续伟.基于微惯性组合的嵌入式航姿参考系统研究[D].上海交通大学，2012.
[3]陈宇捷.基于MEMS的微小型嵌入式航姿参考系统研究[D].上海交通大学，2009.
1
查阅资料
图2系统软件整体结构框图
(1)微控制器的初始化
STM32是一个32位的单片机，为姿态测量系统的应用提供了丰富的外设资源，为了使控制器能够进行正常的工作，需要先对其进行一些必要的硬件设备初始化，包括时钟的配置、通用GPIO的设置、串口的设置、DMA的配置、中断管理模块的配置、SPI接口模块的配置和定时器的配置等，其中，STM32芯片上所有的片上外设都需要手动设置时钟。
图1总体设计框架
三、实现方案
1硬件设计
飞行器姿态测量系统分为姿态测量模块和数据接收模块。姿态测量模块固连在飞行器上，主要包括微控制器及外围电路部分、传感器模块、稳压电源电路和无线数据传输模块。该姿态测量模块首先定时采集传感器模块组中的陀螺仪和加速度计的输出信号，以便获得三维空间中的角速度矢量和加速度矢量。MPU6050通过IIC接口电路将已是数字量的陀螺仪和加速度信号直接输入到STM32处理器内。微处理器接收到传感器信号后，在内部对数据进行数据融合滤波处理以及姿态解算后，将最终得到的航向角、俯仰角和横滚角等姿态信息通过无线发射模块发送到数据接收模块。姿态接收数据接收模块硬件部分主要包括微控制器及外围电路部分、稳压电源电路和无线接收模块，数据接收模块收到姿态测量模块发来的姿态数据后，通过串口将其输出到计算机上的上位机上，实时显示当前飞行器的姿态信息。
四、参考文献
[1]刘武发，龚振邦.基于磁阻和MEMS加速度传感器的电子罗盘设计及应用[J].兵工学报，2008，06：2441-2444.
[2]杨续伟.基于微惯性组合的嵌入式航姿参考系统研究[D].上海交通大学，2012.
[3]陈宇捷.基于MEMS的微小型嵌入式航姿参考系统研究[D].上海交通大学，2009.
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式中n1和n2为比例系数,且n1,n2∈（0, 1 ）,可以在兼顾姿态控制发 动机开关机次数和控制精度的基础上选择合适的值。
• 姿态控制律的设计:在本文中应用的姿态控制方法为PD控制。PID控制
器是包含了比例，积分，微分控制于一体的经典控制方法。比例环节 用于提高系统的响应时间，减小系统的稳态误差；积分环节用于提高 系统型别，消除稳态误差，由于积分环节的加入，将会使控制系统的 频带变窄，从而影响系统的快速性。微分环节为系统提供阻尼，加强 系统的稳定性，同时使频带变宽，本质上相当于超前环节，加快系统 的响应速度。综上可知，对于对精度及快速性要求较高的姿态控制系 统，属于运动控制系统，适合于采用PD控制，此时既可以很好的满足 性能要求。 • PD控制模型为：
速度坐标系ox3y3z3的原点O取在导弹的质心上；ox3轴与导弹 质心的速度矢量V重合；oy3轴位于弹体对称面内于ox3轴垂直，指 向上为正；oz3轴垂直于oz3y3平面，其方向按右手直角坐标系确 定。此坐标系与弹体固连，也是一种动坐标系。 绕质心转动的动力学和运动学简化模型为：
t Jx Jy Jz x J z J y z y M x t y J x J z x z M y t z J y J x y x M z t
大气层内飞行器姿态控制规律 设计与仿真
导师
航天学院控制科学与工程系 自动化专业 106******** 张**
1.研究背景
• 经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹
到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星 探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控 制系统， 飞行器在空间的运动是十分复杂的。同样，在飞行器研究 领域，世界范围内的所有飞行器的研究人员共同追求着飞行器的四个 控制目标：第一，增加飞行器的可控性；第二，使航天器控制更容易 达到航空器控制的水平；第三，提供更易使用于飞行器控制的算法； 第四，增加飞行器的安全性。这些目标的实现同样也离不开它的姿态 控制系统。可见飞行器姿态控制在飞行器系统中的重要作用。
4.研究的目的和意义
• 为了实现大气层内飞行器的姿态稳定控制，需要
对飞行器的姿态控制方法进行分析和研究。
控制目的是使拦截器姿态角满足系统允许的误差要求
5.研究内容
• 1．建立大气层内飞行器绕质心动力学方程、
绕质心运动学方程、姿态发动机推力方程。 • 2. 设计姿态控制规律，可用输入信息包括： 弹体三个姿态角、姿态角速度；输出信息 为：姿态控制发动机的开关信息。 • 3. 编写计算机仿真程序进行仿真验证。
6.目前完成的主要工作
坐标系定义： 地面坐标系Axyz是与地球表面固连的坐标系。坐标系原点A通 常选取在导弹发射点上（严格的说，应取在发射瞬间是导弹的质心 上）；Ax轴指向可以是任意的，对于地面目标而言，Ax轴通常是弹 道面与水平面交线，指向目标为正；Ay轴沿垂线向上，Az轴与其他 两轴垂直并构成右手坐标系。地面坐标系相对地球是静止的，他随 地球自转为旋转。研究时可将其视为惯性坐标系。 弹体坐标系ox1y1z1的原点O取在导弹的质心上（此处把质心 当作惯性中心）；ox1轴与弹体纵轴重合，指向头部为正；oy1轴位 于弹体纵向对称面内于ox1轴垂直，指向上为正；oz1轴垂直于 ox1y1平面，方向按右手直角坐标系确定。弹体坐标系与弹体固连 ，是一种动坐标系。
• 姿态控制发动机的推力模型：设理论上拦截器弹体坐标系中安装在尾
部的六个姿态控制发动机所需提供的滚转、偏航、俯仰推力分别为 Txc,Tyc和 Tzc，实际Txc,Tyc和Tzc中,为了避免发动机频繁地开关机, 可选取一组开关机门限Ton和 Toff
Ton n1Tmax
Toff n2Tmax
3.研究对象 ：大气层内的飞行器
主要研究大气层外拦截器的姿态控制
1 ＃,3 ＃为滚转发动机；2 ＃和5 ＃为俯仰发动机；3 ＃ 和6 ＃为偏航发动机。Ox1y1z1为弹体坐标系
本文研究的大气层内飞行器姿态控制执行 机构是安装在飞行器尾部的6个自控发动机， 通过对飞行器的姿态控制规律进行设计， 控制姿态发动机的开关工作状态，使飞行 器姿态在系统允许的误差范围内，从而达 到飞行器姿态控制的目的。
x tan ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ y cos z sin
y cos z sin t cos x sin z cos t
式中Jx,Jy,Jz分别为拦截器相对于弹体坐标系3 个轴的转动惯量, ωx， ωy ， ωz 分别为弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在弹体坐标系 3 个轴上的分量; Mx， My， Mz 分别为作用在拦截器弹体坐标系3 个轴上 分别是滚转角、 偏航角和俯仰角。 的控制力矩; γ， ψ，
2.国内外在该方向的研究现状
目前，国内外实际应用在飞行器上的姿态控制技术大多为PID控 制，部分飞行器也使用了描述函数法、最优控制技术等控制方法。虽 然当前在飞行器姿态控制中，新的控制方法的应用较少，但是由于应 用任务的需求，对飞行器的性能和精度要求不断提高，有关新的控制 方法在飞行器姿态控制的应用一直受到人们的关注。下面就列举几种 国内外讨论比较多的控制方法。变结构控制、鲁棒控制方法、自适应 控制方法、最优控制方法和智能控制方法。
t0 s G k p kd t1s 1
7.技术要求
• 要求设计的姿态控制规律能够在允许时间
内使飞行器姿态角误差满足系统精度要求， 即 0.1。
初始状态： x=z=0m,y=20km,Vx=1300m/s,Vy=900m/s,Vz=0m/s,m=85kg( 飞行器总质量)，Jx=o.43kg.m2,Jy=Jz=2.58kg.m2(忽略质量变化 引起的转动惯量改变)， 20。 ， 0。 ， 5。 ， 0。/ s
• 姿态控制律的设计:在本文中应用的姿态控制方法为PD控制。PID控制
器是包含了比例，积分，微分控制于一体的经典控制方法。比例环节 用于提高系统的响应时间，减小系统的稳态误差；积分环节用于提高 系统型别，消除稳态误差，由于积分环节的加入，将会使控制系统的 频带变窄，从而影响系统的快速性。微分环节为系统提供阻尼，加强 系统的稳定性，同时使频带变宽，本质上相当于超前环节，加快系统 的响应速度。综上可知，对于对精度及快速性要求较高的姿态控制系 统，属于运动控制系统，适合于采用PD控制，此时既可以很好的满足 性能要求。 • PD控制模型为：
速度坐标系ox3y3z3的原点O取在导弹的质心上；ox3轴与导弹 质心的速度矢量V重合；oy3轴位于弹体对称面内于ox3轴垂直，指 向上为正；oz3轴垂直于oz3y3平面，其方向按右手直角坐标系确 定。此坐标系与弹体固连，也是一种动坐标系。 绕质心转动的动力学和运动学简化模型为：
t Jx Jy Jz x J z J y z y M x t y J x J z x z M y t z J y J x y x M z t
大气层内飞行器姿态控制规律 设计与仿真
导师
航天学院控制科学与工程系 自动化专业 106******** 张**
1.研究背景
• 经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹
到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星 探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控 制系统， 飞行器在空间的运动是十分复杂的。同样，在飞行器研究 领域，世界范围内的所有飞行器的研究人员共同追求着飞行器的四个 控制目标：第一，增加飞行器的可控性；第二，使航天器控制更容易 达到航空器控制的水平；第三，提供更易使用于飞行器控制的算法； 第四，增加飞行器的安全性。这些目标的实现同样也离不开它的姿态 控制系统。可见飞行器姿态控制在飞行器系统中的重要作用。
4.研究的目的和意义
• 为了实现大气层内飞行器的姿态稳定控制，需要
对飞行器的姿态控制方法进行分析和研究。
控制目的是使拦截器姿态角满足系统允许的误差要求
5.研究内容
• 1．建立大气层内飞行器绕质心动力学方程、
绕质心运动学方程、姿态发动机推力方程。 • 2. 设计姿态控制规律，可用输入信息包括： 弹体三个姿态角、姿态角速度；输出信息 为：姿态控制发动机的开关信息。 • 3. 编写计算机仿真程序进行仿真验证。
6.目前完成的主要工作
坐标系定义： 地面坐标系Axyz是与地球表面固连的坐标系。坐标系原点A通 常选取在导弹发射点上（严格的说，应取在发射瞬间是导弹的质心 上）；Ax轴指向可以是任意的，对于地面目标而言，Ax轴通常是弹 道面与水平面交线，指向目标为正；Ay轴沿垂线向上，Az轴与其他 两轴垂直并构成右手坐标系。地面坐标系相对地球是静止的，他随 地球自转为旋转。研究时可将其视为惯性坐标系。 弹体坐标系ox1y1z1的原点O取在导弹的质心上（此处把质心 当作惯性中心）；ox1轴与弹体纵轴重合，指向头部为正；oy1轴位 于弹体纵向对称面内于ox1轴垂直，指向上为正；oz1轴垂直于 ox1y1平面，方向按右手直角坐标系确定。弹体坐标系与弹体固连 ，是一种动坐标系。
• 姿态控制发动机的推力模型：设理论上拦截器弹体坐标系中安装在尾
部的六个姿态控制发动机所需提供的滚转、偏航、俯仰推力分别为 Txc,Tyc和 Tzc，实际Txc,Tyc和Tzc中,为了避免发动机频繁地开关机, 可选取一组开关机门限Ton和 Toff
Ton n1Tmax
Toff n2Tmax
3.研究对象 ：大气层内的飞行器
主要研究大气层外拦截器的姿态控制
1 ＃,3 ＃为滚转发动机；2 ＃和5 ＃为俯仰发动机；3 ＃ 和6 ＃为偏航发动机。Ox1y1z1为弹体坐标系
本文研究的大气层内飞行器姿态控制执行 机构是安装在飞行器尾部的6个自控发动机， 通过对飞行器的姿态控制规律进行设计， 控制姿态发动机的开关工作状态，使飞行 器姿态在系统允许的误差范围内，从而达 到飞行器姿态控制的目的。
x tan ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ y cos z sin
y cos z sin t cos x sin z cos t
式中Jx,Jy,Jz分别为拦截器相对于弹体坐标系3 个轴的转动惯量, ωx， ωy ， ωz 分别为弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在弹体坐标系 3 个轴上的分量; Mx， My， Mz 分别为作用在拦截器弹体坐标系3 个轴上 分别是滚转角、 偏航角和俯仰角。 的控制力矩; γ， ψ，
2.国内外在该方向的研究现状
目前，国内外实际应用在飞行器上的姿态控制技术大多为PID控 制，部分飞行器也使用了描述函数法、最优控制技术等控制方法。虽 然当前在飞行器姿态控制中，新的控制方法的应用较少，但是由于应 用任务的需求，对飞行器的性能和精度要求不断提高，有关新的控制 方法在飞行器姿态控制的应用一直受到人们的关注。下面就列举几种 国内外讨论比较多的控制方法。变结构控制、鲁棒控制方法、自适应 控制方法、最优控制方法和智能控制方法。
t0 s G k p kd t1s 1
7.技术要求
• 要求设计的姿态控制规律能够在允许时间
内使飞行器姿态角误差满足系统精度要求， 即 0.1。
初始状态： x=z=0m,y=20km,Vx=1300m/s,Vy=900m/s,Vz=0m/s,m=85kg( 飞行器总质量)，Jx=o.43kg.m2,Jy=Jz=2.58kg.m2(忽略质量变化 引起的转动惯量改变)， 20。 ， 0。 ， 5。 ， 0。/ s