空间飞行器控制设计准则思维导图
空间飞行器总体设计
第一章—绪论1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表2.航天器的分类？答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。
其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：图 1 航天器系统设计的层次关系图(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能②电源分系统：向航天器各系统供电③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。
、⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全5.航天器的特点及其设计的特点？答：航天器的特点有5个，(1).系统整体性；(2).系统层次性；(3).航天器经受的环境条件：运载器环境、外层空间环境、返回环境；(4).航天器的高度自动化性质；(5).航天器长寿面高可靠性。
飞行器的控制原理与设计
飞行器的控制原理与设计飞行器是现代科技的杰出成果之一，它们的使用涉及到空中交通、科学探索和军事领域等多个方面。
在空中飞行过程中，飞行器的控制起着至关重要的作用。
控制系统的设计与运作，直接关系到飞行器的性能和安全。
本文将介绍飞行器的控制原理与设计。
一、飞行器的控制飞行器的控制分为四个方面：身体稳定、姿态控制、航向调节和飞行路径设计。
飞行器的身体稳定保证其沿着某一方向稳定飞行，避免滚转、俯仰和偏航等失控情况的发生。
姿态控制则是指飞行器在空中的姿态调节。
航向调节是指飞行器按照既定航线方向飞行，不受中途变化的干扰。
飞行路径设计则是为了实现一定的航线规划，既保证飞行安全，又能实现既定任务。
二、飞行器控制系统飞行器控制系统基本包括三个部分：传感器、控制器和执行器。
传感器用于测量飞行器的状态和环境状况，将这些数据传递给控制器。
控制器根据传感器提供的数据进行决策，并通过执行器控制飞行器。
控制器的决策可以通过预设的算法，进行人工编程或者智能学习仿真得到。
执行器可以是飞行器的各种部件，例如引擎、螺旋桨、气动舵面和喷射口等。
三、控制器设计控制器是飞行器控制系统的核心，如何设计一个有效的控制器是一个非常重要的问题。
针对不同类型的飞行器和控制任务，可采用不同的控制器策略，例如PID控制、模型预测控制、逆向控制等。
其中，PID控制是最常见和基础的控制器策略。
该策略基于误差信号，通过比例、积分和微分三个参数的组合作用，调节控制器的输出，维持飞行器状态。
四、传感器设计传感器是飞行器控制系统中不可或缺的部分。
传感器的设计需要兼顾精度、稳定性和可靠性。
飞行器的传感器通常会有加速度传感器、陀螺仪、气压计等多种类型，可测量位置、速度和加速度等参数。
此外，传感器的信号处理和滤波也是一个重要的问题，以保证传感器提供的数据具有可靠性和准确性。
五、执行器设计随着技术的发展，执行器的种类和设计不断丰富。
目前，常用的执行器包括各种类型的马达、气动舵面、喷嘴等。
空间飞行器设计第7讲
射程控制即要使该偏差函数
L(tk)0
当满足时，发出关机指令，结束动力飞行段。
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制导方式
显式制导——对控制泛函连续测量和比较；计算 量大。
摄动制导——只在关机点前进行测量、计算。又 称小偏差条件下的线性化方法。
火箭实际飞行中会偏离射面或在射面内偏离 预定轨道，故需作横向控制。
H H [ V ( t k )a ( t , k ) t k ] , H [ V ( t k )a ( t ,k ) t k ] ,
3
控制系统功能：
① 控制运载火箭的质心在设计的轨道平面 内按预定的轨道飞行，并根据设计的飞行位 移和飞行速度及时关闭发动机，保证运载火 箭入轨精度；
② 克服种种干扰影响，控制运载火箭绕质 心运动的姿态角（俯仰、偏航、滚转）偏差 在允许范围内，使火箭保持稳定飞行；
4
控制系统功能(contd.)
③ 对箭上设备供、配电和对各种自动装置实 施预定飞行时序的配电控制；
在该陀螺稳定平台上分别沿东向和北向装在该陀螺稳定平台上分别沿东向和北向装两个加速度计两个加速度计aaeeaann用以测量飞行器东西向和用以测量飞行器东西向和南北向的加速度南北向的加速度aaee惯性导航原理图惯性导航原理图18对加速度信号对加速度信号aaeenn作一次积分得相应的作一次积分得相应的飞行器速度分量飞行器速度分量对所得的速度对所得的速度vveenn再次积分得相应的飞再次积分得相应的飞行器位置变化量
导 引 信 号
关机信号
推力 控制
箭体(弹体)
关机指令 控制力矩
执行 机构
图7.1 火箭控制系统结构框图
8
惯性制导(inertial guidance)的测量仪表主要 应用惯性仪表测量箭体的运动参数;
飞行器自动控制导论_第四章 纵向运动
第四章 纵向运动 4.1 纵向运动线性化方程前面推导出来的线性化的纵向方程组重写如下：⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎨⎧∆+∆=∆-+∆+-∆-∆+∆=∆-+-∆--+∆-∆+∆=∆+∆-∆-T e q w w u T e qw w u T e w u T e T e T e M M dt d M dt d w M dt d M u M Z Z g dt d Z u w Z dt d Z u Z X X g w X u X dt dδδθδδθθδδθθδδδδδδ)()(]sin )[())1[()cos ()(22000 （4.1-1）其中e δ∆和T δ∆分别是空气动力控制项和推力控制项。
在工程实践中，力的导数q Z 和w Z 通常被忽略，因为它们对飞机响应的贡献非常小。
考虑到q ∆=∆θ，上面方程改写为状态空间的形式，得 ⎥⎦⎤⎢⎣⎡∆∆⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡+++⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡+++-=⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆T e w w w q ww w u w u wu w u T T ee Te Te Z M M Z M M Z Z X X q w u u M M Z M M Z M M u Z Z g X X q w uδδθθδδδδδδδδ0001000000（4.1-2）如果写成η B x A x+= 则有u w x q θ∆⎡⎤⎢⎥∆⎢⎥=⎢⎥∆⎢⎥∆⎣⎦，⎥⎦⎤⎢⎣⎡∆∆=T e δδη （4.1-3）⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡+++-=01000000u M M Z M M Z M M u Z Z g X X A w q ww w u w u wu w u （4.1-4） ⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡++=00T TTeTe Z M M Z M M Z Z X X B w w δδδδδδδδ （4.1-5）矩阵中力和力矩的导数已经分别除以飞机的质量和惯性矩。
飞行器设计和控制
飞行器设计和控制随着科技的发展，人类追求空中旅行的梦想终于实现。
从最早的飞行原理的发现，到现在各种类型的飞行器的不断发展，飞行器设计和控制技术已经成为现代科技中不可或缺的一部分。
一、飞行器设计技术1.1 飞行器的基本构造飞行器的设计可以从飞行器的基本构造入手。
无论是固定翼飞机、直升机、多旋翼无人机还是其他类型的飞行器，它们都由机身、机翼或控制面以及发动机、舵机等组成。
机身是飞行器的主体部分，通常由一系列的型材和板材组成。
机翼或控制面是飞行器的主要控制部分，用于改变飞行器的俯仰、滚转和偏航等状态。
发动机和舵机则是飞行器的动力和控制来源。
1.2 飞行器的气动性能飞行器的气动性能包括飞行器的升力、阻力、稳定性等。
设计一个好的气动形态能够使飞行器具有更好的飞行性能，如更强的上升能力、更快的速度以及更稳定的飞行状态。
1.3 工程计算和优化设计工程计算和优化设计是飞行器设计中的重要环节。
它们能够确保设计的飞行器在理论上能够满足既定的飞行性能要求。
同时，在进行工程计算和优化设计时，还需考虑到飞行器的重量、成本等因素。
二、飞行器控制技术2.1 飞行器控制系统飞行器控制系统是飞行器的核心部分，负责控制飞行器的每一个运动状态。
通常包括飞行器的传感器、信号处理器、控制执行器以及自动控制系统。
传感器用于收集飞行器的运动、位置和状态等信息。
信号处理器可以对传感器收集的信息进行处理和判断。
控制执行器指的是控制面、发动机、舵机等运动输出设备，用于控制飞行器的运动状态。
自动控制系统则是负责将传感器收集到的信息通过信号处理器进行标准化处理，并产生相应的控制指令，实现对飞行器的自动控制。
2.2 飞行器的姿态控制和运动控制掌握姿态控制和运动控制是实现飞行器精确控制的关键。
姿态控制是指控制飞行器的姿态，如纵滚转等。
姿态控制通常需要依靠控制面以及配合自动控制系统使用，可以通过调整控制面的角度来实现控制飞行器的姿态。
运动控制通常是指控制飞行器的位置、方向或者速度等。
飞行器控制导论第二章飞行力学基础1
第二章飞行力学基础2.1 飞行器空间运动的表示、飞行器操纵机构、稳定性和操纵性的概念2.1.1常用坐标系1)地面坐标系(地轴系)(Earth-surface reference frame）Sg-og xgygzg原点og 取自地面上某一点（例如飞机起飞点）。
ogxg轴处于地平面内并指向某方向（如指向飞行航线）；og yg轴也在地平面内并指向右方；ogzg轴垂直地面指向地心。
坐标按右手定则规定，拇指代表og xg轴，食指代表ogyg轴，中指代表o g zg轴，如图2-1所示。
2）机体坐标系（体轴系）(Aircraft-body coordinate frame)Sb-oxyz 原点o取在飞机质心处，坐标与飞机固连。
Ox与飞机机身的设计轴线平行，且处于飞机对称平面内；oy轴垂直于飞机对称平面指向右方；oz轴在飞机对称平面内；且垂直于ox轴指向下方（参看图2.1-1）。
发动机推力一般按机体坐标系给出。
3）速度坐标系(Wind coordinate frame)Sa-oxa y aza速度坐标系也称气流坐标系。
原点取在飞机质心处，oxa轴与飞行速度V的方向一致。
一般情况下，V不一定在飞机对称平面内。
oza 轴在飞机对称面内垂x图2.1-1 机体坐标系与地面坐标系直于ox a 轴指向机腹。
oy a 轴垂直于x a oz a 轴平面指向右方,如图2.1-2所示。
作用在飞机上的气动力一般按速度坐标系给出。
4）航迹坐标系(Path coordinate frame)Sk-ox k y k z k原点取在飞机质心处，ox k 轴与飞机速度V 的方向一致。
oz k 轴在包含ox k 轴的铅垂面内，向下为正；oy k 轴垂直于x k oz k 轴平面指向右方。
研究飞行器的飞行轨迹时，采用航迹坐标系可使运动方程形式较简单。
2.1.2 飞机的运动参数 1）飞机的姿态角 1.俯仰角θ(Pitch angle)机体轴ox 与地平面间的夹角。
飞行器控制导论第二章飞行力学基础1
第二章飞行力学基础2.1 飞行器空间运动的表示、飞行器操纵机构、稳定性和操纵性的概念2.1.1常用坐标系1)地面坐标系(地轴系)(Earth-surface reference frame）Sg-og xgygzg原点og 取自地面上某一点（例如飞机起飞点）。
ogxg轴处于地平面内并指向某方向（如指向飞行航线）；og yg轴也在地平面内并指向右方；ogzg轴垂直地面指向地心。
坐标按右手定则规定，拇指代表og xg轴，食指代表ogyg轴，中指代表o g zg轴，如图2-1所示。
2）机体坐标系（体轴系）(Aircraft-body coordinate frame)Sb-oxyz 原点o取在飞机质心处，坐标与飞机固连。
Ox与飞机机身的设计轴线平行，且处于飞机对称平面内；oy轴垂直于飞机对称平面指向右方；oz轴在飞机对称平面内；且垂直于ox轴指向下方（参看图2.1-1）。
发动机推力一般按机体坐标系给出。
3）速度坐标系(Wind coordinate frame)Sa-oxa y aza速度坐标系也称气流坐标系。
原点取在飞机质心处，oxa轴与飞行速度V的方向一致。
一般情况下，V不一定在飞机对称平面内。
oza 轴在飞机对称面内垂x图2.1-1 机体坐标系与地面坐标系直于ox a 轴指向机腹。
oy a 轴垂直于x a oz a 轴平面指向右方,如图2.1-2所示。
作用在飞机上的气动力一般按速度坐标系给出。
4）航迹坐标系(Path coordinate frame)Sk-ox k y k z k原点取在飞机质心处，ox k 轴与飞机速度V 的方向一致。
oz k 轴在包含ox k 轴的铅垂面内，向下为正；oy k 轴垂直于x k oz k 轴平面指向右方。
研究飞行器的飞行轨迹时，采用航迹坐标系可使运动方程形式较简单。
2.1.2 飞机的运动参数 1）飞机的姿态角 1.俯仰角θ(Pitch angle)机体轴ox 与地平面间的夹角。
飞行器导航、制导与控制-12典型飞行控制规律
解耦控制系统结构
所谓解耦控制系统，就是采用某种结构，寻找合适 的控制规律来消除系统种各控制回路之间的相互耦合关 系，使每一个输入只控制相应的一个输出，每一个输出 又只受到一个控制的作用。
u -
解耦控制器
待解耦系统
y
典型的解耦控制系统结构示意图
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飞行控制系统解耦要求
• 飞机在飞行中我们感兴趣的输出量是俯仰角、水平位 置和高度，控制输入变量是三个机翼的偏转。 • 三个输出量之间有耦合，如果要同时操纵三个输入量 并成功地控制飞机，要求驾驶员有相当高的技巧。 • 如果系统实现了解耦，就为驾驶员提供了三个独立的 高稳定性的子系统，从而可以独立地调整其俯仰角、水 平位置和高度。
• u0为偏差 e=0 时的控制器输出, 又称为稳态工作点。
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数字PID控制算法
采样周期T与控制周期Tc 模拟PID调节规律的离散化
• 在控制器的采样时刻 t=kT时
t
k
edt Te( j)
0
j0
de e(k) e(k 1)
dt
T
因此，PID的数字算式为
u(k )
Kc
e(k )
H∞控制的基本提法：最优敏感性，即干扰在输 出上影响最小
H∞最优控制可以解决一系列鲁棒控制问题
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H∞控制基本原理
考虑如图所示系统
G — 对象传递函数矩阵 w
K — 镇定控制器
z
G
u — 控制器输出
y — 对象测量值
u
y
w — 外界干扰
K
z — 误差信号
H∞最优控制问题：设计一个镇定控制器K ，使得w 到z 的闭环传递函数Tzw的H∞范数达到极小。
x (A A)x (B B)u
飞行器自动控制导论_第六章
飞⾏器⾃动控制导论_第六章第六章典型飞⾏⾃动控制系统的⼯作原理概述6.1.1典型飞⾏⾃动控制系统的组成描述飞机运动的参数有三个姿态⾓（θ、ψ、φ）、两个⽓流⾓（α、β）、两个线位移（H 、Y ）及⼀个线速度（V ）。
飞⾏控制的作⽤，就是应⽤负反馈控制原理对上述参数的部分或全部进⾏控制。
有时也根据需要也可控制与速度V 和迎⾓α有关的马赫数M 及法向过载。
实际上飞⾏⾃动控制就是按⼀定飞⾏控制律，输出三个舵偏⾓（e δ、r δ及a δ）及油门T δ对飞⾏器实现闭环控制。
典型飞⾏⾃动控制系统⼀般包括三个反馈回路：舵回路、稳定回路和控制（制导）回路。
舵回路通常是⼀个随动系统（或称为伺服系统），⼀般包括舵机、反馈部件和放⼤器，如图所⽰。
舵回路中的舵机作为执⾏机构带动舵⾯偏转。
图舵回路⽅框图舵回路中有两个反馈回路：位置反馈回路，使控制信号与舵机输出信号成⽐例关系，速度反馈回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的动态性能。
如果敏感部件是测量飞机的姿态，测量敏感部件、放⼤计算装置与舵回路构成⾃动驾驶仪，⾃动驾驶仪和飞机构成了飞⾏器的稳定回路，主要起稳定和控制飞机的姿态的作⽤。
典型的稳定回路如图所⽰。
图稳定回路由稳定回路和飞机重⼼位置测量部件以及描述飞机空间⼏何关系的运动环节，组成更⼤的回路，称为控制（或称制导回路），如图6-3所⽰。
主要起稳定和控制飞机的运动轨迹的作⽤。
图控制（或制导）回路6.1.2 纵向控制飞⾏器纵向扰动运动，⼀般由短周期模态运动和长周期模态运动组成。
随着飞⾏器的速度越来越快，飞⾏⾼度越来越⾼，飞⾏包线范围扩⼤，欲使飞⾏器在整个包线范围内满⾜飞⾏品质要求，普遍采⽤反馈控制技术。
例如⾼空飞⾏时，飞⾏器的阻尼特性常常变差，短周期模态特性趋于恶化，造成操纵反应过程中超调量过⼤，振荡加剧，严重影响飞⾏任务的完成，此时，可以在纵向通道引⼊适当的反馈可以改善飞⾏品质。
⼜如当飞⾏器要完成保持姿态⾓或等速V飞⾏时，即使飞⾏器具有良好的短周期模态时，但由于长周期模态振荡频率较低，衰减较慢，甚⾄是慢发散的。