考虑参数摄动的飞行器气动伺服弹性鲁棒稳定性分析研究

高超声速飞行器通常结构整体柔度大、飞控系统权限大、飞行环境复杂、气动加热严重,极易导致由结构、气动、热和控制等耦合引起的气动伺服弹性稳定性问题。由于建模复杂、不确定性多及参数摄动影响,传统的稳定性分析方法不适用分析飞行器气动伺服弹性系统的鲁棒稳定性。利用线性分式变换,考虑多种参数摄动,由子系统到整个闭环系统依次建立气动伺服弹性状态空间模型,并应用结构奇异值?方法分析了系统的鲁棒稳定性。分析结论表明了该建模方法的有效性以及?方法在飞行器气动伺服弹性鲁棒稳定性分析中的应用前景。     

μ-synthisis方法在结构一声耦合系统鲁棒控制中的应用

以在工程中普遍存在的封闭空间结构一声耦合系统为对象，基于鲁棒结构奇异值理论，建立了结构一声耦合系统鲁棒主动控制模型，提出了设计鲁棒μ-synthesis。控制器的方法：通过引入虚拟的不确定块，将耦合系统响应性能的问题转化为广义系统的稳定鲁棒性问题，采用标准D-K迭代法求解该增量系统的稳定鲁棒控制器。封闭空间结构一声耦合系统的控制仿真表明，同鲁棒H∞控制结果相比，μ-synthesis方法对模型不确定性具有良好的稳定鲁棒性和性能鲁棒性。同以往的研究相比，新意在于应用μ-synthesis方法设计了结构一声耦含系统鲁棒控制器，以克服H∞控制器的不足。     

非线性奇异时滞系统的鲁棒同时保性能优化控制

针对一组非线性奇异时滞系统的鲁棒同时保性能控制问题进行研究,用范数有界的不确定参数的微分方程组描述所考虑的系统;基于Lyapunov-Krasovskii泛函和线性矩阵不等式方法给出存在同时保性能控制器的充分条件;对具有线性矩阵不等式约束的凸优化问题求解,进而明确给出使得性能指标函数上界达到最优值控制器的表达式;该控制器的设计方法不仅使得奇异时滞闭环系统组正则、无脉冲、同时鲁棒稳定,而且性能函数上界最优;最后,给出算例验证该方法的有效性。     

基于随机鲁棒优化的导弹姿态控制系统设计

针对多目标优化算法设计的控制系统鲁棒性不强的问题,基于随机鲁棒方法设计了导弹姿态控制系统参数,并进行了对比仿真验证。在确定姿态控制系统结构基础上,根据系统对快速性和稳定性的要求,提出一个包含系统稳定性、时域指标和频域指标项的指标体系。在此基础上,通过对各指标或各指标的不满足概率适当加权,分别为粒子群优化算法和随机鲁棒方法定义适应度函数,并在参数取值区间内对待定控制参数进行寻优,从而实现姿态控制系统参数的优化整定。蒙特卡洛仿真实验表明了随机鲁棒方法用于鲁棒控制系统设计的有效性。     

不确定中立型奇异系统的时滞相关鲁棒H_∞滤波器的设计

研究了不确定中立型奇异系统的时滞相关全阶H∞滤波器的设计问题,利用Lyapunov-Krasovskii泛函方法,得到了以线性矩阵不等式（LMI）表示的滤波误差动态系统的时滞相关的鲁棒H∞性能分析。在此基础上,给出了不确定中立型奇异时滞系统的鲁棒H∞滤波器存在的时滞相关的充分条件。通过数值例子验证了该方法的可行性。     

一种基于最优算法的导弹鲁棒稳定性评估方法

在对参数不确定性导弹控制系统进行多通道鲁棒稳定性评估时,传统方法在计算效率及结果可靠性方面存在不足。提出一种遗传-Nelder-Mead单纯形混合优化算法,利用遗传算法的全局搜索能力,寻找目标函数的近似最优解,并将其作为Nelder-Mead单纯形法搜索的初值,利用Nelder-Mead单纯形法局部寻优的优势,在近似解的邻域内搜索精确解。通过测试函数验证,算法在计算效率和计算精度方面都有很大提升。最后讨论了算法在导弹控制系统鲁棒稳定性评估中的应用价值。     

跨大气层飞行器气动伺服弹性稳定性分析方法研究

跨大气层飞行器通常采用翼身组合体外形,机体结构柔性大,飞行控制系统通道之间交联耦合且通频带宽、再入扰动因素复杂、气动加热严重,上述因素可能导致气动伺服弹性或热气动伺服弹性问题。考虑外界干扰不确定性、飞行器模型摄动和控制通道耦合等因素,跨大气层飞行器需进行多通道交联耦合气动伺服弹性鲁棒稳定性分析。通过弹性飞行器动力学建模、非定常气动力拟合、伺服系统和飞行控制系统建模,建立了气动伺服弹性系统的闭环模型。在此基础上对Nyquist方法、最小奇异值法以及结构奇异值μ方法等气动伺服弹性稳定性分析方法进行了分析与讨论,得出相关结论。     

一类不确定非线性系统的指数镇定控制

研究一类不确定非线性系统的鲁棒镇定问题。应用输入/输出反馈线性化法和李亚普诺夫方法,提出了一种基于不确定项上界的连续型鲁棒镇定控制器设计方法。所提出的鲁棒镇定控制器不仅可确保相应闭环系统的可观状态指数稳定、内部状态一致最终有界,而且计算简单,更易实现。最后给出了一个仿真算例,仿真结果证明了所提方法的可行性与有效性。     

基于μ综合的防空导弹自动驾驶仪设计

针对防空导弹自动驾驶仪设计中存在的建模误差,提出了μ综合自动驾驶仪的设计方法,通过引入虚拟不确定块将控制系统的鲁棒性能问题转化为广义系统的鲁棒稳定问题,采用标准的D-K迭代法求解系统的鲁棒控制器.仿真结果表明,基于标准弹道上某特征点的一个确定数学模型设计的μ综合自动驾驶仪,可控制导弹沿标准弹道的全弹道稳定准确地飞行.系统对模型不确定性具有较好的鲁棒稳定性和鲁棒性能.     

飞行器大包线鲁棒飞行控制律设计

对于飞行器随环境改变而参数变化范围较大的问题,研究采用鲁棒控制方法进行控制律设计。重点研究被控对象不确定的建模问题。将飞行器参数变化视为飞行器对象的不确定性,分别给出了时域和频域两种不确定性的建模方法。采用时域状态空间模型不确定性的线性分式变换描述方法,对某飞行器进行了大包线范围的μ综合鲁棒控制律设计。设计仿真结果表明,控制系统不但具有鲁棒稳定性,而且具有鲁棒性能。     

电动舵机鲁棒干扰补偿控制

电动舵机工作时会受到模型参数摄动和不稳定负载力矩的影响,为解决由不确定性因素引起的控制问题,本文基于信号补偿方法设计了一种电动舵机角度跟踪鲁棒控制器。将舵机模型中的参数摄动和力矩扰动等不确定项作为等价干扰,首先针对受控对象设计标称控制器,在此基础上设计鲁棒补偿控制器以抑制等价干扰的影响,从而实现鲁棒控制。本文所设计的鲁棒控制器可保证舵机系统的角度跟踪误差收敛到原点的有界区域内,且收敛域的大小可通过鲁棒补偿器的参数进行调节。最后,通过仿真和样机实验结果验证了该方法的有效性。     

飞机俯仰姿态的μ 鲁棒控制

针对飞机飞行条件变化引起的模型不确定性问题,基于μ控制理论设计鲁棒的俯仰姿态控制系统。根据干扰抑制原理将俯仰姿态控制系统设计转化为μ综合的一般框架,将鲁棒性能问题转化为广义系统的鲁棒稳定性问题。利用D-K迭代算法求解得到14阶的μ控制器,基于平衡截断方法将该控制器成功地降为4阶。对μ降阶控制器进行鲁棒性分析,结果表明μ控制能兼顾系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。     

不确定时滞奇异系统的时滞相关鲁棒H∞滤波器设计

为了考虑系统对外界干扰的抑制性能,针对同时含有外界干扰和范数有界参数不确定性的时滞奇异系统,研究了全阶鲁棒H∞滤波问题。采用Lyapunov-Krasovskii方法,得到时滞奇异系统的以线性矩阵不等式表示的全阶鲁棒H∞滤波器设计方法。该方法设计的滤波器使滤波误差动态系统时滞依赖鲁棒稳定,且对外界干扰具有给定的抑制度。     

参数自优化的有人与无人车辆编队鲁棒模型预测控制

为解决有人与无人车辆编队中,有人领航车紧急加减速和紧急转向控制输入对无人车跟踪控制的扰动问题,设计了一种参数自优化的有人与无人车辆编队鲁棒模型预测控制算法。通过采集分析历史数据确定控制器扰动的噪声极值,并经过适度放缩得到其鲁棒边界。设计抑制该扰动的局部反馈鲁棒控制器,并通过贝叶斯优化的方法实现鲁棒边界等控制器参数自优化。基于混合整数线性优化的方法预测有人领航车未来轨迹,并设计鲁棒模型预测控制器实现无人车对有人领航车的跟踪控制。仿真和实车试验结果表明：所设计的鲁棒模型预测控制器在跟踪精度方面相比于传统模型预测控制器有明显的提升;同时该控制器有效地抵抗了来自有人领航车紧急加减速和紧急转向控制输入、无人跟随车系统模型不确定性和外部环境的扰动,振荡情况明显改善,提高了系统的鲁棒性。     

基于区间系统的鲁棒H∞飞行控制系统设计

针对可化为区间系统模型的一类参数不确定系统,研究了以二次稳定性和二次性能指标为条件的鲁棒控制器设计方法,将区间模型的鲁棒控制问题转化为标准H∞控制问题求解,简化了控制器设计。利用这种方法研究了俯仰飞行控制系统镇定问题和俯仰姿态PID/H∞混合控制问题,仿真结果证明该方法是有效可行的。     

控制受限的火箭炮位置伺服系统鲁棒自适应反步控制

针对火箭炮位置伺服系统运行过程中所存在的转动惯量和负载力矩变化大,输入控制 受限等各种不确定因素,提出了一种基于动态面滤波法的自适应鲁棒位置控制器。对于模型中的 不确定参数,采用投影算法进行有效估计,利用鲁棒滑模滤波器简化控制器的设计,引入一个辅助 分析系统来对控制输入限制的影响进行有效分析,同时将辅助分析系统与反步方法结合,通过对模 型的等价变换和选择适当的Lyapunov 函数,给出系统的自适应控制器的设计方法。仿真结果表 明,该方法保证了系统的响应速度和控制精度,对参数摄动及外界负载扰动具有较强的鲁棒性。     

基于反演法的某制导迫弹鲁棒自适应控制器设计

设计了一种基于反演法的鲁棒自适应控制器,以解决制导迫弹在飞行中存在的气动参数不确定和未建模误差等问题,在设计过程中通过带有σ修正的参数自适应律对系统中的不确定参数进行在线估计,针对模型中的未建模误差,采用鲁棒函数抵消,在反演法的推导过程中,加入了一阶低通滤波器,得到虚拟控制量的微分,消除了传统反演法中的“项数膨胀”难题,并利用李雅普诺夫函数证明了该闭环系统为半全局稳定的。该设计方法放宽了对不确定项的限制,仿真结果证明了该方法的有效性。     

面向鲁棒决策的战场态势评估人机共识形成方法

针对地面突击装备战术级、高动态、分布式、强实时作战过程中的战场态势高度复杂且信息不确定问题,提出一种面向鲁棒决策的战场态势评估人机共识形成方法,实现“人类智能”与“人工智能”在综合态势评估中的有机融合。首先,通过采集乘员（专家）态势评估行为实验样本,模拟乘员（专家）对战场态势信息的认知过程,构建战场态势评估两级智能代理模型;其次,提出一种对人机偏好不敏感的决策鲁棒指数,车辆乘员基于该指数在高强度对抗下快速判断形成人机共识,辅助指挥员进行鲁棒决策。在某作战仿真系统中进行了红蓝对抗的想定设计,并以敌方意图为态势评估对象进行了案例验证,验证了该方法的有效性。     

一种基于幅值-相角裕度测试因子的自动驾驶仪设计方法

给出一种称为幅值－相角裕度测试法（Gain-Phase Margins Tester Method)的自动驾驶仪控制参数设计方法，通过在闭环系统中加入一个幅相裕度测试因子，并给定良好的幅值和相角裕度，从而得到频率域内的控制参数平面图形，据此求取PID控制参数，此方法可使系统获得较好的相对稳定性和鲁棒特性，并可部分地克服工作上自动驾驶仪PID控制参数设计中采用试凑，盲目性比较大的不足，同时也适用于工程上一般控制问题的参数设计。     

基于轨迹线性化的再入机动飞行器控制器设计

研究了再入机动飞行器（maneuvering re—entry vehicle，MRV）的建模与控制问题。MRV通常以大倾角进入大气层后，执行上拉机动转入平飞，它的数学模型相比弹道再入式飞行器更具有高度非线性和耦合特性。建立了MRV的6自由度数学模型，包括用Missile Datcom气动计算软件生成了飞行器的气动力和力矩参数。接着基于轨迹线性化控制（traiectory lineariztion control，TLC），研究了MRV的非线性飞行控制器设计。基于奇异扰动原理，将MRV飞行控制系统分为内外两个回路，并且为两个回路都设计了轨迹线性化控制器。轨迹线性化方法将动态逆设计和线性时变调节器结合在一起，使闭环系统沿标称轨迹获得鲁棒稳定性和鲁棒性能。数字仿真表明设计的TLC控制器可以使MRV准确跟踪上拉机动指令，并对系统未建模特性和参数不确定性具有一定的鲁棒性能。