运输机重装空投二阶终端滑模控制方法研究

针对重装空投过程中,货物的持续移动及瞬间出舱影响空投任务完成性、威胁飞行安全等问题,提出了一种二阶终端滑模纵向飞行控制方法;该方法利用非线性多输入多输出反馈线性化完成系统解耦线性化,在此基础上采用二阶终端滑模变结构控制设计系统内环速度与俯仰姿态跟踪控制器,保证了系统鲁棒性,结合外环PID高度保持控制器完成了整个飞行控制系统的设计;数值仿真结果表明,该系统具有良好的响应特性,且对系统不确定性具有较强的鲁棒性。     

反馈线性化最优滑模变结构励磁控制

将滑模变结构控制具有对摄动的完全自适应性与反馈线性化理论和最优控制理论结合起来,针对励磁系统,提出了一种基于反馈线性化最优的滑模变结构控制方法,给出了控制器的设计过程,避免了通常设计滑模变结构控制器时参数选取的盲目性,保证系统运行在较佳状态,且按指数趋近律设计的滑模变结构控制器不易产生抖动。仿真结果表明,这种方法能够充分发挥滑模变结构控制的鲁棒性优点,对电力系统具有较好的稳定作用。     

运输机低空重装空投增益自适应滑模控制

本文针对带有不确定性且不确定性边界未知的低空重装备空投过程控制问题,提出了基于增益自适应全局滑模的飞行控制方法.该方法采用反馈线性化技术对重装空投过程模型进行线性化,解决了空投模型的强非线性问题,在此基础上,设计了切换增益自适应全局滑模控制器,保证了系统在响应全程的鲁棒性,克服了滑模到达阶段系统初始误差对切换增益自适应过程的影响.提出了一种改进的增益自适应方法,解决了滑动阶段的切换增益过度自适应问题.基于Lyapunov理论证明了控制器的稳定性和鲁棒性.仿真验证了控制方法的控制性能和优越性.     

空空导弹大攻角俯仰自动驾驶仪设计

研究导弹自动驾驶仪优化控制问题,针对空空导弹在大攻角飞行过程中,系统的空气动力学特性存在强非线性耦合和参数不确定性,引起系统稳定性差.为了提高系统性能,在导弹俯仰运动的非线性数学模型的基础上,以导弹攻角为被控信号,舵偏角指令为输入信号,提出采用反馈线性化方法对导弹模型进行线性化,然后运用变结构控制理论进行控制器设计.控制器结构简单,易于实现,能够抑制被控对象中存在的不确定性.并通过数学仿真与全状态反馈控制方法设计的控制器进行了比较.结果表明采用反馈线性化和滑模变结构方法设计的控制系统对气动参数摄动和外部扰动具有较强的鲁棒性.     

两轮不平衡小车变结构控制抖振与鲁棒性研究

为了进一步减小两轮不平衡小车在变结构控制过程中产生的抖振,同时保留系统滑模的鲁棒性,针对反馈线性化得到的小车系统的线性模型,首先基于饱和函数准滑模指数趋近率,以常规切换面为基础设计动态切换面准滑动模态控制器.该控制器有效地削弱了系统的抖振,但也削弱了系统的鲁棒性;然后通过给趋近律中加入扰动跟踪项设计出带扰动跟踪项的动态...     

基于反馈线性化的TCSC滑模控制

针对含可控串联补偿(Thyristor Controlled Series Compensation,TCSC)的电力系统非线性强及易受外部扰动的特点,应用反馈线性化方法和滑模变结构控制理论,设计了提高系统稳定性的可控串联补偿滑模控制器。通过引入反馈控制变量,基于状态反馈线性化理论实现了对非线性模型的精确线性化。采用极点配置方法设计滑模切换函数,从理论上保证发电机转子方程具有期望的极点。为了减小抖振采用指数趋近律和准滑动模态方法求取滑模控制律,使得设计的可控串联补偿非线性控制律形式简洁,鲁棒性好。为了验证该控制策略的有效性,在Matlab/Simulink环境下建立了基于反馈线性化的可控串联补偿滑模控制系统仿真模型,进行了仿真研究。仿真结果表明,与传统的控制方式相比,设计的控制器能有效地阻尼系统振荡,增强系统的暂态稳定性。     

一种基于系统不确定和干扰有界的准滑模控制

针对一类非线性系统,基于系统不确定性和干扰均有界的条件下,研究了采用饱和函数的边界层准滑模变结构控制器的设计,边界层外采用常规滑模控制,边界层内采用线性化反馈,并论证了滑动模态的存在和到达条件.最后通过仿真实例证明了所设计的准滑模变结构控制器的有效性,并能削弱一定的抖振.     

基于RBFNN的风电机组变桨距反推滑模控制

在风力发电变桨距优化控制问题的研究中,针对具有不确定性的非线性风电机组,设计了基于径向基函数神经网络(RBFNN)的风电机组变桨距反推滑模控制器.首先应用精确反馈线性化理论将原非线性系统模型进行全局线性化处理,再应用RBFNN对不确定项进行逼近,结合滑模控制和反推法,设计反推滑模控制器(BSMC),保证了高风速下风机的稳定性,抑制了不确定项对系统的影响,避免了传统反推法存在的计算复杂问题.通过与传统滑模控制器(SMC)进行仿真对比,结果表明,RBFNN-BSMC能够很好地稳定风电机组的输出功率,具有较强的鲁棒性.     

滑模控制在两轮机器人平衡控制中的应用

针对两轮机器人平衡控制中鲁棒性要求较高的问题,设计了基于趋近律的滑模变结构控制器;首先对机器人的非线性模型进行线性化处理,再根据线性模型设计滑模控制器,并使用饱和函数的方法抑制系统的抖振,最后在MATLAB/Simulink上进行了仿真实验,并与状态反馈控制器进行了比较;结果表明在参数摄动存在情况下,滑模控制器优于状态反馈控制器.     

水雷出水模型突变的控制方法

水雷水下发射攻击水上目标时出水瞬间数学模型发生突变, 严重影响水雷出 水的稳定性和打击概率, 对这一过程设计了滑模变结构单控制器和组合控制 器.利用微分几何的输入输出反馈线性化方法将非线性系统进行了线性化, 并利用变结构控制策略及趋近律算法设计了姿态跟踪闭环控制系统, 计算简便, 易于实现.对两种控制器的优劣性进行了比较, 通过数字仿真表明所设 计的控制系统可以适用于水下攻击目标出水突变过程, 并对系统参数摄动具 有较强的鲁棒性.     

Tracking in scale quad-rotors through adaptive augmentation

This paper illustrates the application of an adaptive flight control architecture to a scale quad-rotor. For autonomous vertical takeoff and landing flight, it is common to separate the control problem into an inner fast loop that controls attitude and an outer slow loop that controls the trajectory tracking. In this paper, we augment a conventional proportional and derivative controller conceived mainly for hovering, with an adaptive element using a real-time tuning single hidden layer neural network in a inner–outer loop combined architecture to account for model inversion error cancelation, issued in the feedback linearization process. The results shown in simulations reveal the superior performance of the augmented controller in tracking maneuvers.     

Design and flight-testing of non-linear formation control laws

This paper presents the results of a research effort focused on the modeling, identification, control design, simulation, and flight-testing of YF-22 research aircraft models in closed-loop formation. These models were designed, manufactured, and instrumented at West Virginia University (WVU). The first phase of flight tests was performed with the goal of exciting all the aircraft dynamic modes. The recorded flight data were then used for a parameter identification study. The output of this study was a mathematical model of the WVU YF-22 aircraft, which was then used for the design of the formation control laws. The design of the formation control laws is based on an inner/outer loop design with the objective of controlling the forward, lateral, and vertical distances between two aircraft in the formation. The design for the outer loop scheme was based on feedback linearization while a root locus-based approach was used for the design of the inner loop scheme. The paper presents experimental results validating the performance of the formation control laws using a ‘virtual leader’ configuration.     

单相有源电力滤波器非线性统一控制策略

目前有源电力滤波器控制策略都采用电流内环和电压外环的双环控制.本文提出了一种基于精确反馈线性化的单相有源电力滤波器统一控制策略.在单相有源电力滤波器仿射非线性模型基础上,通过求解偏微分方程得到一个包含补偿电流变量和直流侧电压变量的输出函数,并推导出了其状态反馈精确线性化非线性控制律,将原非线性系统转换成微分同胚的二阶线...     

共轴式无人直升机建模与鲁棒跟踪控制

针对共轴式无人直升机非线性、强耦合的动力学特性,本文提出了一种基于动态反馈线性化方法的鲁棒跟踪控制策略.首先根据叶素理论、Pitt-Peters动态入流模型、上下旋翼气动干扰分析建立了共轴式无人直升机的数学模型.然后对于高度-姿态子系统,通过扩展状态变量对其进行了动态反馈线性化,分析了零动态特性.根据内环期望跟踪特性对解耦后的子系统进行极点配置.通过设计鲁棒补偿器实现了对高度与姿态指令的鲁棒跟踪.在此基础上,针对水平面内的位置子系统设计了外环比例微分(proportional-derivative,PD)控制器以实现位置跟踪.最后,通过内环跟踪仿真验证了反馈线性化方法良好的解耦特性,通过干扰条件下的轨迹跟踪仿真验证了所设计控制器具有较好的控制性能与鲁棒性.     

Nonlinear 3D path following control of a fixed-wing aircraft based on acceleration control

This paper focuses on the design of a novel path following control concept for fixed-wing aircraft, which systematically incorporates the nonlinearities of the flight dynamics. By introducing an acceleration based inner loop control, feedforward acceleration demands of nonlinear 3D paths can be directly taken into account. Furthermore, the nonlinear effects of airspeed, orientation, and gravity are considered separately by implementing a cascaded design and feedback linearization. As a result, robust performance of the path following control is achieved even for wind speeds in the order of the aircraft’s airspeed and path accelerations significantly higher than the gravitational acceleration. By further including direct lift control, a high-bandwidth vertical acceleration control is developed. Results of flight experiments show that the designed control concept is particularly beneficial in terms of the tracking performance for 3D paths, the incorporation of input constraints, the robustness against wind and turbulence effects, and the ease of implementation as well as the low computational complexity.     

基于非线性L1自适应动态逆的飞行器姿态角控制

钊对常规动态逆控制器不能有效抵消系统中的不确定性这一缺点,提出了一种非线性L_1自适应动态逆控制方法.该方法能够克服常规动态逆的不足,在保证系统鲁棒性的前提下,提升飞行器姿态角控制效果.首先,采用时标分离原理,将姿态角控制系统分为内外两个回路:外回路采用常规动态逆控制器,用于姿态角的跟踪控制;内回路采用非线性L_1自适应控制器,用于角速率的控制.其中,L_1自适应控制器由静态反馈控制器和自适应控制器组成:静态反馈控制器通过状态反馈实现,用于保证内回路的稳定和具有期望的闭环特性;自适应控制器由状态观测器、自适应律和控制律组成,用于抵消系统中的不确定性.其次,对所提控制方法的稳定性进行了分析,结果证明了该控制方法能够保证内回路的稳定和外回路的误差有界.最后,在综合考虑多种不确定性的情况下,将本文提出的非线性L_1自适应动态逆控制方法用于某无人飞行器姿态角控制,仿真结果验证了该控制方法的有效性和鲁棒性.     

四旋翼无人飞行器控制算法设计

针对Qball-X4四旋翼无人飞行器的自身特点,建立系统的非线性模型,采用姿态内环和位置外环的双闭环控制算法。线性二次型调节器（LQR）可以快速简便地求解出最优的状态反馈控制率,并且具有良好的鲁棒性,因而利用LQR控制算法来控制姿态内环。由于PID控制算法结构简单、鲁棒性强,因而控制位置外环。通过Matlab/Simulink和飞行试验对控制算法进行仿真和验证,结果表明,设计的控制算法能成功地实现飞行器的悬停控制,并达到较好的控制效果。     

非线性飞机电传增稳系统设计与仿真

针对非线性飞机的控制问题,提出了一种适用于大攻角气动参数飞机的电传增稳系统设计方法。该方法针对非线性飞机的数学模型,结合广义扩展线性化理论和Matlab符号语言,进行非线性反馈控制系统设计。设计的飞机闭环系统具有稳定性和线性特性,并利用Matlab/Simulink软件仿真验证了其有效性。     

基于扩张状态观测器和反步滑模法的四旋翼无人机轨迹跟踪控制

为了解决欠驱动四旋翼无人机（UAV）在实际飞行中存在的外界干扰问题,同时提高在系统参数摄动情况下的精确轨迹跟踪效果,设计了一种基于扩张状态观测器（ESO）和积分型反步滑模算法的飞行控制策略。首先,根据系统的半耦合特性和严反馈结构特点,采用反步法设计姿态内环和位置外环控制器;然后,将抗干扰能力较强的滑模控制融入其中,使得系统的鲁棒性得到增强;接着,为了减小系统的稳态误差,引入积分环节;最后,利用ESO实时估算出系统的内、外总扰动并对控制量进行补偿。通过Lyapunov稳定判据,可以说明该系统是一个全局渐进稳定的系统,并通过仿真分析验证了所提控制方法的有效性和鲁棒性。     

Uncertainty modeling and robust minimax LQR control of multivariable nonlinear systems with application to hypersonic flight

For a class of multi‐input and multi‐output nonlinear uncertainty systems, a novel approach to design a nonlinear controller using minimax linear quadratic regulator (LQR) control is proposed. The proposed method combines a feedback linearization method with the robust minimax LQR approach in the presence of time‐varying uncertain parameters. The uncertainties, which are assumed to satisfy a certain integral quadratic constraint condition, do not necessarily satisfy a generalized matching condition. The procedure consists of feedback linearization of the nominal model and linearization of the remaining nonlinear uncertain terms with respect to each individual uncertainty at a local operating point. This two‐stage linearization process, followed by a robust minimax LQR control design, provides a robustly stable closed loop system. To demonstrate the effectiveness of the proposed approach, an application study is provided for a flight control problem of an air‐breathing hypersonic flight vehicle (AHFV), where the outputs to be controlled are the longitudinal velocity and altitude, and the control variables are the throttle setting and elevator deflection. The proposed method is used to derive a linearized uncertainty model for the longitudinal motion dynamics of the AHFV first, and then a robust minimax LQR controller is designed, which is based on this uncertainty model. The controller is synthesized considering seven uncertain aerodynamic and inertial parameters. The stability and performance of the synthesized controller is evaluated numerically via single scenario simulations for particular cruise conditions as well as a Monte‐Carlo type simulation based on numerous cases. It is observed that the control scheme proposed in this paper performs better, especially from the aspect of robustness to large ranges of uncertainties, than some controller design schemes previously published in the literature. Copyright © 2011 John Wiley and Sons Asia Pte Ltd and Chinese Automatic Control Society