高超声速飞行器弱抖振反演滑模控制律设计

针对具有严重非线性、多变量强耦合以及参数不确定性等特点的高超声速飞行器模型,提出基于反演控制的高超声速飞行器滑模控制方法,设计俯仰通道的控制律.对系统存在的复合干扰,采用自适应律在线调节,避免了不确定性上界未知对控制律设计的影响;通过引入非线性干扰观测器,降低滑模控制项的增益,继而削弱滑模控制带来的抖振.仿真结果表明,所设计的控制律能够实现对指令信号的良好跟踪,具有较快的响应速度,能够保证系统在不确定存在情况下的稳定性和鲁棒性.     

高超声速飞行器制导控制及一体化设计方法

针对高超声速飞行器制导与姿态控制问题,从慢回路质心制导、快回路绕质心姿控、制导控制联合设计和制导控制一体化设计四个层面对高超声速飞行器制导控制方法进行了总结综述。基于当前各国高超声速飞行器的发展脉络和高超声速飞行器典型飞行特点归纳总结制导与姿态控制方法的重难点;以飞行阶段为准则分别阐述了高超声速飞行器助推段、滑翔段和俯冲段的制导策略及其内涵,结合现代控制理论剖析了已成功用于高超声速飞行器姿态控制的非线性控制过程;基于已公开的有限数目的文献,对高超声速飞行器制导控制联合设计和制导控制一体化设计方法进行了分析。最后,对高超声速飞行器制导控制一体化全集成设计的思路和趋势进行了探索总结。     

高超声速飞行器LPV鲁棒变增益控制

针对高超声速飞行器模型的非线性姿态控制问题,提出了一种LPV鲁棒变增益控制方法。对建模误差和测量误差中的可确定信息进一步提取,描述高超声速飞行器内在的非线性和时变特性,建立了参数不确定的LPV系统模型;通过求解线性矩阵不等式的凸优化问题,设计了具有自调节法则的鲁棒变增益控制律,可以有效地抑制不确定性和参数快速变化的影响,并具有良好的动态性能;通过仿真验证了控制律的有效性和鲁棒性。     

不确定参数摄动的高超声速飞行器滑模控制

针对系统内不确定性参数摄动的高超声速飞行器(Hypersonic Vehicles,HV)模型,考虑到传统气动系数简化模型无法真实反映飞行器的气动特性和高超声速下某些不确定性参数摄动的问题,提出了一种改进的气动系数模型,利用改进模型得到准确的气动系数参数,设计了一种基于某些不确定参数的模糊函数逼近的高超声速飞行器滑模控制器。应用模糊函数的强大函数逼近能力对不确定参数进行逼近,应用非线性最小二乘法对改进的气动系数模型进行参数辨识,并与滑模变结构控制结合,提高了系统的鲁棒性,并实现了对系统指令的稳定跟踪控制。仿真结果表明,飞行器在加入速度阶跃指令和高度阶跃指令后,系统能够保持稳定性,并对不确定性参数具有很强的鲁棒性。     

某高超声速飞行器助推段纵向控制策略研究

为解决某高超声速飞行器助推段纵向控制的问题,以火箭助推垂直发射式飞行为对象,对其高超声速飞 行器助推段纵向控制策略进行研究。根据飞行器的飞行环境和自身结构,给出特性分析并剖析了控制难点,建立运 动参数时变模型,提出纵向姿态控制、增稳控制和迎角保护策略。分析结果表明：从稳定性和操纵性两方面与迎角 相比,俯仰角控制器具有更好操稳性,俯仰角速率指令内回路在助推段相比于阻尼内回路具有更好的鲁棒性。     

基于自适应滑模控制的高超声速巡航飞行器攻角控制律设计

针对临近空间高超声速巡航飞行器动力系数变化大、攻角要求精确控制的特点,设计了一种自适应滑模变结构攻角控制律。该控制律采用内外环结构,内环通过俯仰角速率反馈提高系统的阻尼、改善动态过程品质,外环控制飞行攻角,用自适应算法调节滑模控制器的控制参数来逼近时变系统参数的上界同时消除外界干扰。仿真研究表明,所设计的攻角控制律响应快、稳态误差小,具有良好的跟踪性能和鲁棒性能。     

基于SMDO-NGPC的无人机姿态控制律设计

针对无人机在飞行过程中存在的强非线性、快时变、强耦合,以及参数不确定和外部干扰情况下的鲁棒性差等姿态控制问题,采用了基于滑模干扰观测器的非线性广义预测控制算法对姿态控制律进行了设计。该方法融合了非线性广义预测控制算法的良好动态性和滑模干扰观测器的强鲁棒性,将无人机的姿态分为快、慢两个回路并分别将该方法应用到两个回路的控制律设计中,最后设计出快、慢回路控制律表达式及滑模干扰观测器模型。仿真结果表明:基于滑模干扰观测器的非线性广义预测控制算法的无人机姿态控制律能够克服外界干扰及气动参数大范围摄动的影响,具有良好的控制性能和抗干扰能力,可以更好地适应无人机快时变、高精度和强鲁棒的控制要求。     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

基于流形方法的高超声速飞行器的稳定性参数研究

高超声速飞行器动力学系统具有很强的非线性,常用的频域分析方法不适用于非线性系统,而稳定性的好坏关乎系统在扰动下是否容易发生危险。针对上述的问题,本文运用流形方法对高超声速飞行器进行稳定性分析,确定了安全边界并提取流形设计参数,对边界及其参数随飞行器的稳定性进行了分析,最终说明了流形设计参数与传统稳定性分析方法的设计参数之间具体的数学规律,为在设计和分析高超声速飞行器过程中使用流形理论提供了理论依据,为确定高超声速飞行器的稳定边界并进行保护提供了新思路。     

高超声速飞行器姿态控制研究进展与展望

结合高超声速飞行器发展状况,对其姿态控制问题的研究进展进行归纳总结。首先,对高超声速飞行器现有的姿态动力学模型进行分类,总结了当前高超声速飞行器模型的几类常用的构型,以及使用较多的动力学模型。其次,详细分析了目前高超声速飞行器姿态控制系统设计所面临的主要控制问题以及相应的对策。最后,对高超声速飞行器姿态控制设计进行展望。     

基于滑模变结构的无人直升机着舰控制研究

针对无人直升机着舰的特殊性,克服系统摄动、未建模动态及大气紊流的影响,提高舰载无人直升机着 舰的安全性和精度,基于滑模控制的方法分别设计了着舰控制系统的轨迹跟踪控制律和姿态控制律。采用基于输出 有界的twisting 控制器,通过轨迹跟踪算法保证生成有界的期望姿态角和总距;姿态部分采用小扰动线性化后的姿 态回路控制方程,设计了模型参考自适应滑模控制器,通过自适应项抵消外界干扰造成的误差,利用Lyapunov 稳定 性理论证明了系统的稳定性和跟踪误差收敛;通过仿真进行了实验验证。验证结果表明：所设计的控制器能够满足 无人直升机抗扰动和模型参数摄动的要求,并且设计方法简单,鲁棒性强,易于工程实现。     

基于滑模的空中加油受油机会合制导与控制

为实现空中加油过程中受油机与加油机自主会合,建立满足会合要求的滑模控制面,设计相应制导律.根据受油机与加油机相对位置与速度得出受油机前向加速度指令.基于六自由度受油机动力学模型,采用时标分离将受油机的角运动系统分为快慢回路,采用动态逆方法分别进行系统设计和设计满足追踪会合要求的速度控制律,并以无人机自主跟踪加油机实现会合为例进行仿真.结果表明:该系统能引导受油机实现与加油机的会合,具有良好的动态性能.     

基于无源性的鱼雷非线性姿态系统滑模控制

将鱼雷纵向姿态系统的非线性模型转换为具有能量函数的广义哈密顿正则型（GHCT）,建立了控制律的设计方案。基于系统无源性分析方法设计了变结构滑模控制律,将切换函数作为输出,给出了新的滑模面设计条件,只需考虑在滑模面上的稳定性。该方法完全利用系统的非线性特性,通过无源性理论分析了滑模控制的可达性,而滑模控制能够提高鱼雷姿态系统的控制性能。仿真结果表明,实现了对鱼雷非线性姿态系统的滑模控制,且控制性能良好。     

自适应模糊小波滑模控制在交流伺服系统中的应用

针对某武器大功率交流伺服系统的位置跟踪问题,提出了一种基于自适应模糊小波神经网络快速终端滑模控制(AFWN-FTSMC)方法。为使控制器的设计不依赖于被控对象的精确数学模型,采用自适应模糊小波神经网络控制器(AFWNC)逼近滑模控制中的等效控制部分,解决了由于系统的不确定性及干扰的存在而不能准确确定等效控制的问题;同时利用自适应PI控制来降低系统的抖动,并采用Lyapunov方法证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明,该方法可以有效抑制抖振,提高系统的瞬态响应性能和控制精度,并且对结构参数不确定性具有很强的鲁棒性。     

带角度约束的倾斜转弯飞行器制导律设计

针对倾斜转弯飞行器以给定角度攻击目标的要求,考虑控制回路动态特性对制导的影响,研究了带角度约束的制导律设计方法。以倾侧角和法向过载指令为控制量,建立了含控制回路动态特性的设计模型; 基于该模型和多通道解耦的思想,提出带角度约束的滑模变结构制导律,通过调整趋近律参数消除抖振。理论分析表明:在初始阶段,该制导律较最优制导律对过载的需求小; 通过优化制导律参数,当系统进入滑模面后,飞行器能按最优制导律命中目标。仿真表明,该制导律在满足落点和落角要求的同时,具有对过载需求分配合理、速度损失小的优点。     

高速旋转弹的姿态控制系统设计

为了解决高速旋转弹姿态控制的难题,设计了一种基于滑动质量块姿态控制系统。从高速旋转弹姿态特点分析出发,建立了姿态动力学方程。根据时间尺度对其姿态回路进行了时标分离,将其分为内外两个回路,分别进行了控制系统设计。外环设计了含有跟踪误差及其积分函数的滑模控制器,内环则采用了依赖于状态的黎卡提方程(SDRE)的最优控制器。仿真结果表明,该控制系统能快速有效地实现对弹体姿态控制,可为实际工程应用提供必要的借鉴。     

基于自适应模糊滑模的大型液压起竖系统控制策略研究

大型液压起竖系统由于受到诸多外界干扰等因素的影响,存在很强的非线性特性和不确定性,难以实现起竖过程的精确跟踪控制。为实现起竖过程中的精确跟踪控制设计了一种自适应模糊滑模控制器,利用模糊系统的逼近特性逼近滑模的等效控制项,并用李雅普诺夫分析方法给出了自适应律,针对自适应参数难以确定的问题,用遗传算法对参数进行了优化。仿真结果表明,该控制方法有较强的抗干扰能力和良好的跟踪性能,提高了起竖过程的稳定性。     

滑模变结构控制在航天器姿态控制系统中的应用

根据滑动模态变结构控制原理,导出了航天器三轴动力学和四元数姿态运动学方程.通过二次型最优法解出航天器姿态角速度与姿态角间的函数关系,得到滑动平面,据此设计了该滑模变结构控制系统.理论分析和仿真结果表明,系统动态品质和稳态性能良好,对外加干扰和系统摄动具有极强的鲁棒性和自适应性.     

垂直发射导弹Terminal滑模姿态控制系统设计

为了降低垂直发射导弹转弯段姿态方程的复杂程度,运用精确反馈线性化方法,将姿态通道线性化解耦成三个单输入单输出系统.而且垂直发射导弹的转弯需要快速完成,因而对每个通道分别设计全局快速Terminal变结构控制器, 该控制器能够保证系统在要求的时间内收敛至平衡点,即能够实现快速转弯.通过数字仿真验证了方法的有效性.