基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器

为提高四旋翼无人机的路径跟随精度和飞行鲁棒性,提出一种基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器。该控制器能够自适应估计无人机模型中的陀螺效应因子和风阻系数,利用估计值补偿系统的控制输入,设计抗干扰项抵消外界环境的负面影响,提高了四旋翼无人机的路径跟随性能和抗干扰能力。建立四旋翼无人机的非线性力学模型,将无人机的路径跟随目标划分为姿态角目标和运动位置目标。利用反步滑模方法和自适应控制方法设计无人机的控制输入方程和估计值更新律。根据Lyapunov方法验证无人机姿态系统和运动位置系统的渐进稳定性。仿真实验和样机实验结果验证了所提控制器的有效性与优越性。     

基于模糊控制的共轴飞行器姿态自稳算法

针对共轴双桨飞行器悬停飞行姿态控制过程中传统控制算法姿态控制效果不理想、智能控制算法在嵌入式系统中不适用的问题,提出一种在姿态解耦的基础上利用串级PID与模糊控制相结合的半自适应姿态控制算法。该算法在共轴双桨飞行器的姿态控制器中加入了姿态解耦器,并利用模糊控制器实现了串级PID控制器内环参数的自适应。仿真实验和飞行试验表明,该控制算法无论是在数值模拟仿真系统中还是在现场飞行试验中都能表现出较好的控制效果。     

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。     

某型无人机三维空间航迹跟踪控制方法研究

研究某型无人机三维空间航迹跟踪问题,通过在理想航迹上选取一系列航迹点,将航迹跟踪问题转换为航迹点跟踪问题。建立了无人机的动力学模型,将无人机的速度坐标系对准航迹点所在的理想坐标系,使位置跟踪问题转化为姿态跟踪问题。推导了无人机的制导律,并利用滑模变结构控制理论和反步控制理论分别设计了姿态控制器和速度控制器,姿态控制器使飞行器的速度矢量方向对准航迹点所在的方向,然后利用速度控制器控制速度的大小使飞行器到达预定航迹点。对整个制导、控制系统进行了全系统仿真,仿真结果表明：所设计的控制器具有较高的跟踪精度,且具有较强的抗干扰能力。     

无人机编队保持反步容错控制

针对领导-跟随无人机编队中的执行器故障、不确定气动参数和外界扰动等问题,设计了无人机编队保持反步容错控制。建立了编队纵向、编队横向和编队高度三维误差模型,并将无人机本体方程分为快慢两个回路,建立包含外界扰动、不确定气动参数及执行器故障的无人机运动模型;设计内环容错控制系统,对编队外环控制器产生的指令信号进行跟踪。内环容错控制系统主要由3个部分组成：一是基于滑模观测器的故障检测和辨识,实现对故障执行器的定位和故障参数的辨识;二是将故障参数及干扰观测器与反步容错控制相结合,实现包容外界扰动、不确定气动参数和执行器故障的容错控制;三是内环容错控制系统稳定性分析。仿真结果表明,所提容错控制方法能够有效地实现无人机编队的飞行容错控制。     

大攻角条件下制导弹滚转稳定控制方法

制导弹跨域飞行过程中,伴随着大攻角下的涡流非对称以及跨音速气动转捩,这些干扰将引起控制失稳,进一步增大脱靶量。针对以上问题,考虑气动模型强非线性、强参数不确定性及强外界干扰,建立制导弹滚转通道动力学模型,进而提出一种基于滑模观测器与非奇异终端滑模的滚转姿态组合控制方法。以此为基础框架,结合微分跟踪器设计一种反步控制方法,以补偿执行机构动力学。利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性及有限时间收敛特性。通过仿真实验验证了所设计控制方法的优越性及普适性。     

被动式电液力伺服系统的自适应反步滑模控制

针对被动式电液力伺服系统存在固有的多余力矩、控制伺服阀的非线性以及参数时变性问题,提出一种自适应反步滑模控制策略。建立系统的非线性状态空间方程;基于反步控制理论思想,通过3步递推法设计系统的反步控制器;在反步法递推的第3步结合滑模控制方法,选择合适的Lyapunov函数,给出系统不确定参数的自适应律,设计出非线性自适应反步滑模控制器,并利用Lyapunov稳定性定理对所设计的控制器稳定性进行证明。仿真和实验结果表明,该控制器能够有效地抑制多余力矩,并且对参数摄动及外界扰动具有较强的鲁棒性。     

小球平面系统的路径跟踪滑模控制

首先分析小球平面运动控制系统的特点,将路径跟踪控制分解为小球的位置控制问题和平面角度的控制问题。然后,主要针对小球的位置控制问题,基于小球运动系统的动力学模型和滑模控制的基本原理提出一种路径跟踪滑模控制算法,并通过李亚普诺夫稳定性定理证明了闭环系统的渐进稳定性。该滑模控制算法消除了小球在平面上运动时时变不确定摩擦力对控制性能的不良影响,提高路径跟踪控制的精度。最后,通过仿真实验对所提出的滑模控制算法的控制性能进行了验证。     

基于反步法和非线性动态逆的无人机三维航路跟踪制导控制

为实现无人机在大范围内稳定、精确地跟踪三维参考航路,基于制导与控制回路独立设计的思路,提出了一种无人机三维航路跟踪制导控制方法。在制导外环,引入沿参考航路飞行的虚拟无人机作为向导并利用反步法设计三维航路跟踪的非线性制导律;在控制内环,以非线性动态逆理论和奇异摄动理论为基础,设计由机动指令生成器、角度转换器、慢回路姿态控制器和快回路角速度控制器所组成的飞行控制模块,对制导外环给出的制导指令进行快速精确地跟踪。基于Lyapunov稳定性理论证明了无人机航路跟踪制导控制方法的稳定性。通过对比分析无人机6自由度模型下的三维航路跟踪仿真,说明所提出的制导控制方法能够使得无人机精确地跟踪参考航路,从而验证了该方法的有效性、合理性。     

基于反演法的导弹姿态控制律设计

提出一种应用反演法来设计导弹的姿态控制律,该控制律能够提高非线性系统的鲁棒性。在设计过程中,首先介绍了反演设计方法从第1步到第n步的设计步骤;然后,将导弹姿态角度作为提出的姿态控制律的控制对象,并根据给定的俯仰角、偏航角和滚转角作为参考信号,得到相应的舵偏输入,使导弹能够按照给定姿态角度确定的轨迹飞行;最后非线性仿真结果证明该控制律的设计可行。     

基于增量反步的复合翼无人机全包线姿态控制

针对某型复合翼无人机强非线性、不确定性和多模态的问题,从不确定性补偿非线性控制方法、跟踪微分器加速度测量和直接切换方法等角度开展全包线飞行控制研究。针对气动参数不确定问题,基于角加速度补偿方法,提出一种基于新型微分跟踪器的增量反步方法(incrementalbacksteppingcontrol,IBKS);为解决多模态特性问题,设计基于策略的直接切换方法,利用控制器参数切换实现复合翼无人机全包线姿态控制;通过不同模态下的仿真选取不同模式下的控制器参数,并联合选取的参数对起飞过程进行仿真。结果表明：所提姿态控制方法在样例复合翼无人机参数摄动30%的情况下,相较于反步法提高了66.8%的俯仰角控制精度,能消除攻角抖振,提升飞行品质。     

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.     

一种共轴双旋翼飞行器悬停控制联合仿真

利用Adams/MATLAB联合仿真平台,对一种具有周向均匀分布3个舵机的操纵机构共轴双旋翼飞行器悬停控制问题进行了研究。考虑到目前对上旋翼和下旋翼之间气动干扰没有准确的数学模型,在动力学建模时利用叶素理论和Pitt-Peters动态入流模型对飞行器的气动干扰和挥舞运动进行近似建模,其他未准确建模的部分用控制算法进行补偿。选用鲁棒性较强的滑动模态控制算法并与PID算法相结合对飞行器姿态进行控制,同时利用PID算法建立姿态和位置的关系,使其具备按照空间坐标点悬停的能力。将装配模型导入Adams中建立动力学模型,在Simulink搭建控制器并进行联合仿真。研究结果验证了所设计控制方法的有效性,飞行器悬停位置的最大动态误差小于±0.2 m.     

基于虚拟滑模控制方法的非合作航天器姿态估计

针对非合作航天器的非线性姿态估计问题,提出一种利用虚拟滑模控制思想实现对目标航天器姿态参数估计的方法。将立体视觉系统输出的实时观测数据作为虚拟控制系统的输入,将航天器的姿态动力学数学模型作为虚拟的控制对象,采用滑模变结构控制器计算出虚拟力矩控制量,从而使虚拟航天器的姿态与观测姿态同步,虚拟航天器姿态即为非合作航天器姿态参数的估计值。仿真实验验证表明,在存在系统误差及状态量初始误差较大的情况下,所提出的基于虚拟滑模控制的估计算法估计效果优于扩展卡尔曼滤波算法,并较好地协调了变结构控制鲁棒性与平滑控制抖振之间的矛盾。     

Attitude Control Algorithm for Reusable Launch Vehicle in Reentry Flight Phase

An attitude control algorithm for reusable launch vehicle （RLV） in reentry phase is proposed based on sliding mode variable structure control technique. The aerodynamic characteristics of RLV vary rapidly, and the serious uncertainties and nonlinearities exist in the reentry flight phase. As an example, American X-34 technology demonstrator is investigated. The chattering brought by the variable structure control technique is eliminated efficiently by choosing a suitable reaching law and a sign function. A control mode of reaction control system is presented based on the RCS scheme of X-34 vehicle. As two different attitude control effectors, aerosurfaces and RCS, are employed in the reentry flight phase, a composite control strategy based on the dynamic pressure variety is presented. Also, an actuator model and a RCS thruster model are built. Analysis and nonlinear simulation results show that the sliding mode variable structure controller achieves better performance, the overshoot and steady-state error are only 0.7% and 0.04° respectively.     

一种倾转四旋翼无人机及其过渡段姿态控制

为解决常规四旋翼无人机前飞速度慢、续航时间短、固定翼飞行器无法垂直起降和悬停的不足,设计一种小型倾转四旋翼QTR(quad tilt-rotor)无人机.建立QTR无人机的动力学模型,针对该无人机的过渡段姿态控制特点设计基于鲁棒伺服 LQR 控制理论的姿态控制器,针对 QTR 由垂直模式切换水平模式的过渡阶段设计控制策略,并通过仿真实验,对比传统控制方法进行验证.仿真结果表明:该无人机既兼顾传统四旋翼无人机的飞行功能,又能像固定翼飞行器一样进行长距离快速飞行.     

基于LuGre模型的伺服转台自适应反演滑模控制

为降低摩擦力矩对机电伺服转台控制精度的影响,提出了自适应反演滑模控制方法;分析了伺服系统的原理,并应用LuGre模型对摩擦力矩进行了建模;在此基础上结合滑模控制和反演法,提出了自适应反演滑模控制(ABSM)算法;将ABSM控制器与原有的PID控制器进行了仿真对比实验。结果表明:所设计的控制器增强了系统的鲁棒性,大幅提高了控制精度。