高超声速飞行器鲁棒多目标线性变参数控制

针对具有“乘波体”构型的吸气式高超声速飞行器纵向飞行姿态控制问题,提出了一种基 于区域极点配置的鲁棒多目标线性变参数（LPV）控制系统设计方法。给出吸气式高超声速飞行器纵向非线性机理模型,在此基础上建立了刚性LPV模型;针对此类LPV模型,提出了基于区域极点配置的LPV状态反馈控制系统设计方法,将系统的鲁棒稳定性、干扰抑制、跟踪性能等性能指标通过扩展线性矩阵不等式约束的方式,实现了LPV系统的多目标鲁棒跟踪控制。同时,通过引入松弛变量的方法,解除了Lyapunov函数矩阵与系统矩阵之间的耦合影响,从而降低了控制系统设计的保守性,得到了满足期望性能要求的LPV状态反馈鲁棒跟踪控制器。所设计的控制器应用于高超声速飞行器的非线性机理模型进行数值仿真验证,仿真结果表明：所设计的控制器能够使得闭环反馈控制系统有效地跟踪指令信号变化,系统动态性能良好且具有较强的抗干扰能力。     

高超声速飞行器伺服弹性与静不稳定控制方法

针对高超声速飞行器纵向静不稳定和低频结构模态下的气动伺服弹性控制问题,设计了一种双回路结构的鲁棒控制器。内环基于线性变参数(LPV)理论设计变增益控制器,将弹性模型表示成具有仿射参数依赖结构的LPV模型,采用线性矩阵不等式(LMI)求解变增益控制器以保证在任何载荷条件飞行器都具有足够的结构阻尼;外环设计鲁棒控制器实现飞行器对攻角指令的准确跟踪。仿真结果表明,该方法能够主动对结构模态进行阻尼从而达到抑制伺服弹性的效果,同时实现了飞行器纵向短周期模态稳定和对控制指令的高精度跟踪。     

高超声速飞行器H_∞鲁棒跟踪控制研究

针对高超声速飞行器巡航飞行控制问题,提出一种基于H∞的鲁棒控制方法。建立基于平衡点的线性不确定模型,将轨迹跟踪问题转换为一类H∞控制问题。在状态和控制输入不确定项满足匹配条件下,基于鲁棒稳定理论和线性矩阵不等式技术,推导出满足闭环系统内部稳定且满足一定控制性能的反馈增益选取条件。通过对非线性多变量高超声速飞行器纵向模型的轨迹跟踪仿真表明,所研究的控制方法可以确保对速度和高度指令的响应效果,并对模型中存在的参数摄动具有鲁棒性。     

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.     

基于向量Lyapunov函数方法的高超声速飞行器着陆段一体化导引与控制律设计

基于向量Lyapunov函数方法,设计了高超声速飞行器着陆段一体化导引与控制律。首先,根据高超声速飞行器着陆段三自由度运动学与动力学模型、阻力加速度动力学模型、姿态动力学方程,在考虑飞行器动力学方程中的不确定因素及可能存在的扰动因素的情况下,推导出制导与控制一体化非线性全耦合模型。然后,将上述非线性全耦合模型抽象为一类具有不确定性和强非线性的MIMO系统,针对该类系统,利用向量Lyapunov函数方法设计鲁棒控制器。最后,通过仿真计算对所提出控制器的有效性进行了检验。     

高超声速导弹再入的鲁棒变结构控制方法研究

针对具有强耦合、严重非线性、变系数、纯延迟的高超声速导弹再入控制系统,提出了一种自适应鲁棒变结构控制器,克服了传统控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性、强耦合的对象特性,适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动的不利影响.     

高超声速导弹再入的鲁棒变结构控制方法研究

针对具有强耦合、严重非线性、变系数、纯延迟的高超声速导弹再入控制系统，提出了一种自适应鲁棒变结构控制器，克服了传统控制方法的缺陷，无需大量的增益调节，而能自动适应非线性、强耦合的对象特性，适应大范围环境变化，减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性，自动补偿不确定因素和扰动的不利影响。     

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。     

高超声速飞行器鲁棒控制器设计

基于高超声速飞行器高度不确定性的特点。研究了基于H∞理论的高超声速飞行器鲁棒控制器的设计问题。研究了H∞鲁棒控制中的混合灵敏度设计问题,通过选择合适的加权阵,组成广义被控对象,采用Riccati方程求解鲁棒控制器。仿真结果表明：设计出的。控制器能够有效地抵抗飞行过程中存在的多种干扰和飞行参数的摄动,很好地满足了飞行控制系统性能指标。     

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。     

面向大包线导弹的分回路LPV姿态控制器设计

针对导弹飞行过程中,马赫数、攻角大范围变化带来的系统特性快变等问题,本文给出一种分回路控制、具有自增益调节功能的鲁棒线性变参数(LPV)姿态控制方法。本文首先基于导弹的飞行包络给出了其LPV系统的建模方法,然后考虑到LPV控制器数据量将随着LPV模型维数和顶点个数呈指数形式增长,提出了基于分回路设计的控制方法,以降低控制器阶数和个数,从而使控制器更具工程意义。最后基于某导弹非线性六自由度模型,对导弹进行复合控制仿真,结果表明所设计的控制器具有良好的自适应能力和鲁棒性。     

高超声速飞行器的终端滑模姿态控制

针对具有高度非线性、强耦合、含较大不确定性特点的高超声速飞行器,设计了终端滑模控制器,并应用于高超声速飞行器的姿态控制中。对飞行器姿态控制系统的慢回路设计PID控制律,快回路设计终端滑模控制律。终端滑模控制对系统参数的变化不灵敏,具有良好的鲁棒性。并利用李雅普诺夫稳定性理论证明整个闭环系统的稳定性。仿真结果表明,在气动参数大范围摄动的情况下,该控制系统对于高超声速飞行器姿态角信号指令具有良好的跟踪性能。     

吸气式高超声速飞行器巡航控制综述

飞行控制技术的研究是飞行器研制中的关键环节。针对吸气式高超声速飞行器巡航控制,从控制模型和控制方法两方面介绍了其研究现状。重点介绍了两种典型的控制模型,并从非线性控制、不确定控制以及工程实践三方面对控制律设计方法加以阐述。最后对吸气式高超声速飞行器巡航控制技术未来的发展趋势进行了展望。     

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。     

基于特征模型的高超声速飞行器再入多约束预测控制

针对存在输入和输出多约束的高超声速飞行器再入控制问题,提出了一种基于特征模型的鲁棒预测控制方法。对耦合的非线性再入动力学采用低阶线性特征模型简化,设计鲁棒预测控制器保证满足再入控制的多约束。基于特征模型的低阶等价性,将再入动力学的输入输出动态特性用线性时变的特征模型描述,并将三通道姿态耦合和干扰作为广义复合干扰。将灰色理论中累加求和的思想引入到特征模型参数辨识算法中,弱化了再入随机噪声的影响,通过灰色辨识方法在线估计特征模型的时变参数和干扰。设计一种基于线性矩阵不等式(LMI)滚动优化技术的H_2/H_∞鲁棒预测控制律与基于灰色辨识的补偿器共同构成复合控制器,保证了整个闭环系统的稳定,满足输入和输出约束。数据仿真验证了算法的有效性。     

火星飞机的多胞LPV鲁棒控制器设计

随着火星探测的日益发展,火星飞机作为一种中尺度探测手段,能够很好地补充轨道和地表探测器之间的能力空白。针对火星飞机的强非线性、参数不确定性的特点,提出了一种火星飞机的多胞LPV变增益H∞控制器设计方法。首先依据火星飞机的纵向非线性模型,在进行研究的飞行包线内选取适量平衡工作点进行雅可比线性化,通过线性化后的线性时不变系统数值拟合得到系统的LPV模型;然后通过张量的高阶奇异值分解理论进行张量积建模,实现火星飞机LPV模型的多胞形表示。最后设计基于LMI求解的鲁棒变增益控制器,使对象能够克服不利特性的影响,能够完成指令信号的快速跟踪并且使系统具有较强的鲁棒性。     

高超声速飞行器单因素椭圆集序列鲁棒预测控制方法

针对高超声速飞行器非线性、快时变、硬约束、大扰动和对象模型不确定性大等特点,研究离线鲁棒预测控制器的设计方法.在线鲁棒预测控制方法可以处理对象模型的不确定性,但是计算量大;常规离线鲁棒预测控制方法减小了在线计算量,但是牺牲了系统的调节时间等性能.提出基于单因素椭圆集序列的鲁棒预测控制策略,针对系统状态的m组一维子空间,运用常规离线鲁棒预测控制生成m组椭圆不变集序列,将在线优化转化成为在m组椭圆不变集中分别搜索当前状态所处最大椭圆不变集,最后通过简单的融合计算得到对应的控制律.该方法保证系统鲁棒性的同时,大幅度减少了在线计算时间,提高了系统响应速度.仿真算例验证了该方法的有效性.     

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。     

高超声速飞行器三通道耦合制导律与鲁棒控制律设计

针对高超声速飞行器俯冲段制导控制问题，提出了一种基于李代数和增量非线性动态逆的制导控制系统联合设计方法。将飞行器在俯冲段的制导目标转换为需求视线坐标系约束，在李群上建立了以当前视线坐标系与需求视线坐标系转换矩阵变化率表示的飞行器与目标的相对运动模型，同时建立以欧拉运动方程表示的飞行器姿态运动模型。针对李群上建立的相对运动方程，基于SO(3)上的广义PD控制方法设计了制导律，并针对姿态运动方程借助增量非线性动态逆方法设计了对气动干扰具有强鲁棒的姿态控制律。通过蒙特卡洛仿真试验，验证了制导控制系统联合设计方法的有效性和鲁棒性。