基于扩展$L_1$自适应的战斗机大迎角非线性控制

针对常规动态逆控制对系统不确定性较为敏感的缺点,提出一种扩展$L_1$自适应控制方法,用于战斗机大迎角非线性控制.采用时标分离原理将控制系统分为内外两个回路,分别设计动态逆控制器作为基本控制器,用于角速率和角度的跟踪控制.设计$L_1$自适应控制器作为扩展控制器,用于抵消系统中的不确定性.分别在标称和加入参数摄动的情况下进行仿真验证与对比,仿真结果表明所提出的控制方法能够有效抵消系统中的不确定性,提高控制效果.     

基于sigmoid函数的高超声速飞行器自适应姿态控制

针对高超声速飞行器无动力再入过程中具有强耦合、气动参数摄动及不确定性的非线性姿态模型,提出了飞行器姿态控制的一种非线性设计方法。首先基于时标分离原理分内外环设计非线性动态逆控制器,并利用Sigmoid函数分通道制定控制律。针对单纯使用动态逆控制鲁棒性弱的特点,引入基于扩张状态观测器(Extended State Observer,ESO)的自适应控制器对参数摄动和不确定性进行补偿,在参数拉偏和风干扰条件下仿真结果验证了设计控制器具有较强的鲁棒性。     

一种高超音速飞行器轨迹线性化控制方法研究

研究一种新的非线性控制结构.针对强非线性和不确定性高超音速飞行器,对跟踪性能和鲁棒性提出更高要求的特点,内环快回路通过动态逆的方法来设计,保证飞行器的性能,外环慢回路用轨迹线性化的方法进行跟踪控制;并提出了一种基于小脑模型关节控制器(Cerebellar Model Articulation Controller,CMAC)的神经网络自适应逆控制策略以提高系统的鲁棒性,对算法收敛条件和控制器稳定性进行了证明.最后利用改进设计方案在高超音速飞行条件下进行仿真验证.仿真结果表明整个控制系统具有很好的跟踪性能和鲁棒性.     

微型飞行器的自抗扰控制器设计

微型飞行器具有高度的非线性特性,且气动参数具有不确定性,难以建立精确的数学模型;为实现其姿态、速度、以及高度的精确鲁棒控制,基于自抗扰控制方法设计了微型飞行器速度回路和高度回路的控制器;首先建立了微型飞行器的非线性模型,然后利用扩张状态观测器对飞行器状态和气动不确定性因素进行了估计,并通过非线性反馈对模型不确定性部分和状态耦合进行补偿,实现了纵向通道的解耦控制;通过仿真对所设计的控制器进行性能验证,结果表明自抗扰控制器能够实现对微型飞行器的快速稳定控制,且不依赖于精确的飞行器数学模型,具有良好的鲁棒性。     

高超飞行器的再入非线性鲁棒控制

针对再入段高超飞行器非线性动力学模型存在不确定性和干扰,基于奇异摄动理论提出了鲁棒变结构+动态逆内外环解耦控制方法.为避免在线实时求逆,控制系统的外环基于简化的模型设计自适应滑模变结构控制律,通过反馈干扰观测器在线估计广义干扰量,实现角度的跟踪和闭环系统的稳定,抑止外来干扰.强耦合的姿态动力学内环采用动态逆跟踪角速度指...     

高超声速飞行器姿态自适应解耦控制方法研究

研究飞行器优化姿态控制问题,高超声速飞行器具有的快时变、非线性、强耦合特性给姿态控制系统设计带来一定难度.针对飞行器的特性分析,将姿态动力学模型分解为姿态角与角速度跟踪的内、外两回路,采用动态逆方法设计了双回路控制系统结构,从而在实现完全解耦的同时有效降低了设计难度.同时针对动态逆方法过于依赖精确数学模型的局限性,设计PID神经网络控制器,利用神经网络的无限逼近能力调整自身网络权重矩阵参数值,使控制器对不确定因素与未知干扰具有一定的自适应能力.在标称和拉偏情况下进行仿真,结果表明,控制姿态角的跟踪超调量可在1.5％以内,侧滑角的耦合量不足1度,满足对飞行器控制优化的要求.     

无人旋翼飞行器自适应飞行控制系统设计与仿真

为了设计出能适应不同飞行任务的无人旋翼飞行器飞行控制系统,讨论了模型逆控制器原理.提出了神经网络补偿控制器及其权系数在线算法,分析了综合控制器稳定性.导出了无人旋翼飞行器旋转动力学逆控制器和平移动力学逆控制器,设计了姿态内回路控制器和轨迹外回路控制器,确定了共轴旋翼转速驱动电机的控制分配策略.规划了组合机动飞行科目来模拟自动飞行任务.通过仿真验证了自适应飞行控制系统对无人旋翼飞行器水平垂直运动、悬停和航向运动的飞行控制能力.结果表明,所设计的飞行控制系统具有自适应性和鲁棒性,能实现姿态与轨迹的稳定和跟踪控制.     

基于神经网络的鲁棒自适应逆飞行控制

提出基于在线神经网络的超机动飞行自适应动态逆鲁棒控制方法.超机动飞行的基本控制律采用非线性动态逆方法设计,对于建模误差或者控制面损伤等因素导致的不确定性逆误差采用神经网络进行自适应补偿.通过动态逆控制律简化计算和飞机控制面故障自适应修复的仿真表明,神经网络通过在线补偿逆误差,能够有效降低非线性动态逆对模型准确性的要求,增强控制系统的鲁棒性.     

最优控制L1自适应在重装空投纵向控制器设计中的应用

为保证空投过程中载机的姿态和高度稳定,采用结合最优控制的L_1自适应控制方法设计了飞机纵向控制器.利用最优控制产生线性控制信号并确定匹配参考模型,在此基础上将系统非线性转化为L_1自适应控制结构中的匹配和非匹配不确定性实现姿态保持,结合外环PID高度控制器完成整个飞控系统的设计.仿真验证了控制器的强鲁棒性,可以抑制高自适应增益下输入信号中的高频抖振.     

四旋翼飞行器姿态的非线性控制仿真研究

针对目前国内四旋翼飞行器在电力巡检中的广泛应用,对四旋翼飞行器的姿态控制提出更高的要求.由于四旋翼飞行器存在着非线性、多变量耦合的内部不匹配干扰和风力等的外部干扰,设计了非线性干扰观测器来逼近这些干扰形成反馈补偿,从而抵消各种干扰,主回路采用PID控制器。计算机搭建Matlab仿真模型验证控制器的控制效果,编写三维轨迹和姿态角的GUI监测界面,Simulink仿真结果表明：该非线性干扰观测器能有效抵消干扰。     

An integrated approach to hypersonic entry attitude control

This paper presents an integrated approach based on dynamic inversion(DI)and active disturbance rejection control(ADRC)to the entry attitude control of a generic hypersonic vehicle(GHV).DI is frstly used to cancel the nonlinearities of the GHV entry model to construct a basic attitude controller.To enhance the control performance and system robustness to inevitable disturbances,ADRC techniques,including the arranged transient process(ATP),nonlinear feedback(NF),and most importantly the extended state observer(ESO),are integrated with the basic DI controller.As one primary task,the stability and estimation error of the second-order nonlinear ESO are analyzed from a brand new perspective:the nonlinear ESO is treated as a specifc form of forced Li′enard system.Abundant qualitative properties of the Li′enard system are utilized to yield comprehensive theorems on nonlinear ESO solution behaviors,such as the boundedness,convergence,and existence of periodic solutions.Phase portraits of ESO estimation error dynamics are given to validate our analysis.At last,three groups of simulations,including comparative simulations with modeling errors,Monte Carlo runs with parametric uncertainties,and a six degrees-of-freedom reference entry trajectory tracking are executed,which demonstrate the superiority of the proposed integrated controller over the basic DI controller.     

一种无人机大机动飞行控制方法

研究了无人机进行大机动的控制问题,提出了一种传统动态逆控制方法的改进方法.在外环的气流角控制器中,通过引入加速度反馈,避免了传统方法的气动力估算环节,从而提高了对气动数据不准确的鲁棒性.在内环的角速率控制器中,使用基于LPV(linear parameter-varying)系统鲁棒PI控制方法,从理论上保证了整个机动飞行过程中的鲁棒性.仿真结果表明,提出的方法能够实现无人机纵向和横航向同时进行机动的控制,同时具有较好的控制性能.     

Robust Attitude Control for Reusable Launch Vehicles Based on Fractional Calculus and Pigeon-inspired Optimization

In this paper, a robust attitude control system based on fractional order sliding mode control and dynamic inversion approach is presented for the reusable launch vehicle (RLV) during the reentry phase. By introducing the fractional order sliding surface to replace the integer order one, we design robust outer loop controller to compensate the error introduced by inner loop controller designed by dynamic inversion approach. To take the uncertainties of aerodynamic parameters into account, stochastic robustness design approach based on the Monte Carlo simulation and Pigeon-inspired optimization is established to increase the robustness of the controller. Some simulation results are given out which indicate the reliability and effectiveness of the attitude control system.      

Nonlinear robust sliding mode control of a quadrotor unmanned aerial vehicle based on immersion and invariance method

We present an asymptotic tracking controller for an underactuated quadrotor unmanned aerial vehicle using the sliding mode control method and immersion and invariance based adaptive control strategy in this paper. The control system is divided into two loops: the inner‐loop for the attitude control and the outer‐loop for the position. The sliding mode control technology is applied in the inner‐loop to compensate the unmatched nonlinear disturbances, and the immersion and invariance approach is chosen for the outer‐loop to address the parametric uncertainties. The asymptotic tracking of the position and the yaw motion is proven with the Lyapunov based stability analysis and LaSalle's invariance theorem. Real‐time experiment results performed on a hardware‐in‐the‐loop‐simulation testbed are presented to validate the good control performance of the proposed scheme. Copyright © 2014 John Wiley & Sons, Ltd.     

Nonlinear asymptotic attitude tracking control of an underactuated 3-degree-of-freedom helicopter using neural network feedforward term

This paper proposes a new asymptotic attitude tracking controller for an underactuated 3-degree-of-freedom (DOF) laboratory helicopter system by using a nonlinear robust feedback and a neural network (NN) feedforward term. The nonlinear robust control law is developed through a modified inner-outer loop approach. The application of the NN-based feedforward is to compensate for the system uncertainties. The proposed control design strategy requires very limited knowledge of the system dynamic model, and achieves good robustness with respect to system parametric uncertainties. A Lyapunov-based stability analysis shows that the proposed algorithms can ensure asymptotic tracking of the helicopter’s elevation and travel motion, while keeping the stability of the closed-loop system. Real-time experiment results demonstrate that the controller has achieved good tracking performance.     

四旋翼无人机鲁棒自适应姿态控制

 四旋翼无人机的姿态控制是自主飞行控制的核心,针对四旋翼姿态易受外界环境干扰和内部参数摄动等不确定性影响的问题,设计了一种鲁棒自适应反步控制器,以提高四旋翼的鲁棒性。建立了四旋翼完整的姿态运动模型,并将其转化为含有广义不确定性的多输入多输出非线性系统。根据该系统满足严格反馈的结构特点,设计了反步控制器; 针对系统中存在的外部干扰和内部参数摄动等不确定性,引入了一类鲁棒自适应函数来抵消该不确定性对系统的影响; 采用非线性跟踪微分器估计虚拟控制量的微分信号,减小了反步控制器设计中普遍存在的“计算膨胀”问题; 通过构造Lyapunov 函数证明闭环系统是稳定且指数收敛的。仿真结果表明,所设计控制器具有良好的控制效果和鲁棒性。     

基于神经网络的无人机姿态自适应控制仿真

针对四旋翼无人机姿态控制中模型不完整、部分参数和扰动不确定的问题,提出了一种基于神经网络的自适应控制方法,采用RBF神经网络对无人机姿态动力学模型中不确定和扰动部分进行学习,设计了以类反步法为基础,包含反馈控制和神经网络控制的自适应控制器,实现了对未知动态的准确逼近,解决了传统控制方法中过于依赖精确模型的问题。同时设计了神经网络的权值自适应律,实现了控制过程中的在线学习和调整,并且通过李雅普诺夫方法证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明,在存在较大扰动的情况下,上述控制器可得到很好的控制效果,可以实现误差的快速收敛,具有较好的鲁棒性和自适应性。     

交会对接模拟系统姿态位置耦合有限时间控制

针对航天器交会对接模拟系统的姿态同步和位置跟踪控制问题,在存在外界扰动和系统不确定性的情况下,基于改进的快速非奇异终端滑模面和改进的自适应律,采用双闭环控制结构分别设计内环和外环有限时间姿态位置耦合控制器.所提出的自适应律不仅能有效地抑制扰动和不确定性且能保证控制器是连续的.李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明,所提出的控制方法能保证系统内环和外环跟踪误差的有限时间稳定性和准确收敛性.     

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。