稀薄大气层反作用控制系统设计方法

针对高层大气中反作用控制系统和气动舵的面对称飞行器控制问题,提出了反作用控制系统(RCS)的设计方法。为实现姿态的稳定控制,利用舵前馈进行力矩配平,并针对新系统提出了反作用控制系统的构成和功能。分别对关键子系统进行设计。在刚体状态估计器中,分别利用高通滤波器和低通滤波器进行姿态和角速度反馈信号的处理。根据高层大气中姿态控制系统的需求,采用最优控制方法进行相平面逻辑的设计和优化。根据动态处理方法给出了推力器选择逻辑。建立数学模型,通过仿真验证了方法的可行性和有效性。说明控制器满足高层大气中姿态控制系统的性能指标,稳态精度小于0.50。     

基于切换参数PI控制器的运动控制系统设计与实现

为了提高运行控制系统的控制精度,减少运动过程中的震荡,提出一种基于切换参数PI控制器的运动控制系统;首先运动控制过程中考虑进行PI条件切换,然后利用回调函数,并加入滤波器进行平滑处理,构建了速度控制模块、伺服电机仿真模块,最后采用仿真实验对系统的进行仿真测试;仿真实验结果表明,该运动控制系统可以得到更快、更准确的运动结果,为运动控制系统的设计和调试提供了一种新的研究思路.     

再入飞行器变结构姿态控制律设计与仿真

研究飞行器再入问题,以美国X-34技术验证机为对象,提出了一种再入飞行器变结构姿态控制算法。为提高姿态控制的精度,通过设计内外双环控制器,并选择适当的趋近律和符号函数连续化方法来解决由于变结构控制带来的抖振问题。同时基于X-34反作用控制系统(RCS)配置方案给出了一种RCS控制模式。由于RLV存在两套姿态控制执行机构与气动舵面,提出了一种基于动压调节的混合控制策略。最后通过Matlab/Simulink仿真计算验证了在标称状态与加入扰动时的控制算法的有效性,具有良好的跟踪性能和强鲁棒性。     

基于多模型模糊自适应PID的无人机纵向姿态控制研究

针对无人机典型的非线性,且气动参数随着工作环境时变的问题,文中研究了基于模糊控制规则下的多模型模糊自适应控制方法,以实现对无人机纵向姿态控制;该方法对局部采用经典PID设计的子控制器进行加权处理,从而达到多控制器集的平滑切换,在利用S函数建立的无人机六自由度模型基础上进行控制仿真,得出仿真曲线;基于无人机纵向姿态俯仰角控制仿真结果表明,设计的多模型模糊自适应PID控制器具有较好的控制性能和鲁棒性。     

可逆冷带轧机速度张力系统的模糊自适应动态面反步控制

研究了基于动态面反步控制和模糊自适应逼近的可逆冷带轧机速度张力系统直接反馈线性化(direct feedback linearization,DFL)动态解耦控制问题.首先,通过构造非线性干扰观测器(nonlinear disturbance observer,NDO)削弱了模型中非匹配不确定项对系统性能的影响,进而应用DFL理论实现了速度张力非线性耦合系统的动态解耦和线性化;其次,将反步控制与动态面控制相结合完成了解耦后速度张力各线性子系统控制器的设计,且有效避免了反步控制中的"微分爆炸"现象;再次,采用模糊自适应方法对所设计控制器中的匹配不确定项进行了逼近估计,有效地提高了速度张力系统的跟踪控制精度;稳定性分析结果表明,可逆冷带轧机速度张力系统是一致最终有界的.最后,基于工业现场的实际数据进行仿真对比研究,仿真结果验证了本文所提方法的有效性.     

一种可重复使用运载器的伪逆法自修复控制

研究可重复使用运载器自修复控制问题,由于气动舵面故障将严重影响飞行器飞行安全,针对实时自修复控制系统的控制器和控制分配算法进行了研究.根据对象强时变非线性和飞行环境变化剧烈特点,利用动态逆和变结构控制理论,设计了双回路动态逆变结构控制器.针对舵面故障的特点,设计了改进的基于力矩指令的实时伪逆法控制分配算法;给出了结合上述控制器和控制分配算法的自修复控制系统.数字仿真表明,上述系统在可重复使用运载器舵面出现漂浮、卡死故障时,具有良好的实时自修复控制能力,并满足跟踪精度、时效性和适应性要求.     

近空间飞行器再入段复合控制系统设计研究

针对近空间飞行器再入时飞行空域较大,为保证剧烈变化环境下的姿态控制能力,需采用脉冲推力器和气动舵进行复合控制.协调工作原理和特性不同的执行机构以满足系统性能指标.基于减小复合控制器构型影响考虑,采用前馈-反馈复合控制器,以气动舵子系统构筑前馈回路,将复合模式下的控制系统设计问题转化为RCS子系统单回路设计,并通过对极限环特性分析给出纵向非线性控制律设计方法.仿真验证表明了气动舵输出平缓、推力器满足最大工作频数限制、姿态误差小于0 5度.仿真结果证明,方法在处理含有异类执行机构的近空间飞行器复合控制律设计问题是有效的.     

舰载机自动着舰纵向控制系统设计

航空母舰在大海上以一定速度作匀速直线运动时,海浪激励舰体作三自由度摆动运动,同时伴有低空大气紊流和舰尾流的干扰,使得舰载机着舰的环境十分恶劣,这样对自动着舰控制系统提出了极大的挑战.针对这一特殊问题,本文提出一种指令滤波积分反步滑模控制方法,首先该方法采用指令滤波处理反步的计算膨胀问题,然后引入滑模控制来解决外界扰动和匹配不确定性问题.考虑到降低滑模控制引起的抖动,本文利用高阶滑模控制的思想,在传统的反步方法上增加了一个附加虚拟控制状态方程,将控制器的最终输出作用在一个积分器上,这样不仅可以降低滑模控制的抖动,还可以利用反步方法处理不匹配不确定性问题.最后在理论上证明了所提出方法的全局稳定性,并通过仿真实验验证了该方法的有效性.     

无人机鲁棒伺服LQR飞行控制律设计

为抑制无人机飞行模态切换时舵面跳变使机体产生的大过载,降低无人机对舵系统及结构可用过载的要求,将鲁棒伺服LQR方法与经典控制方法相结合设计了飞行控制律;以俯仰角控制模态为例,对鲁棒伺服LQR控制方法的特性进行了分析,俯仰角速率回路采用鲁棒伺服LQR最优控制方法设计了控制律,俯仰角回路采用经典控制方法设计了控制律,并通过非线性数字仿真对控制律的控制效果进行了验证;仿真结果表明:鲁棒伺服LQR控制比常规PID控制超调量减小50%,且大大减小了响应初期的升降舵偏角突变,降低了对机体可用过载的要求;该控制律形式简单,易于工程实现。     

基于气动舵面和RCS融合控制的高超声速飞行器再入姿态容错控制

针对高超声速飞行器再入姿态模型,研究气动舵面故障时的再入姿态容错控制.根据高超声速飞行器再入初期的特点,通常需要反作用控制系统(Reaction Control Systems,RCS)协助气动舵面完成姿态控制.采用Backstepping方法获得期望力矩,将气动舵面视为首要执行机构,在气动舵面之间控制分配期望的力矩.如果气动舵面不能达到期望力矩,则开启RCS,由RCS提供气动舵面不能提供的力矩.考虑舵面发生部分失效和卡死故障情况,设计基于控制分配算法的容错控制策略,使得系统在故障情况下仍旧保持稳定并恢复追踪性能.     

Landing Auto‐Pilots for Aircraft Motion in Longitudinal Plane using Adaptive Control Laws Based on Neural Networks and Dynamic Inversion

This paper presents two new automatic landing systems (ALSs) for aircraft motion in longitudinal plane; the model of the landing geometry determines the flight trajectory and the aircraft calculated altitude; the flight trajectory during landing consists of two parts: the glide slope and the flare. Both designed ALSs have an adaptive system (ACS) for the aircraft output's control; for the first ALS, the output vector consists of the flying altitude and the longitudinal velocity, while, for the second ALS, the output variables are the pitch angle and the longitudinal velocity of aircraft. The second variant of ALS also contains an altitude controller providing the calculated pitch angle. The calculated altitude (for the first ALS), the calculated pitch angle (for the second ALS), and the desired flight velocity are provided to the ACS by means of a block consisting of two reference models. ACS is based on the dynamic inversion concept and contains an adaptive controller which includes a linear dynamic compensator, a state observer, a neural network, and a Pseudo Control Hedging block. The paper is focused both on the design of the two ALSs and on their complex software implementation and validation.     

Multivariable supertwisting fixed‐time approach for RLV re‐entry attitude control

The attitude control problem of reusable launch vehicles (RLVs) is investigated based on multivariable supertwisting fixed‐time comprehensive control strategy. A novel multivariable supertwisting fixed‐time approach, which can guarantee that the states converge to zero within a fixed time, is proposed. According to the multiple time scale principle, the RLV attitude control system is divided into attitude angle subsystem and attitude angle rate subsystem. Based on multivariable supertwisting fixed‐time approach, comprehensive design of fixed‐time disturbance observer and controller is proposed to ensure that the attitude angle tracking error converges to zero within a fixed time. The features of the proposed control scheme contain that the settling time is independent of initial conditions and it has the better property of chattering reduction. Finally, the efficiency of the proposed method is verified through numerical simulation.     

无人机滑降着陆控制系统设计

针对滑跑型无人机回收阶段对下滑角跟踪以及触地时姿态角的高要求,设计了一种无人机滑降着陆控制方式。首先,给出了滑降控制系统结构图,在此基础上分别进行了滑降横侧向控制器和滑降纵向控制器的设计,具体进行了直线航迹和圆航迹的控制方法以及下滑段的高度控制量算法的分析。然后,进行了滑降着陆控制模式设计,将滑降过程分解为降高、平飞、下滑以及拉平四个阶段分别进行设计,并在拉平阶段给出了俯偏航距仰角控制量与离地高度的关键技术公式。仿真结果表明,该无人机滑降着陆控制系统平飞段偏航距小于5m,接地时偏航距约为0m;平飞段高度跟踪误差为0m,下滑段高度跟踪误差2m;落地姿态角为0.4度。具有高度控制误差小、偏航距离短、落地姿态角安全性高的优点,能满足滑跑无人机对滑降阶段的控制要求。     

基于非线性干扰观测器的高超声速飞行器滑模反演控制

针对高超声速飞行器非线性、强耦合和参数不确定弹性体模型,提出了一种基于非线性干扰观测器的滑模反演控制方法.将飞行器曲线拟合模型分解为速度子系统和高度相关子系统并表示为严格反馈形式,分别采用滑模和反演方法设计实际控制量与虚拟控制量.采用1阶低通滤波器获取虚拟控制量的导数,解决了传统反演控制方法"微分项膨胀"问题.基于改进滑模微分器设计了一种新型非线性干扰观测器,以此对模型不确定项进行估计和补偿.仿真结果表明,该控制器对模型不确定性和气动弹性影响具有鲁棒性,且实现了对速度和高度参考输入的稳定跟踪.     

主旋翼升力和机身姿态受限的模型直升机非线性控制（英文）

A nonlinear control is proposed for trajectory tracking of a 6-DOF model-scaled helicopter with constraints on main rotor thrust and fuselage attitude. In the procedure of control design, the mathematical model of helicopter is simplified into three subsystems: altitude subsystem, longitudinal-lateral subsystem and attitude subsystem. The proposed control is developed by combining the sub-controls for the corresponding subsystems. The sub-controls for altitude subsystem and longitudinal-lateral subsystem are designed with hyperbolic tangent functions to satisfy the constraints; the sub-control for attitude subsystem is based on backstepping technique such that fuselage attitude tracks the virtual control for longitudinallateral subsystem. It is proved theoretically that tracking errors are ultimately bounded, and control constraints are satisfied.Performances of the proposed controller are demonstrated by simulation results.     

主旋翼升力和机身姿态受限的模型直升机非线性控制

针对主旋翼升力和机身姿态受限的6自由度模型无人直升机的轨迹跟踪控制问题设计了一种非线性控制器.在控制器设计过程中,直升机的数学模型被简化为三个子系统: 姿态子系统,纵-侧向子系统和高度子系统,所设计的控制器由针对这三个子系统的子控制器组成.纵-侧向和高度子控制器基于双曲正切函数进行设计,以保证满足受限条件; 姿态子控制器利用反步法设计,使得机身姿态能够跟踪纵-侧向和高度子系统的虚拟控制.本文在理论上证明了闭环系统跟踪误差最终有界,并且控制器满足受限条件.仿真结果证实了所设计控制器的性能.     

Adaptive output feedback control for nonholonomic systems with uncertain chained form

The output feedback adaptive control problem is investigated for nonholonomic systems with strongly nonlinear uncertainties and unknown virtual control directions. A nonlinear output feedback switching controller based on the output measurement of the first subsystem is employed in order to make the state scaling effective and ensure the convergence of the system states. The novel observer/estimator is introduced for state and unknown parameter estimates. The integrator backstepping technique by the use of a constructive recursive is applied to the design of the adaptive controller and to overcome the unknown virtual control directions. The simulation result validates the effectiveness of the proposed scheme.     

静止无功补偿器的自适应逆推无源反馈控制设计

通过将耗散系统理论和自适应逆推(adaptive backstepping)非线性控制算法相结合, 克服了无源反馈方法只能为输入输出相对阶为1的系统设计控制律的限制, 为带有静止无功补偿器的单机无穷大电力系统设计了鲁棒自适应控制器. 设计中兼顾了系统遭受不确定扰动以及阻尼系数难以精确测量情况下控制器的鲁棒性和自适应能力. 理论分析证明所提算法可保证系统内所有状态变量一致有界且渐近稳定, 系统误差全局渐近稳定. 仿真结果也表明, 所提算法使系统母线电压, 发电机功角以及转子角速度的暂态响应性能优于传统逆推算法, 系统误差迅速收敛至零, 与理论证明结果一致.     

基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统设计

针对四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统抗干扰能力较差,控制性能较差的问题;文章提出基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统,优化设计了系统的硬件和软件部分;硬件部分设计主控制器,通过发生器输出的PWM波信号控制电速;设计传感器模块,测量姿态角与加速度等数据,采用双陀螺仪和双加速度计结构,避免共振对测量结果产生影响;设计电机驱动模块,选用X2216型无刷直流电机为运行提供较高的转速和响应速度;设计无线数据传输模块,选用3DR无线数据传输模块实时监测姿态信位置信息数据;构建基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统,对角速度数据、加速度数据等数进行融合改正,再运用互补滤波器对陀螺仪和加速度计进行信号检测和控制调度,得到精确的实时姿态角;采用姿态控制算法和串级PID控制策略,提高对系统的控制力,保证飞行的平稳;实验结果表明,基于混合滤波的四旋翼无人机抗干扰姿态控制系统抗干扰性强、控制能力高以及响应速度快。     

A passive output feedback controller with wave filter for marine vehicles

An output feedback controller with a wave filter for regulation of nonlinear marine vehicles is derived. Only measurements of position and attitude are needed. Asymptotic stability for the position and attitude around the desired values, and the velocity about zero is proven by applying Lyapunov stability analysis. Even though the wave filter in this paper has a notch filter structure, it is incorporated in the controller such that the system from the vehicle's velocity to the control input is passive. This is opposed to conventional notch filters which are usually designed separately from the controller itself, possibly complicating the stability analysis. Finally, a simulation study of a ship illustrates the design procedure of the controller. © 1998 John Wiley & Sons, Ltd.