On-line optimal autonomous reentry guidance based on improved Gauss pseudospectral method

The on-line optimal autonomous reentry guidance of the hypersonic vehicle is proposed based on the improved Gauss pseudospectral method （IGPM）. The autonomous reentry guidance requires the hypersonic vehicle can generate the optimal trajectory for the latest flight mission on line and track the new trajectory well under the uncertainty. These two problems are simplified into a nonlinear optimal control problem with nonlinear constraints. The IGPM is introduced to solve the above two problems. The trajectory has to change according to the flight mission and therefore the new optimal trajectory can be obtained by IGPM within about 10 s. The optimal feedback guidance law is used to track the reference trajectory to handle the uncertainty. In order to deal with the CPU time delay, which comes from optimizing the new trajectory, the new on-line optimal autonomous reentry guidance is depicted. Finally, the numerical simulation shows that the proposed autonomous guidance can generate optimal trajectory for the new flight mission and have a high tracking accuracy     

运输机低空重装空投增益自适应滑模控制

本文针对带有不确定性且不确定性边界未知的低空重装备空投过程控制问题,提出了基于增益自适应全局滑模的飞行控制方法.该方法采用反馈线性化技术对重装空投过程模型进行线性化,解决了空投模型的强非线性问题,在此基础上,设计了切换增益自适应全局滑模控制器,保证了系统在响应全程的鲁棒性,克服了滑模到达阶段系统初始误差对切换增益自适应过程的影响.提出了一种改进的增益自适应方法,解决了滑动阶段的切换增益过度自适应问题.基于Lyapunov理论证明了控制器的稳定性和鲁棒性.仿真验证了控制方法的控制性能和优越性.     

飞行模拟转台非线性干扰观测器反步滑模控制器设计

本文针对考虑不确定性的飞行模拟转台伺服系统,提出了一种基于非线性干扰观测器的反步全局滑模补偿控制方法。该方法采用反步控制方法设计转速期望虚拟控制,然后利用非线性干扰观测器观测系统不确定干扰,进而对引入非线性干扰观测器的系统设计自适应全局滑模控制器,实现了飞行模拟转台伺服系统期望转角信号的鲁棒跟踪控制,仿真结果表明,该方法控制效果良好,具有很好的工程应用价值。     

带有干扰观测器的高超声速飞行器滑模控制

针对高超声速飞行器非线性和易受干扰影响的特点,提出了带有扩张状态干扰观测器的连续滑模控制方法.在对飞行器非线性模型做线性化处理的基础上,设计了一种连续时间滑模控制器.该控制器在对不确定性和未知动态保持鲁棒性的基础上,消除了传统滑模中存在的抖振现象.对系统中存在的外加干扰,设计了扩张状态干扰观测器.将外加干扰作为系统的一个状态变量被估计出来,再将估计值用作滑模控制器的补偿量,进而达到消除外干扰的目的.在高超声速飞行器巡航飞行状态的基础上进行了仿真.仿真结果表明,所提出的方案能够满足控制要求.     

四旋翼飞行器自适应滑模控制设计

针对四旋翼飞行器姿态模型建模误差以及外部扰动不确定性的特点,提出了一种基于自适应滑模的非线性控制器。采用参数自适应控制方法逼近系统中的建模误差项,滑模控制方法进一步抵消系统建模误差以及外部不确定扰动项。并采用李雅普诺夫稳定法证明了所设计的控制器能够实现全局渐近稳定。最后,通过四旋翼姿态飞行实验,验证了文中所提出控制方法的有效性,能够实现小型四旋翼姿态的稳定控制,其抗扰性能优于传统PID控制。     

重装空投系统的动力学建模与控制律设计

针对当前重装空投数学模型与实际系统存在偏差等问题,改进传统的分离体建模方法。将货物视作刚体考虑分析,修正了货物约束力的作用点,引入了牵引伞力作用方向,综合考虑了货舱地板角、摩擦系数等影响因素,提出更加精确的干扰力矩计算方法,建立更加贴近实际的重装空投动力学模型。设计了俯仰高度保持和速度保持控制律,并利用遗传算法选取了合适的控制律参数。仿真结果表明,所给出的控制方案能够有效地保持飞行轨迹和稳定飞机姿态。     

具有未知干扰的无人机鲁棒滑模飞行控制

研究无人机飞行稳定性控制问题,由于无人机飞行控制系统存在时变外部干扰,飞行过程中升阴比变化激烈,控制稳定性难度较大。利用滑模控制良好的鲁棒能力提出一种神经网络的鲁棒飞行控制方法。因神经网络有良好非线性逼近能力,可对无人机飞行系统中的不确定进行在线逼近,并将神经网络权值误差引入到权值的自适应律中用以改善系统的动态性能。利用神经网络的组合,设计无人机鲁棒滑模飞行控制器。控制器分为两部分,一部分是等效控制器,另一部分是滑模控制器,能有效减小系统的跟踪误差。最后将所设计的鲁棒滑模控制对无人机飞行姿态控制进行仿真。仿真结果表明,新方法能提高无人机的鲁棒飞行控制能力且能实现无人机姿态的精确跟踪和稳定性控制。     

TORA系统基于自调节滑模干扰补偿器的解耦滑模控制

针对欠驱动TORA系统,提出一种基于自调节滑模干扰补偿器的解耦滑模控制方法。所提出的控制方法无需系统不确定性上界的先验信息,对于系统不确定性具有良好的适应性。该控制方法包括设计一种自调节滑模干扰补偿器和一种新型的双幂次趋近律,所设计的自调节滑模干扰补偿器能够利用切换增益自适应算法准确逼近上界未知的系统不确定性,所提出的新型双幂次趋近律能够保证系统状态的快速趋近并抑制控制器的高频抖动。采用Lyapunov稳定性理论证明闭环控制系统的稳定性,并通过数值仿真实验验证所提出的控制方法的有效性。     

基于有限时间扰动观测器的四旋翼编队控制

针对复杂飞行环境下的多四旋翼飞行器系统,提出一种基于有限时间扩张状态观测器的主从编队控制策略(FTESO-LFFC).对于领航者子系统,提出一种积分滑模控制(ISM)策略,通过引入的积分项,消除了传统滑模控制中的趋近阶段,提高了系统的鲁棒性.对于跟随者子系统,提出一种非奇异终端滑模控制(N TS M)策略,该方法在解决...     

载人潜水器的干扰特性分析与自适应滑模控制

针对在实际运行中会受到未知外部环境干扰和模型不确定性等因素影响的蛟龙号载人潜水器系统,本文设计了一种基于干扰特性指标的新型自适应滑模控制方法,实现对有益干扰的利用和有害干扰的补偿.首先,文章给出载人潜水器系统的运动学和动力学模型;然后,本文设计非线性干扰观测器估计系统所受的集总扰动,并提出一种扇形区域干扰特性指标,用于判断干扰对系统的影响;其次,文章设计一种基于干扰特性指标的自适应滑模控制方法,并且根据李雅普诺夫理论进行严格的稳定性分析;最后,通过数值仿真,验证所设计的滑模控制方法的优越性.其优越性主要体现在:不仅能够有效缓解抖振现象,并且避免控制增益高估的问题.     

自适应时变Terminal滑模控制研究

针对Terminal滑模控制到达阶段鲁棒性不强的问题,提出了时变Terminal滑模控制方法。分析Terminal滑模面的设计参数对系统性能的影响,提出一种非线性时变Terminal滑模面的设计方法。为了消除多输入多输出(MIMO)非线性系统的不确定,构建动态干扰观测器系统,根据干扰观测误差在线调节参数,从而在线逼近外部干扰,证明了逼近误差一致最终有界。采用倒立摆系统进行仿真验证,提出的自适应时变Terminal滑模控制方法比传统的PID控制镇定时间缩短80%,且无超调。仿真结果表明,所提方法可以用于MIMO非线性系统的控制。     

基于不确定T-S模型的模糊滑模自适应控制

提出一种不确定T-S模型的模糊滑模自适应控制方法。通过变换将该模型转换成3个组成部分：线性标称系统,已知非线性部分和未知不确定部分。针对它们设计3个控制器,其作用分别为：强迫系统沿着滑模面运动,消除已知扰动对线性标称系统的影响,克服不确定扰动(采用模糊滑模自适应控制,无需知道不确定的界限)。该方法无需求正定矩阵就能保证系统全局稳定。     

无刷直流电机的自适应模糊滑模控制策略研究

为了提高无刷直流电机（BLDCM,brushless dC motor）控制系统的动态响应速度和干扰抑制能力,提出了一种新的自适应模糊滑模控制（AFSMC,adaptive fuzzy sliding mode control）策略。控制系统根据滑模开关函数的取值范围,可以切换滑模控制器的输出,能够改进滑模观测器的抖振现象和系统稳定性。控制器的控制律由自适应模糊控制算法调节,滑模控制器的输出减少了系统不确定时延的影响。根据所提出控制策略建立了仿真模型,并进行了仿真。仿真结果表明,所提出的控制策略能提高系统的动态性能和鲁棒性。该方法用于无刷直流电机的控制是可行的、有效的。     

基于模型的空投任务飞行品质试飞设计及评估

针对飞机执行空投任务的飞行品质试飞安全控制及缺少设计及评估方法问题,建立空投过程数学模型,预测空投过程飞机响应、指导飞行试验实施,在空投试飞前,为评估飞机空投构型飞行品质、确保空投试飞的安全性,分析空投货物时飞机响应特点,确定载机平台飞行品质试飞内容;以飞机姿态控制为目标,确定重力空投、牵引空投过程飞机飞行状态、给出飞行员操纵建议,设计了空投过程评价要素表,形成基于模型的空投任务飞行品质试飞设计及评估技术,保障试飞安全、指导试飞设计。     

Immersion and Invariance-based Sliding Mode Attitude Control of Tilt Tri-rotor UAV in Helicopter Mode

In this paper, we propose an immersion and invariance-based sliding mode controller for a tilt tri-rotor unmanned aerial vehicle subjects to parameter perturbation, unmodeled dynamics, and external disturbances. The control scheme is divided into three parts, including the disturbance observer, the attitude controller, and the control allocation. Firstly, to alleviate the chattering and improve the robustness for attitude control, the observer using immersion and invariance theory is developed to estimate the disturbance. Note that the observer can relax the requirement of disturbance upper bound and guarantee the convergence of the estimation error. Secondly, to improve the dynamic response capability, a sliding mode attitude controller with an adaptive switch function is designed based on the disturbance observer. Thirdly, a hierarchical control allocation algorithm is proposed. The performance improvement is illustrated by comparing with other sliding mode controllers. Simulations and flight experiments are conducted to verify the effectiveness and applicability of the proposed control scheme.

     

基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统

传统飞机飞行姿态滑膜控制系统,存在飞机飞行姿态自适应系数稳定性差的问题,在控制过程中会受到多重因素影响,导致飞行姿态可控误差系数增大,需要辅助控制系统修正才能完成飞行姿态的控制操作;针对上述问题,提出基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统;系统硬件基于PID自适应滑模控制器,对飞机飞行姿态控制器进行结构设计;软件部分通过引入自适应滑模控制策略,对PID控制器姿态控制变量进行适配;引入AFSMC算法计算姿态控制器当前时间点下的运动控制方程,得到飞行姿态自适应滑模控制的最优量,完成基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统设计;实验结果表明,所设计系统能够在不同飞行工况下,对飞机飞行姿态作出准确控制,系统的整体控制精度范围为90%~97.4%,飞机飞行控制稳定性较好,有效提升了系统对飞机飞行姿态的控制准确度。     

集成神经网络与自适应算法的分数阶滑模控制

针对被控对象的参数时变和外部扰动问题,本文融合神经网络的万能逼近能力和自适应控制技术,并结合分数阶微积分理论,提出了基于神经网络和自适应控制算法的分数阶滑模控制策略.本文采用等效控制的方法设计滑模控制律,并利用神经网络的万能逼近能力估测控制律的变化,结合自适应控制算法和分数阶微积分理论抑制传统滑模控制系统的抖震,同时根据Lyapunov稳定性理论分析了系统的稳定性,最后给出了实验结果.实验结果表明,本文提出的基于神经网络和自适应控制算法的分数阶滑模控制系统,能保持滑模控制器对系统外部扰动和参数变化鲁棒性的同时,也能有效地抑制抖震,使得系统获得较高的控制性能.     

基于干扰观测器的解耦快速终端滑模控制

针对一类欠驱动系统跟踪控制问题,提出了一种基于非线性干扰观测器的全局解耦快速终端滑模控制(NDODGFTSMC)策略。将欠驱动系统分解成两个子系统分别设计全局快速终端滑模面,利用其中一个子系统滑模面的符号函数来构造中间变量,并将该变量引入到另一个子系统的滑模面中,构造出整个系统的滑模面,采用等效控制法和模糊双幂次趋近律求解系统的控制律。同时为了消除系统扰动对控制效果的影响,设计了一种双曲正切非线性干扰观测器对系统干扰进行估计并补偿给控制器。利用Lyapunov稳定原理证明了系统滑模面的渐近稳定性。将该方法应用于小车倒立摆系统的控制中,仿真结果验证了其有效性及优越性。     

非线性不确定系统的非奇异快速终端滑模控制

针对存在非匹配干扰的非线性系统,设计了一种基于干扰观测器和反步法的非奇异快速终端滑模控制.引入非线性干扰观测器估计系统的不确定性,利用反步的思想处理高阶非线性系统,从而可以将非线性干扰观测器估计的干扰值引入反步法的虚拟控制量中,同时设计一种新颖的非奇异快速终端滑模控制律保证系统的收敛速度和精度.利用Lyapunov函数从理论上证明了所设计的控制器可以保证闭环系统的有限时间收敛.最后通过数值仿真验证了所设计的控制方法的有效性.     

Robust attitude control for tail‐sitter unmanned aerial vehicles in flight mode transitions

Tail‐sitter unmanned aerial vehicles (UAVs) can flight as rotorcrafts as well as fixed‐wing aircrafts, but it is hard to control the flight mode transition. The vehicle dynamics involves serious parametric uncertainties, highly nonlinear dynamics, and is easy to be affected by external disturbances, especially during the mode transition. This paper presents a robust control method for a kind of tail‐sitter UAVs to achieve the flight mode transition. The robust controller is proposed based on the state‐feedback control scheme and the robust compensation method. The proposed control method does not need to switch the coordinate system, the controller structure, or the controller parameters during the mode transitions. Theoretical analysis is given to guarantee the robustness stability of the designed flight control system. Numerical simulation results are presented to show the advantages of the proposed control method compared with the state‐feedback control method and the sliding mode control approach.