基于鲁棒轨迹跟踪的直/气复合鲁棒控制设计

针对直接力/气动力复合姿态控制问题,将鲁棒轨迹跟踪控制与动态逆控制相结合,设计了一种基于鲁棒轨迹跟踪的直/气复合鲁棒控制姿态控制方法。该控制方法将鲁棒轨迹跟踪控制与动态逆控制有机融合进行虚拟控制设计,在慢回路动态逆设计的基础上引入鲁棒轨迹跟踪控制,抑制直接力控制对气动力控制的干扰,提高系统的鲁棒性。仿真研究表明,所设计的控制算法具有较好的控制效果,能够有效提高系统的鲁棒性。     

基于伪控制隔离器的导弹控制方法研究

针对直接力/气动力复合控制导弹的参数严重不确定和多操纵机构的耦合问题,文中利用动态逆控制器适应系统的非线性要求,并用神经网络补偿动态逆控制系统所需要精确模型的不足,考虑到作动器的位置/速率饱和和延时的情况,增加了伪控制隔离器,以解决神经网络由于作动器的各种异常出现适应性困难的问题。最后通过仿真实验证明该算法满足扰动条件下飞行稳定性要求,提高了系统的鲁棒性。     

考虑导弹自动驾驶仪动态特性的H∞导引律

为拦截机动目标并克服导弹自动驾驶仪动态特性对制导性能的不利影响,提出一种考虑自动驾驶仪动态特性的H_∞鲁棒导引律。将综合制导与自动驾驶仪2阶动态特性的3阶线性时变状态方程表示为多面体线性参变系统,应用线性矩阵不等式（LMI）方法设计了具有参数依赖增益的线性状态反馈形式的新型H_∞鲁棒导引律,参数依赖增益中的系数是通过求解以LMI为约束的凸优化问题得到的。仿真结果表明：尽管不需要目标加速度的任何信息,新型H_∞导引律依然具有较强的鲁棒性,且具有较高的制导精度。     

直接力/气动力复合控制非线性控制律研究

针对直接力／气动力复合控制非线性弹体模型，通过单通道的设计和仿真，进行了非线性控制律的验证。控制律是在反馈线性化（非线性动态逆）的基础上结合模糊控制和神经网络——FCMAC的优点，采取的一种鲁棒自适应方法，对导弹的非线性模型进行了控制器的设计。仿真结果表明了该控制方案的可行性。     

导弹鲁棒H∞输出反馈姿态跟踪控制器设计

针对导弹姿态跟踪系统,设计了一种基于线性矩阵不等式( LMI)的鲁棒H∞ 输出反馈姿态跟踪控制器。在被控对象参数变化剧烈的情况下,基于H∞准则,通过求解LMI,得到只运用输出进行反馈控制的鲁棒控制器参数。为使鲁棒控制器达到实际应用的要求,对控制器进行了改进,并采用导弹6自由度非线性数学模型进行了验证仿真。仿真结果表明,这种鲁棒输出反馈控制器在具有良好的姿态跟踪特性的同时,还具有良好的抗干扰性能。     

变体飞行器有限时间切换H∞跟踪控制

针对变体飞行器变形过程中的跟踪控制问题,基于切换线性变参数控制理论建立了变体飞行器模型。为了抑制变形过程中控制器切换和不确定性的影响,保证闭环系统有限时间有界同时满足指定的H_∞性能指标,基于模态依赖平均驻留时间方法和多Lyapunov函数方法,提出一种切换有限时间H_∞跟踪控制器的设计方法,并分析了系统的有限时间鲁棒稳定性,通过求解线性矩阵不等式得到控制器存在的充分条件。仿真结果表明,所提方法能够使飞行器系统准确跟踪指令,且对于控制器切换和不确定性具有鲁棒性,降低了控制器设计的保守性。     

具有直接侧向力的拦截导弹鲁棒跟踪控制

针对大气层内拦截导弹直接侧向力与气动力复合控制系统的设计问题,提出了基于鲁棒跟踪控制的复合控制策略,该策略利用直接侧向力控制快速跟踪指令过载,利用气动控制补偿导弹的气动阻尼力矩和气动静稳定力矩.根据过载指令设计过载回路鲁棒跟踪控制,给出期望的角速度,设计角速度回路,利用气动控制补偿模型已知部分,并设计直接侧向力鲁棒跟踪控制器跟踪期望角速度.仿真结果表明,依靠所给出的复合控制策略,可以有效抑制外部干扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度.     

基于非线性动态逆的UAV航迹鲁棒跟踪控制研究

针对UAV执行复杂任务产生的航迹规划制定困难的问题,利用PH(Pythagorean Hodograph)曲线曲率精确可知及其为参数化曲线的特点,建立了UAV航迹跟踪控制的运动学模型,给出了一种基于非线性动态逆的鲁棒自适应跟踪控制器设计方法。根据非线性动态逆跟踪控制方法,设计了UAV航迹的跟踪控制律;考虑风等干扰因素的影响,采用RBF神经网络对干扰进行在线估计并补偿,引入鲁棒自适应控制项,克服干扰误差。根据PH曲线航迹规划特点设计控制器,降低了控制器设计的复杂程度,提高了计算和跟踪效率。仿真结果表明,设计的鲁棒自适应跟踪控制器具有较高的跟踪精度及很强的鲁棒性。     

直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析

针对两类不同的直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪结构,进行了鲁棒稳定性分析,分别给出不同结构复合控制系统的鲁棒稳定区间,即确保系统稳定前提下,直接力喷流机构应满足的约束条件;最后,对不同驾驶仪结构的鲁棒稳定性进行了对比分析.为直接力复合控制系统的设计提供了依据,具有较好的工程参考价值.     

鲁棒动态逆控制在无人机姿态控制中的应用研究

针对无人机姿态控制提出了一种新的解决方案,设计了鲁棒动态逆控制器．利用非线性动态逆方法的精确线性化功能,将整个系统等效为一个已经解耦但存在不确定性的线性对象,再采用H∞回路成形方法进行设计．从而保证整个系统的鲁棒性。仿真结果表明,系统具有良好的动态性能、跟踪性能、解耦性能和鲁棒性能。     

直接力/气动力复合控制技术发展综述

直接力/气动力复合控制的本质是利用直接力响应速度快的特性提升被控飞行器的机动性和快速性,能够有效补偿气动力不足导致的气动力控制响应慢问题.本文阐述了直接力/气动力复合控制系统的特性及关键问题,从发动机配置方式、国内外直接力建模研究现状、以及直接力控制干扰建模三方面介绍了直接力/气动力复合控制系统建模方法,从控制方式、国内外直接力/气动力复合控制研究现状、以及脉冲发动机点火算法三方面介绍了直接力/气动力复合控制方法,给出了可行的发动机复合系统稳定性分析方法,对直接力/气动力复合控制未来的发展趋势进行了展望,并对其关键技术进行了总结.     

空空导弹鲁棒动态逆非线性驾驶仪设计

针对具有反作用射流和推力矢量导弹的非线性和参数不确定性严重的特点。提出一种鲁棒变结构动态逆控制方法。首先应用动态逆控制对被控对象近似线性化,再通过变结构原理分析模型不确定和外部干扰情况下系统的鲁棒性,在考虑导弹各个环节非理想因素的情况下,针对某型导弹进行了全耦合状态下三通道联合仿真,证明了方法的有效性。     

自主水下航行器非线性鲁棒动态逆姿态控制系统设计

为了解决消除或减小动态逆控制中逆误差对控制系统性能的影响,针对自主水下航行器(AUV)姿态控制系统,设计一种鲁棒动态逆控制器,利用动态逆控制方法可以直接对非线性系统实现精确线性化的特点,将AUV姿态控制系统等效成一个含有不确定性但已经解耦的线性系统,采用H_∞回路成形方法进行设计。通过数学仿真,考虑模型参数以及水动力参数不确定性的情况下,该方法在一定程度上有效地抑制了逆误差的影响,使控制系统具有较强的鲁棒性。     

基于H2/H∞混合控制的空-空导弹鲁棒制导律的设计

针对空-空导弹在追踪平面内非线性运动问题,基于H2/H∞混合控制方法设计了H∞鲁棒制导律.根据导弹和目标在同一平面内的运动模型,由非线性H2/H∞混合控制理论,描述任意给定目标加速度、控制加速度指令,并由H2/H∞混合控制标准设计问题的解,得到系统具有一定性能指标的控制输入,实现H∞鲁棒制导律设计.最后的数值仿真验证表明所设计的鲁棒制导律是有效的.     

逆系统方法在倾斜转弯导弹控制系统中应用研究

讨论了一种倾斜转弯导弹非线性控制系统动态逆控制方法.从理论上证明了该控制方法可实现输出渐近无差跟踪.为了验证控制方案的有效性,进行了仿真研究.仿真结果表明:在倾斜转弯导弹控制系统设计中,动态逆系统方法完全可以实现非线性控制,控制方案可行,满足设计要求.     

逆系统方法在倾斜转弯导弹控制系统中应用研究

讨论了一种倾斜转弯导弹非线性控制系统动态逆控制方法。从理论上证明了该控制方法可实现输出渐近无差跟踪。为了验证控制方案的有效性，进行了仿真研究。仿真结果表明：在倾斜转弯导弹控制系统设计中，动态逆系统方法完全可以实现非线性控制，控制方案可行，满足设计要求。     

参考模型前馈2-DOF指令跟踪H∞控制器设计研究

结合二自由度控制和参考模型控制系统设计原理,提出了一种参考模型前馈控制的二自由度控制系统设计结构。通过推导给出了标准H∞控制广义被控对象的状态空间方程实现形式,并运用该理论研究了导弹俯仰通道指令跟踪系统鲁棒H∞控制器设计问题。文中采用LMI凸优化进行二自由度鲁棒H∞控制器设计,简化了传统方法设计控制器的求解过程。仿真结果表明,应用该方法设计的闭环系统具有良好的快速跟踪特性,说明了该方法的正确性和有效性。     

基于H2／H∞混合控制的空-空导弹鲁棒制导律的设计

针对空一空导弹在追踪平面内非线性运动问题，基于H2/H∞混合控制方法设计了H∞鲁棒制导律。根据导弹和目标在同一平面内的运动模型，由非线性H2/H∞混合控制理论，描述任意给定目标加速度、控制加速度指令，并由H2/H∞混合控制标准设计问题的解，得到系统具有一定性能指标的控制输入，实现H∞鲁棒制导律设计。最后的数值仿真验证表明所设计的鲁棒制导律是有效的。     

气动力/推力矢量复合控制空空导弹控制律研究

以某型空空导弹为对象,对初始段敏捷转弯控制方法进行研究。建立了气动力/推力矢量复合控制空空导弹的姿态控制系统模型,利用时标分离的思想将其分为快、慢子系统,并利用动态逆方法对子系统分别进行控制律的设计,最后在考虑导弹各个环节非理想因素的情况下,对导弹进行了全耦合状态下三通道联合数字仿真。仿真结果表明,所提出的控制方法使系统具有较好的跟踪性能,实现了通道间的解耦,说明了该方法的正确性和有效性。     

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。