基于超扭曲算法的鲁棒自适应四旋翼控制器

针对四旋翼在存在外部未知干扰及具有模型不确定性情况下的姿态控制问题,设计一种基于超扭曲算法的鲁棒自适应四旋翼控制器.该设计方法将超扭曲算法与鲁棒自适应控制结合,使用超扭曲算法抑制系统抖振现象,鲁棒自适应算法能有效补偿系统模型的不确定性,增强系统的抗干扰性能;构造Lyapunov函数,证明四旋翼飞行器闭环系统的稳定性.对所设计的控制器进行仿真,搭建四旋翼飞行器平台进行飞行实验,以验证设计的控制器.仿真结果表明,基于超扭曲算法控制的四旋翼系统具有较快的收敛速度和较强的鲁棒性,飞行实验验证了所提控制策略的可行性,可实现四旋翼的稳定控制.     

基于观测器的四旋翼飞行器自适应滑模姿态控制

针对存在建模不确定性和外部干扰时四旋翼飞行器的姿态控制问题,提出一种基于观测器的自适应滑模控制算法。在建立四旋翼飞行器姿态误差动力学模型的基础上,通过全局渐近收敛观测器获取系统的未知状态反馈量,利用自适应滑模控制抑制系统的不确定性和干扰,构建一种基于观测器的自适应滑模姿态控制器。基于Lyapunov的稳定性分析表明,该方法的跟踪误差是一致最终有界的。数值仿真实验结果表明,与现有滑模控制方法相比,所提方法具有更好的姿态跟踪性能和较高的抗干扰鲁棒性,能有效保证飞行器的姿态跟踪控制性能。     

参数不确定高超声速飞行器自适应模糊H_∞控制

针对具有参数不确定性特点的高超声速飞行器输出跟踪问题,提出了一种自适应模糊H∞控制器设计方法。考虑系统存在的参数不确定性,利用自适应模糊系统在线逼近动态逆控制器中的非线性项,同时引入鲁棒补偿项,减轻模糊系统逼近误差和系统外部干扰对控制系统稳定性造成的影响,提高控制器的H∞性能。利用Lyapunov理论对整个系统的稳定性进行证明。对比仿真结果表明该方法能够保证高超声速飞行器具有良好的跟踪性能和很强的鲁棒性。     

四旋翼飞行器姿态的非奇异快速终端滑模控制

针对四旋翼飞行器姿态控制问题中系统存在模型参数不确定和外界未知干扰的情况,提出一种基于有限时间干扰观测器的非奇异快速终端滑模控制策略。首先,设计有限时间干扰观测器实时观测系统中的模型参数不确定和外界未知干扰,并将观测值与非奇异快速终端滑模控制器的设计相结合,不仅实现了对系统中模型参数不确定和外界未知干扰的抑制,而且提高了系统的跟踪速度和控制精度。基于Lyapunov理论证明了控制系统的稳定性,最后,通过仿真验证了所提方法的有效性。     

四旋翼飞行器双环条件积分滑模控制

针对存在阵风干扰及未建模特性下的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制,基于非线性滑模控制技术,结合条件积分思想及Lyapunov稳定性理论设计了一种位姿双环条件积分滑模控制器.在获得四旋翼非线性动力学模型后对其进行线性化,简化被控对象数学模型,提高控制器设计效率.利用条件积分滑模控制律设计了位置环和姿态环的轨迹跟踪控制器,实现了控...     

Integral Backstepping法在四旋翼飞行器抗干扰研究中的应用

针对四旋翼飞行器多输入多输出、强耦合、非线性且欠驱动等特点带来的对外部干扰敏感问题,提出了基于积分型反步法的控制系统。首先建立了四旋翼飞行器的动力学模型,然后设计了位置控制回路外环及姿态控制回路内环的双闭环控制结构PID控制器,和由李雅普诺夫稳定性理论证明的Integral Backstepping法的控制器,最后在Matlab/Simulink中对这两种控制器进行仿真实验分析。结果表明,使用Integral Backstepping算法的控制器模型在控制精度、调节时间和抗干扰性上都明显优于经典PID算法。     

基于反步法的四旋翼飞行器自适应滑动模态控制

针对四旋翼飞行器非线性模型系统参数不确定性和外界干扰随机性的控制问题,提出一种基于反步法的自适应滑模控制器设计方法。将四旋翼飞行器动力学模型进行简化分解为欠驱动和全驱动两个部分;对相应的不确定性进行估计,选取适当的Lyapunov函数,采用反步的方法回馈递推得到自适应滑模控制律,从而提高飞行器对外界环境变化自适应能力。依据该方法在Matlab/Simulink环境下进行控制器设计并完成仿真验证。结果表明,基于反步法的四旋翼飞行器自适应滑动模态控制方法比非自适应控制方法具有更好的适应性和鲁棒性。     

四旋翼飞行器的RBF网络自适应滑模控制

针对带有不确定性的四旋翼飞行器系统,提出一种滑模控制和神经网络自适应相结合的混合控制方法。该方法在滑模控制的基础上,考虑到实际系统中通常存在建模不精确、参数未知等不确定性,构造RBF神经网络在线逼近系统模型的未知函数,采用Lyapunov方法设计自适应律在线估计神经网络权值和模型未知参数,并通过Lyapunov定理验证了系统的稳定性。仿真结果表明,该方法相对于RBF神经网络的自适应PID控制,具有更短的调节时间、更小的超调量和更好的抗干扰能力,同时在模型参数发生变化的情况下,该控制器的鲁棒性能更强。     

DI/QFT控制器在四旋翼无人直升机飞行控制中的应用

首先建立了四旋翼无人机的非线性数学模型.然后针对该无人机数学模型的不确定性和非线性,采用动态逆(DI)和定量反馈理论(QFT)相结合的方法设计了该无人机姿态回路的鲁棒控制器.应用动态逆方法处理对象的非线性,将系统等效为一个解耦但存在不确定性的线性对象.鉴于动态逆控制在气动参数摄动的情况下不能满足控制要求的事实,设计了QFT控制器,QFT控制器能克服对象的参数不确定性,保障系统的鲁棒性.仿真结果表明,在气动数据变化±20%的范围内,DI/QFT控制器实现了对姿态角的精确控制.     

高超声速飞行器鲁棒预测滑模姿态控制方法

针对高超声速飞行器(HSV)在巡航段飞行时模型参数不确定和干扰的问题,提出了HSV鲁棒预测滑模姿态控制方法,由系统实际输出值与参考轨迹的误差设计滑模面,引入预测函数对误差进行预测可得未来时刻的滑模面,再利用改进的滑模趋近律设计快慢回路控制器.该方法能使HSV在参数不确定和有干扰的情况下,保证姿态系统稳定,精确跟踪指令信...     

基于干扰观测器的偏置动量卫星滚转偏航姿态控制及主动振动抑制

针对偏置动量卫星偏航滚转回路的姿态控制问题,考虑外干扰力矩及转动惯量参数不确定性的影响,采用基于干扰观测器的方法设计了鲁棒控制器.同时,为降低挠性帆板振动对姿态控制系统的影响,使用LQR方法设计了主动振动抑制控制律.通过数字仿真结果表明,提出的控制器能有效的估计出卫星所受的外干扰并对其进行补偿,可显著的提高姿态控制精度,方法的有效性得到了验证.     

太阳帆飞行器自适应极点配置控制方法研究

太阳帆航天器对执行机构有着特定的要求,在此基于控制杆和偏置动量反作用飞轮展开研究,就姿态控制系统的物理模型及太阳帆的姿态动力学模型进行分析。并针对此类模型,利用鲁棒极点配置方法设计自适应控制器及太阳帆航天器姿态控制系统,通过数值仿真研究姿态控制中的姿态纠偏。结果表明,采用自适应鲁棒极点配置控制方法的控制系统能够使飞行器能够较快实现大角度的姿态控制要求。     

四旋翼无人机轨迹跟踪控制系统设计

针对四旋翼无人机参数不确定性和对外部干扰敏感的问题,提出一种基于线性自抗扰的轨迹跟踪控制系统设计方案。线性自抗扰能够很好地克服无人机的强耦合性、模型不确定性以及外部干扰问题。将四旋翼无人机的轨迹跟踪控制系统分为内外两个环路,内环采用线性自抗扰控制器,外环采用简单的PD控制器。在仿真平台上对线性自抗扰控制系统进行轨迹跟踪实验,并与传统的PID控制系统进行对比分析。通过仿真实验证明,所设计的线性自抗扰控制器不仅能够很好地估计并补偿系统所受内外部干扰,而且对四旋翼无人机参数的不确定性具有较强的鲁棒性,能够满足无人机姿态调节快速和高稳定度的控制要求,性能指标明显优于PID控制器。     

四旋翼无人机基于图像的抗干扰视觉伺服控制

针对四旋翼无人机视觉伺服过程中易受到干扰的问题,利用积分反步滑模控制方法设计基于图像的四旋翼无人机视觉伺服抗干扰的非线性控制器。选择图像矩作为特征,利用虚拟相机平面改进存在模型不确定和外部干扰的动力学模型。针对难以直接测量的虚拟平面的线速度,通过反步法设计线速度估计器,提高了控制的准确性。通过Lyapunov理论证明了所提出的全局积分反步滑模控制器的稳定性。仿真实验结果证明了设计的控制器的有效性和鲁棒性。     

基于BSMTE的四旋翼飞行器的鲁棒容错抗扰控制

针对强耦合和欠驱动的四旋翼飞行器系统，结合跟踪微分器和扩张状态观测器设计了一种鲁棒容错抗扰动的反步滑模控制方法，应用于四旋翼飞行器期望轨迹的跟踪。整个控制系统采用双闭环回路结构，内回路为姿态控制回路，外回路为位置控制回路。数值仿真实验和低算力真机验证实验均表明，相比传统的控制算法，文中提出的控制算法具备良好的鲁棒性、容错性和抗扰性，应用在四旋翼飞行器上能够使其更为精确地完成轨迹跟踪任务。     

基于四元数的垂直发射拦截导弹姿态自抗扰控制

针对运用欧拉角建立的垂直发射拦截导弹初始转弯阶段运动学方程存在奇异点的特点, 通过忽略空气动力的作用, 在仅考虑燃气舵的作用下,采用四元数法建立了垂直发射拦截导弹的非线性数学模型。考虑到系统模型存在着非线性、不确定性、参数大摄动和忽略空气动力产生的未知外部扰动, 利用自抗扰控制器(ADRC)不依赖精确的数学模型,并且可以动态补偿系统模型不确定和外部干扰的特点, 设计了一种基于四元数的自抗扰姿态控制器。仿真结果表明, 所设计的自抗扰姿态控制器具有良好的动态特性和强鲁棒性。     

基于滑模控制的四旋翼飞行器控制器设计

基于四旋翼飞行器的结构和飞行原理,本文建立了其飞行动力学数学模型,并采用反馈线性化原理对该模型进行精确线性化;同时,本文采用基于趋近律的滑模变结构控制方法,进行飞行控制器设计,并用simulink对设计的控制器进行仿真,实现了四旋翼飞行器的定高悬停控制,提高了其飞行性能和鲁棒性。     

制导炮弹非线性鲁棒自适应控制系统设计

针对制导炮弹非线性模型存在参数不确定性、建模误差和外界干扰的特点, 基于动态面设计了制导炮弹的鲁棒自适应控制器, 在设计过程中加入了一阶低通滤波器, 得到虚拟控制量的微分, 从而消除传统反步法中“计算膨胀”的难题。针对模型的不确定参数的影响采用鲁棒函数抵消, 并通过非线性阻尼项消除外界扰动, 最后由Lyapunov方法证明该闭环系统为半全局稳定。该设计方法较为简单, 在有效利用已知信息的前提下, 放宽了不确定项的限制条件, 且跟踪误差可以通过控制器的可调参数加以调整。仿真结果证明了该方法的有效性。     

四旋翼飞行器的容错姿态稳定控制

在近十年间, 飞行系统的可靠性问题得到了飞行控制领域越来越多的重视。以一种全新的垂直起降飞行器——四旋翼飞行器作为研究对象, 设计具有高可靠性的姿态稳定控制系统, 为了补偿执行机构发生故障给飞行控制品质带来的影响, 一种主动容错技术将被应用于姿态控制系统的设计中, 主要设计了一个基于状态观测器技术的鲁棒故障检测环节与一个可容错重构的姿态控制器, 在设计控制系统的同时, 还对于故障检测的鲁棒性与快速性、重构控制系统的稳定性进行了理论分析。最后通过数值仿真, 对容错控制系统中各个环节的效果进行了验证。     

四旋翼飞行器模型参考自适应容错控制

针对四旋翼飞行器执行器发生故障同时存在扰动时的姿态控制问题,设计了一种基于模型参考自适应(MRAC)的容错控制器。通过分析四旋翼飞行器的动力学特性,将执行器故障以加性因子的形式加入系统模型中,得到执行器故障下的动力学模型。所设计控制器的自适应律由参考模型和执行器故障下的模型的误差信号驱动,可实现较好的姿态控制。利用Lyapunov的分析方法证明了所设计控制器的渐进稳定性,最后在Matlab下进行了仿真实验。仿真结果表明,系统能克服扰动且在执行器故障下可良好地跟踪参考姿态角,验证了该算法的可行性和有效性。