弹性体高超声速飞行器自适应控制器设计

研究控制器优化设计问题,为能使飞行控制系统精确跟踪控制指令,并抑制住机体的结构弹性振动,研究了一种带自适应结构滤波器的LQR积分控制器.其中,LQR积分状态反馈控制器用来跟踪飞行速度与航迹倾角指令,结构滤波器用来抑制弹性模态.由于在高超声速飞行过程中结构的振动频率与阻尼比是随时间变化的,造成弹性振动偏差大.为此设计了一种鲁棒估计器来在线辨识弹性模态,并将辨识的结构自然频率作为结构滤波器的中心频率.通过在吸气式高超声速飞行器纵向非线性模型上进行仿真验证,结果显示控制方法能很好地满足跟踪指令与结构弹性抑制的要求.     

新型指令滤波反步及高超声速飞行器的应用

非线性严反馈系统的控制中,由于迭代和系统的设计过程,反步法成为研究热点之一。然而,由于需要推导虚拟控制的解析导数,传统反步法存在"计算膨胀"问题,当被控对象的系统阶数较高或模型较复杂时,"计算膨胀"问题更为严重,这限制了反步法在实际工程中的应用。因此,提出一类新型的指令滤波反步法,避免传统反步法中"计算膨胀"问题。该方法采用输入状态稳定性(Input-to-State Stability,ISS)和小增益定理保证闭环系统的稳定性,为严反馈系统的控制器设计提供了简洁有效的方式。针对高超声速飞行器巡航段纵向的速度和高度跟踪问题,综合指令滤波反步法和动态逆方法设计有效的状态反馈控制器,最后在数值仿真中验证了所设计的控制器能实现高超声速飞行器在爬升机动中对速度和高度的稳定跟踪。     

BTT导弹的自适应模糊反演控制律设计

结合反演控制、自适应控制和模糊控制方法,针对具有非匹配不确定性的BTT导弹非线性动力学模型,设计了一种基于自适应模糊控制的BTT导弹反演控制律.针对传统反演控制律设计的不足,采用模糊控制法逼近BTT导弹控制系统中带有未知成分的非线性函数,实现了无需精确数学模型的全新控制律,避免了因建模误差对控制带来的不良影响.设计了自适应控制律以调整设计参数的变化,利用李亚普诺夫方法证明了系统的稳定性和收敛性.仿真结果表明,所设计的控制律对导弹控制系统中存在的非匹配不确定因素具有较强的鲁棒性和自适应性.     

A Singularly Perturbed System Approach to Adaptive Neural Back-stepping Control Design of Hypersonic Vehicles

This paper presents the design of neural adaptive flight control systems for the longitudinal dynamics of hypersonic vehicle. By considering the coupling between thrust and pitch moment, the proposed control strategy is derived from the solutions of a series of fast dynamical equations, which are designed based on the back-stepping control and singularly perturbed system approach. The RBF neural networks are employed to approximate the unknown hypersonic dynamics. Simulation results are included to show the effectiveness of the neural adaptive control method.     

Nonlinear Robust Adaptive Deterministic Control for Flexible Hypersonic Vehicles in the Presence of Input Constraint

A nonlinear deterministic robust control scheme is developed for a flexible hypersonic vehicle with input saturation. Firstly, the model analysis is conducted for the hypersonic vehicle model via the input‐output linearized technique. Secondly, the sliding mode manifold is designed based on homogeneity theory. Then an adaptive high order sliding mode control scheme is proposed to achieve tracking for the step change in altitude and velocity for hypersonic vehicles where the uncertainty boundary is unknown. Furthermore, the control input constraint is investigated and another new adaptive law is proposed to estimate the uncertainties and to guarantee the stability of the system with input saturation. Finally, the simulation results are provided to demonstrate the effectiveness of the proposed method.     

高超声速飞行器的滑模边界层模糊自适应控制方法研究

针对高超声速飞行器飞行过程中存在的高度非线性、强耦合、参数不确定性等问题提出了一种基于滑模边界层模糊自适应的控制方法;首先将纵向模型进行精确线性化,通过引入一个滑模边界层可调参数,在边界层外施加基于正切趋近律的准滑模控制律;在边界层内,去掉准滑模控制律,采用饱和函数法设计的控制律;边界层参数用模糊逻辑系统进行在线调节,从而消除了系统处于准滑动模态时的高频抖振;仿真结果表明:该方法在保证控制系统具有良好跟踪性能的同时,具有削弱抖振的能力和强鲁棒性。     

高超声速飞行器的模糊CMAC神经网络控制器设计

由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极不准确的;设计了一种模糊CMAC神经网络(FCMAC)控制器及其学习算法,在CMAC神经网络控制器中结合模糊逻辑理论,使得CMAC控制器具有自学习能力;仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地跟踪飞行器的高度和速度指令。     

Adaptive Neural Control of a Hypersonic Vehicle in Discrete Time

The article investigates the discrete-time controller for the longitudinal dynamics of the hypersonic flight vehicle with throttle setting constraint. Based on functional decomposition, the dynamics can be decomposed into the altitude subsystem and the velocity subsystem. Furthermore, the discrete model could be derived using the Euler expansion. For the velocity subsystem, the controller is proposed by estimating the system uncertainty and unknown control gain separately with neural networks. The auxiliary error signal is designed to compensate the effect of throttle setting constraint. For the altitude subsystem, the desired control input is approximated by neural network while the error feedback is synthesized for the design. The singularity problem is avoided. Stability analysis proves that the errors of all the signals in the system are uniformly ultimately bounded. Simulation results show the effectiveness of the proposed controller.     

吸气式高超声速飞行器多学科优化设计研究

在冲压发动机推进特性问题的研究中,高超声速飞行器是一种多学科强耦合的先进飞行器,传统的设计方法一般只考虑某一个性能和学科,造成设计性能不理想,而多学科优化设计(MDO)能够探索和充分利用工程系统中的协同机制来实现复杂飞行器的设计.为优化推进技术,完善设计,提高航程,用多学科优化设计方法对高超声速飞行器进行了优化设计.建立了包括空气动力学、推进系统、结构质量以及弹道航程等多个学科模型在内的多学科优化平台.进行仿真,结果表明满足各个学科约束的条件,使得飞行器的航程提高 12.94%.同时也说明文中针对高超声速飞行器搭建的多学科优化平台是可行的,为优化设计提供厂保证.     

一种新型的输入受约束的自适应控制

在系统输入受约束时,采用一般的广义预测控制有可能会造成算法的不可行,从而使系统的控制质量变坏,甚至造成系统的不稳定。针对输入受约束系统,采用简化的三角化脉冲响应模型,提出一种输入受约束的自适应模型算法控制。该算法只需在线辨识一个参数。不必求逆矩阵,极大地减少了计算量。而且,在输入和输入增量约束条件下,通过调整参考输出,使得约束条件的个数简化为一个,并可保证闭环系统的渐近稳定和全局收敛性。仿真结果进一步证实了该算法的有效性。     

针对执行器非光滑反向间隙-饱和的柔性立管边界控制

研究了针对执行器非光滑反向间隙-饱和约束特性的深海柔性立管系统振动控制和全局稳定问题.为了实现控制效果和品质,引入辅助系统和函数设计边界控制策略,以抑制立管系统振动并消除混合的反向间隙-饱和输入非线性影响.采用严格的分析且无需求助于模型降阶,所研发的控制器确保闭环系统在Lyapunov意义下的一致有界稳定性.通过选取恰当的设计参数,仿真结果验证了所设计控制器的控制性能.能.     

基于模糊系统的高超声速飞行器预测控制

高超声速飞行器跨临近空间飞行,具有高超声速、参数时变等特征。本文针对具有大范围时变参数的高超声速飞行器,为使其能有效地跟踪飞行器的高度和速度指令,将基于模糊系统的预测控制应用于高超声速飞行器的轨迹控制中,给出了详尽的设计方法。根据系统的跟踪误差在线调整模糊系统的权值,使其一致逼近高超声速飞行器模型中的未知非线性函数,基于李亚普诺夫原理,推导了规则参数调整的自适应律。仿真结果表明该算法对系统的不确定性有较强的鲁棒性,使高超声速飞行器控制系统具有较好的动态与静态品质,可应用于临近空间飞行器轨迹控制等领域。     

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.     

Full-State-Constrained Non-Certainty-Equivalent Adaptive Control for Satellite Swarm Subject to Input Fault

Satellite swarm coordinated flight(SSCF) technology has promising applications, but its complex nature poses significant challenges for control implementation. In response, this paper proposes an easily solvable adaptive control scheme to achieve high-performance trajectory tracking of the SSCF system subject to actuator efficiency losses and external disturbances.Most existing adaptive controllers based on the certaintyequivalent(CE) principle show unpredictability and nonconvergence in their o...     

基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制

针对高超声速飞行器过渡段的姿态控制问题,提出一种基于模型跟踪的自适应滑模直接力/气动力复合控制方法;该方法选择法向过载和俯仰角速率作为状态变量,实现了系统全状态反馈,在滑模控制中通过引入自适应机制克服吸气式冲压发动机不同工作状态引起的被控模型参数不确定性,利用Lyapunov理论证明了闭环系统全局渐近稳定性;不同条件下仿真结果表明,所设计方法对攻角指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性具有较好的鲁棒性.     

Adaptive Anti-saturation Tracking Control with Prescribed Performance for Hypersonic Vehicle

For the hypersonic vehicle with external disturbance, input saturation, model parameter uncertainties and prescribed performance constraint, the tracking control strategy is studied in the thesis. Firstly, a prescribed performance function is introduced into the control design by transforming auxiliary variable errors, which guarantees tracking performance of the control system. On the basis of second-order system model of hypersonic vehicle, an adaptive anti-saturation terminal sliding mode (TSM) controller with prescribed performance is presented by using the adaptive control theory and TSM control. The stability theory of the control law is presented by Lyapunov stability theory and the numerical simulations are conducted to indicate the effectiveness of the proposed control scheme.     

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。     

高超声速飞行器飞行轨迹的模糊控制设计

针对高超声速飞行器飞行过程中因干扰造成的飞行轨迹散布问题,提出了采用飞行器飞行轨迹的模糊控制设计方法。方法以高超声速飞行器飞行轨迹线偏差和线偏差变化率作为模糊控制器输入,采用模糊推理设计飞行控制系统。在完成高超声速飞行轨迹控制系统数学建模的基础上,结合自动驾驶仪特点对飞行轨迹模糊控制系统进行了设计。结论通过仿真表明所设计的飞行控制系统满足飞行轨迹及攻角性能要求,验证了方法的正确性。     

Trajectory Tracking Control of a Quadrotor Aerial Vehicle in the Presence of Input Constraints

International Journal of Control, Automation and Systems - In this paper, we address the control problem of a Quadrotor Aerial Vehicle (QAV) in the presence of the input constraints. For this...