滑模变结构控制在航天器姿态控制系统中的应用

根据滑动模态变结构控制原理,导出了航天器三轴动力学和四元数姿态运动学方程.通过二次型最优法解出航天器姿态角速度与姿态角间的函数关系,得到滑动平面,据此设计了该滑模变结构控制系统.理论分析和仿真结果表明,系统动态品质和稳态性能良好,对外加干扰和系统摄动具有极强的鲁棒性和自适应性.     

基于无源性的鱼雷非线性姿态系统滑模控制

将鱼雷纵向姿态系统的非线性模型转换为具有能量函数的广义哈密顿正则型（GHCT）,建立了控制律的设计方案。基于系统无源性分析方法设计了变结构滑模控制律,将切换函数作为输出,给出了新的滑模面设计条件,只需考虑在滑模面上的稳定性。该方法完全利用系统的非线性特性,通过无源性理论分析了滑模控制的可达性,而滑模控制能够提高鱼雷姿态系统的控制性能。仿真结果表明,实现了对鱼雷非线性姿态系统的滑模控制,且控制性能良好。     

航天器降维姿态-轨道一体化控制算法

针对航天器控制系统在本体坐标系下出现单轴姿态控制失效的问题,提出一种降维姿态-轨道一体化控制算法。该首先设计降维姿态稳定控制器,通过对其他两轴的姿态控制实现对航天器全姿态的渐近稳定控制;然后设计耦合轨道控制器,引入自适应滑模控制器,在单轴失效情况下确保轨道控制的渐近稳定,最后给出降维姿态稳定控制器和耦合轨道控制器渐近稳定控制的证明过程。仿真结果表明,提出的降维姿态-轨道一体化控制算法可将单轴控制失效的航天器调整到渐近稳定控制状态,计算结果满足工程精度要求。     

回转式弹仓的自适应近似变结构控制

为提高回转式自动化弹仓的定位控制精度及降低弹仓在运动过程中的振动,针对回转式自动化弹仓在运动过程中齿轮多边形效应明显、非线性摩擦难以准确测得、冲击振动大等造成的定位控制精度低的问题,提出了一种基于自适应算法的近似变结构控制方法。通过改进传统滑模超平面并将其与自适应算法结合,使超平面能够依据系统误差自适应改变; 对回转式弹仓系统的转动惯量与阻尼系数进行了自适应估计。基于Simulink仿真,得出弹仓在不同载荷条件下的控制误差,并与PID控制、传统滑模变结构控制效果对比。分析结果表明:在同等扰动及同等载荷条件下,改进自适应近似变结构控制能够更有效地提高回转式自动化弹仓的定位控制精度,且能够有效降低弹仓运动过程中的振动。     

基于反演设计的变质心飞行器滑模变结构控制器设计

采用反演设计方法,设计了一种针对变质心飞行器的滑模变结构姿态控制器。利用Newton-Euler矢量力学对飞行器建立了俯仰、偏航通道的非线性动力学模型。采取反演设计方法,引入虚拟控制量,设计了一种新型滑模变结构指数趋近,解决了开关抖振问题。通过仿真验证表明,该方法可提高控制精度和飞行器抗干扰能力。     

模糊滑模控制在某型发射装置伺服系统中的应用

针对复杂作战环境下某型发射装置伺服系统控制问题,设计模糊滑模变结构控制器。通过模糊控制对系统的不确定性进行在线估计,实现滑模控制中切换增益的自适应调整,在保证控制鲁棒性的同时增强控制的连续性。仿真结果表明:设计的模糊滑模变结构控制器对伺服系统参数不确定性和外界干扰等具有较强的鲁棒性,提高了系统的运行品质,同时滑模变结构控制的抖振也得到了明显抑制。     

一类碟形飞行器的积分滑模控制稳定性研究

针对一类碟形飞行器,引入一类积分型滑模面,设计变结构控制律,稳定飞碟的姿态角,并构造Lyapunov函数证明其稳定.然后提出一种协调推力矢量与质量控制的混合控制策略,以克服实际应用中控制量受饱和限制所带来的不利影响.仿真结果表明了该方法的优良控制效果.     

模糊滑模控制在数字式导弹姿态控制系统中的应用

随着数字计算机的发展,数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统中。文中针对数字式导弹姿态控制系统,将模糊控制与传统的滑模控制相结合,提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法,并设计了变结构控制律。该方法在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时,还有效地抑制了抖振现象。仿真结果验证了方法的有效性。     

自适应全程滑模变结构在轨迹跟踪上的应用

针对高超声速飞行器(hypersonic reentry vehicle,HRV)轨迹跟踪问题,提出一种自适应全程滑模变结构轨迹跟踪方法。首先,基于最优化理论设计全程滑模面,使系统的轨线一开始便落在切换面上;其次,采用滑模变结构控制与自适应控制相结合的方法,根据辨识结果自动调整控制律,在保证稳定性的同时削弱抖振;最后,采用Lyapunov定理证明系统的稳定性,并在一定的干扰作用下,将所设计的跟踪算法进行数值仿真,通过与二次型调节器(linear quadratic regulator,LQR)跟踪算法进行比较,验证了控制器的有效性。     

带滑块的太阳帆航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制

为了对滑块控制的太阳帆航天器的姿态控制进行研究，利用动量矩定理建立了太阳帆的刚柔耦合动力学方程，并利用非约束模态方法，求得了可解的控制学方程，在此基础上提出了90°定向任务这一新的姿态控制任务情景。以90°定向任务为切入点，对带滑块的太阳帆航天器姿态-控制非线性耦合的特点进行了讨论，并针对其给出了一种能够适应这种非线性耦合特征的变增益PD控制器。对90°定向任务进行了仿真，结果表明，当姿态角接近90°时，姿态-控制器非线性耦合程度较强，定增益PD控制器控制效果差。此时，变增益PD控制能够对非线性特性凸显，对定增益PD控制难以实现的90°定向任务进行精确控制，在可接受的控制时间内将姿态角定向为90°。     

Re-entry Attitude Double-loop SMC of the Spacecraft and Its Logic Selection

A spacecraft re-entry attitude control method using sliding mode control （SMC） theory is developed. The con- troller utilizes douhle-loop SMC scheme and provides the robust, de-coupled tracking of both the angular velocity and the shuttle orientation angles. In accordance with the hybrid-controlling characteristics of the aerodynamic surfaces and reac- tion control system of the spacecraft, the control torque commands are allocated into the actuators such as the aerodynamic surfaces and reaction control system by using the optimal control selection allocation algorithm. The simulation of the spacecraft re-entry attitude controlling demonstrates the robust, de-coupled tracking performance of the proposed method and its validity.     

Attitude Control Algorithm for Reusable Launch Vehicle in Reentry Flight Phase

An attitude control algorithm for reusable launch vehicle （RLV） in reentry phase is proposed based on sliding mode variable structure control technique. The aerodynamic characteristics of RLV vary rapidly, and the serious uncertainties and nonlinearities exist in the reentry flight phase. As an example, American X-34 technology demonstrator is investigated. The chattering brought by the variable structure control technique is eliminated efficiently by choosing a suitable reaching law and a sign function. A control mode of reaction control system is presented based on the RCS scheme of X-34 vehicle. As two different attitude control effectors, aerosurfaces and RCS, are employed in the reentry flight phase, a composite control strategy based on the dynamic pressure variety is presented. Also, an actuator model and a RCS thruster model are built. Analysis and nonlinear simulation results show that the sliding mode variable structure controller achieves better performance, the overshoot and steady-state error are only 0.7% and 0.04° respectively.     

基于免疫遗传模糊神经滑模的地面作战机器人轨迹跟踪控制

提出了一种基于运动学与动力学模型的免疫遗传模糊神经滑模混合控制器用于地面作战机器人的控制。算法中利用径向基神经网络逼近滑模控制的等效部分,并通过免疫遗传算法对径向基神经网络参数进行了优化,滑模控制的增益通过模糊控制策略进行了调节。利用该算法对圆形轨迹进行了跟踪控制仿真及试验分析,与传统的滑模控制相比,该算法能够有效克服系统的不确定性因素的影响,有效抑制了滑模控制中抖振现象,系统的动态轨迹跟踪性能得到了优化。     

激光制导炸弹滚转通道的滑模变结构控制

针对激光制导炸弹的滚转控制通道的时变特性，设计了一种滑模变结构控制器，利用系统在骨动模态上的一致鲁棒性使弹体在各工作点上都具有良好的特性。该控制器具有线性部分用以控制趋近段的动态特性，用滑动模太来保证系统在终态的特性。仿真结果表明该控制器具有良好的性能。     

基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器

为提高四旋翼无人机的路径跟随精度和飞行鲁棒性,提出一种基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器。该控制器能够自适应估计无人机模型中的陀螺效应因子和风阻系数,利用估计值补偿系统的控制输入,设计抗干扰项抵消外界环境的负面影响,提高了四旋翼无人机的路径跟随性能和抗干扰能力。建立四旋翼无人机的非线性力学模型,将无人机的路径跟随目标划分为姿态角目标和运动位置目标。利用反步滑模方法和自适应控制方法设计无人机的控制输入方程和估计值更新律。根据Lyapunov方法验证无人机姿态系统和运动位置系统的渐进稳定性。仿真实验和样机实验结果验证了所提控制器的有效性与优越性。     

柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计

针对充气空间飞行器刚柔耦合影响下的高精度姿态控制问题，提出基于自抗扰控制理论的姿态控制系统设计方法。建立刚柔耦合动力学模型，综合采用线性自抗扰控制、姿态机动路径规划、脉冲调宽调频调制、滤波处理等控制策略进行柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计。通过数值仿真实验对所设计系统进行验证，并与传统PID控制进行对比分析。仿真结果表明，采用新方法设计的柔性充气空间飞行器姿态控制系统可以适应大角度姿态机动，能够有效抑制充气囊体的柔性振动，在节省燃料消耗的同时实现高精度姿态控制。     

折叠式共轴反桨无人机飞行控制技术研究

针对折叠式共轴反桨无人机的飞行控制问题,提出一种用于位置和姿态的反馈控制系统的反步滑模控制 算法。通过对无人机飞行状态进行分析,建立无人机的动力学模型,采用反步滑模控制算法设计折叠式共轴双旋翼 无人机的姿态和位置控制算法,并研发试验样机进行飞行测试实验。实验结果表明：对比传统串级比例-积分-微分 (proportional integral derivative,PID)控制算法,所提出的位置和姿态对反步滑模控制算法能有效地提高飞行稳定性。     

基于滑模变结构的无人直升机着舰控制研究

针对无人直升机着舰的特殊性,克服系统摄动、未建模动态及大气紊流的影响,提高舰载无人直升机着 舰的安全性和精度,基于滑模控制的方法分别设计了着舰控制系统的轨迹跟踪控制律和姿态控制律。采用基于输出 有界的twisting 控制器,通过轨迹跟踪算法保证生成有界的期望姿态角和总距;姿态部分采用小扰动线性化后的姿 态回路控制方程,设计了模型参考自适应滑模控制器,通过自适应项抵消外界干扰造成的误差,利用Lyapunov 稳定 性理论证明了系统的稳定性和跟踪误差收敛;通过仿真进行了实验验证。验证结果表明：所设计的控制器能够满足 无人直升机抗扰动和模型参数摄动的要求,并且设计方法简单,鲁棒性强,易于工程实现。     

气动肌肉肘关节的滑模内环导纳控制设计

柔顺控制是共融机器人研究的重点。针对级联式气动肌肉肘关节动力学模型,建立了以滑模位置控制为内环、触力导纳控制为外环的控制结构;设计了带干扰观测器的滑模控制器（SMCDO）,证明SMCDO算法的收敛性;将环境等效为弹簧模型,设计了外环导纳控制器,并给出控制律。搭建实物测试平台,分别开展阈值力、力安全阈值测试以及碰撞测试,并分析了刚度系数对修正轨迹和接触力的影响。实验结果表明：关节柔顺性与刚度系数相关;SMCDO内环导纳控制精度优于无干扰观测器的滑模控制器内环导纳控制;所设计的控制算法稳定且有效。     

高超声速飞行器的动态滑模飞行控制器设计

基于高超声速航空飞行器的纵向动力学,提出了一种基于动态滑模原理的飞行控制器。在将模型进行输入/输出线性化的基础上,构造辅助的滑模变量,求取了滑模控制量,实现了动态滑模控制的两阶段收敛。证明了传统滑模面以及辅助滑模面有限时间内的收敛特性,并给出了控制器参数所满足的条件。该方法对不连续的控制量输出加以积分作用,有效地降低了普通滑模控制器的抖振现象。在33 528 m高度和马赫数15的平稳巡航条件下的仿真研究表明：与普通滑模控制器相比,动态滑模有效降低了抖振,并且对参数不确定模型具有更好的鲁棒性。