高超声速飞行器BTT非线性控制器设计与仿真

高超声速飞行器的气动特性比一般的飞行器更为复杂,选用BTT(Bank-to-Turn)技术,即倾斜转弯技术可以满足其对于气动外形的要求,但随之给动力学系统带来了快时变、严重非线性及强烈耦合的特点.针对高超声速飞行器倾斜转弯非线性控制器的这一特点,采用了一种更为有效的非线性系统的控制方法,即非线性动态逆技术.首先建立了高超声速飞行器的非线性数学模型,然后根据奇异摄动理论将动力学系统的受控状态变量分为快变量和慢变量2部分,应用非线性动态逆理论分别对快逆回路和慢逆回路进行设计,其中慢逆回路控制器的输出作为快逆回路控制器的输入指令,最后对于所设计的系统在高超声速下的倾斜转弯运动进行了仿真验证.仿真结果表明该控制系统可以实现倾斜转弯,并可以满足高超声速飞行器稳定飞行的要求.      

基于遗传算法的高速飞行器模糊控制律设计

以吸气式高超声速飞行器X-43A的纵向通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了飞行控制系统.飞行控制系统包括2个回路,制导回路采用PD控制器,控制回路应用模糊控制器.制导回路负责跟踪轨迹,控制回路执行制导指令.基于遗传算法实现了PD反馈参数和模糊控制规则的自动优化,无需先验知识和训练数据.在控制飞行器轨迹、姿态和推力时,综合考虑非线性动态特性、不确定性和约束.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和优化过程收敛性的要求.      

基于锁相环的摆动扫描控制系统模型分析

基于PLL的往复摆动控制方法具有实现电路简单、可靠性高等优点,广泛应用于星载光机扫描型遥感器系统中。然而由于PLL鉴相单元和附加片簧的作用使扫描控制系统呈现复杂的非线性切换特性,难于进行控制回路的分析与设计。文章针对某星载光学遥感器PLL摆动扫描控制系统,详细分析了系统中存在的各种非线性特性,并应用小偏差线性化方法,建立了可供分析与设计的线性化模型,简化了扫描锁相回路设计的难度,在此基础上给出了锁相回路增益的设计准则,并通过仿真验证了模型分析结果的有效性,从而为此类基于PLL的摆动扫描控制系统奠定了理论分析基础和控制器设计依据。     

基于非线性干扰观测器的航天器相对姿轨耦合控制

针对带挠性附件的服务航天器在近距离逼近失控目标航天器时的控制问题，考虑由于推进安装偏差导致的姿轨耦合，通过选用相对位置和相对姿态四元数作为状态向量，建立了服务航天器与失控目标航天器的相对位置和姿态动力学方程。考虑服务航天器的挠性附件影响，挠性振动可以视为位置和姿态控制系统微分有界的干扰。基于反馈线性化方法提出了非线性反馈控制律，设计了非线性干扰观测器，用于补偿可建模干扰，并基于所提非线性反馈控制律和非线性干扰观测器设计了复合控制器，其中非线性干扰观测器用于补偿挠性附件产生的干扰。数字仿真及半物理实物闭环验证表明，利用所设计的复合控制器能够有效补偿干扰，同时在对失控目标航天器跟踪时具有很好的鲁棒性。      

水下机器人路径控制与仿真

研究了水下机器人的路径跟踪问题.首先考虑重力、浮力、推力、水动力以及附加质量的影响,建立了6自由度水下机器人的动力学模型.在此基础上设计了非线性控制系统,包括一个内控制回路和一个外控制回路.内控制回路根据机器人动力学模型引入非线性补偿,使得经内控制回路作用后的机器人化为一个解耦的线性定常系统,外控制回路采用比例微分(PD)控制,根据机器人实际轨迹与期望轨迹间的偏差进行负反馈控制.最后通过MATLAB对水下机器人追踪水面目标和跟踪空间螺旋线进行仿真,并给出了仿真曲线,从仿真结果可以看出,利用该方法可以使水下机器人具有较强的抗干扰能力,能够较好地实现对时变理论轨迹的跟踪.     

一种高超声速飞行器的非线性再入姿态控制方法

针对高超声速飞行器的再入非线性动力学模型,利用SDRE（state dependent Riccati equation）设计姿态控制器。基于奇异摄动理论,把姿态动力学分解成姿态角和姿态角速度跟踪内、外环回路,同时把非线性动力学伪线性化。每个跟踪回路用SDRE获得控制律,考虑到SDRE局部渐近稳定的特点,可以保证系统闭环稳定。最后设计高超声速飞行器飞行控制系统,并在高超声速条件下进行仿真,验证了该方案的有效性。     

柔性卫星大角度机动的自适应模糊变结构控制

针对柔性卫星大角度机动过程中多种模态的强耦合非线性动力学控制问题,提出了一种自适应模糊变结构姿态控制方法.首先利用拉格朗日方程建立了带柔性附件卫星的动力学模型,然后设计变结构控制器使得系统状态能在有限时间内到达滑模面,并采用自适应模糊系统逼近系统所存在的耦合非线性项.为了削弱变结构控制项所带来的抖动,避免激发柔性附件的高频模态,采用边界层方法来代替开关项,并通过模糊规则表的方法确定边界层的厚度.仿真结果表明,所提出的控制方法既实现了柔性卫星高精度姿态控制,也保证了卫星大角度机动过程中柔性附件弹性模态的有效抑制,系统对各种干扰具有一定的鲁棒性.      

基于动态逆和分散控制的导弹控制系统设计

针对导弹六自由度非线性模型,根据时标分离原理将导弹系统分为快慢不同的4个回路.以快回路和较慢回路为例,提出在快回路和较慢回路中设计动态逆控制器以实现非线性解耦控制,并在较慢回路中设计鲁棒分散控制器以补偿整个控制系统的不确定性及干扰.鲁棒分散控制器结构简单,且不依赖于被控对象精确的数学模型.仿真结果表明,按照该方法设计的导弹闭环控制系统具有良好的稳态性能和动态性能,鲁棒性强.      

基于参数辨识的大型航天器自适应角动量管理

航天器姿态控制/角动量管理(ACMM)通过调整航天器姿态使引起控制力矩陀螺(CMG)角动量积累的扰动力矩相互抵消,从而有效减小用于CMG卸载的燃料消耗.设计的基于在线参数辨识的自适应ACMM控制器由在线参数辨识回路和反馈线性化回路构成.反馈线性化回路通过状态变换以及相应的输入变换,将原ACMM系统精确等价为一线性系统,通过线性控制器的设计得到适用于原系统的非线性控制律.在线辨识回路利用闭环控制信息对航天器质量特性进行辨识,弥补了反馈线性化对系统模型参数敏感的不足.以空间站组合体舱段转移任务为例进行的数学仿真显示,控制器在力矩平衡姿态(TEA)远离对地定向姿态时具有良好控制性能.     

基于二阶滑模的导弹控制系统设计

过载控制是近年来导弹控制律设计领域出现的一种新的非线性控制方法,引起越来越多的重视,但是在采用过载控制方法对侧滑转弯(STT, Skid-To-Turn)超音速巡航导弹纵向回路控制系统设计过程中,由于过载输出与舵偏输入之间存在非最小相位现象,导致系统零动态不稳定.提出用输出重定义将系统状态进行转换的思路,利用内部状态在平衡态时应具有的响应作为其期望参考轨迹,将输出跟踪转化为状态跟踪,以保证系统的零动态稳定.采用二阶滑模设计控制律,消除了一阶滑模所固有的颤振现象,用Lyapunov函数确定出控制器参数,保证了对系统输出的跟踪.鉴于攻角不易精确测量而导致了系统状态不完全可测,控制律设计过程中设计了攻角观测器解决了上述问题.系统仿真研究表明,根据上述方法设计的系统具有比较理想的稳定性和鲁棒性,同时具有更好的动态性能.     

带有不确定参数的挠性航天器机动控制

将输入成型技术与闭环反馈控制结合设计,实现航天器机动控制中挠性附件的振动抑制.针对挠性航天器姿态机动过程中,系统惯量、模态矩阵等参数的不确定性对输入成型器抑制挠性附件振动的影响,提出基于最大允许残余振动的输入成型器建模参数的计算方法,并量化分析不确定参数对挠性附件振动的影响,为选择合适的成型器提供定量的理论依据.该方法可降低传统输入成型器设计的保守性,有利于提高控制性能.仿真结果表明,将系统存在的不确定参量考虑在内,系统振动抑制效果要优于不考虑的情况.     

超机动飞机的非线性飞行控制研究

介绍了应用非线性动态逆理论进行战斗机过失速机动条件下飞行控制律设计的具体过程,首先根据奇异摄动理论将受控状态变量分为快变量和慢变量两个层次,快变量为三个角速率,慢变量为迎角、侧滑角和速度滚转角,然后根据非线性动态逆理论分别对内环和外环进行设计,其中外环控制器的输出作为内环控制器的输入指令.最后对所设计的飞行控制律利用过失速机动仿真来加以验证,结果表明本文设计的飞行控制律完全能够在过失速机动条件下控制飞机跟踪指令飞行.     

飞机大机动飞行的一种模糊控制系统设计方法

在全飞行包线内大机动飞行时,飞机的飞行参数变化剧烈,飞机模型呈现出严重的非线性,采用常规控制方法不能保证在整个飞行包线内均取得良好的控制效果.本文提出了一种新的模糊控制方法.该方法将模糊控制函数的优化和模糊控制系统增益自适应调整集中于一体,可大大改善系统的品质和适应能力.该方法已用于综合飞行/推力系统设计.数字仿真结果表明,这种新型的模糊控制方法取得了良好的控制效果.     

多体航天器姿态机动的终端滑模复合控制方法研究

研究了带有多种运动附件的航天器姿态复合控制问题.选取典型的两刚体对象建立了完整的动力学模型,简要分析了本体与附件的耦合关系.针对标称本体动力学方程,设计了有限时间干扰观测器估计附件对本体的耦合扰动以及外部环境干扰,在终端滑模控制器中进行主动补偿,利用扩展的Lyapunov稳定性定理证明了本体控制系统的有限时间收敛性;为减小本体机动对附件指向的影响,在附件控制器中引入对本体角加速度的补偿.仿真结果表明,所设计的复合控制系统能够较好地估计并且补偿系统的总干扰,具有较高的控制精度和较快的系统响应.     

挠性空间飞行器的双回路控制器设计

针对大型挠性空间结构频率低，阻尼小，铡体与各挠性模态之间互相耦合等特点，提出了一种双回路控制器的设计方法，回路的设计采用了最优滑动模态的变结构设计方法，且考虑了鲁棒稳定性问题。最后，给出了结果的数字仿真从仿真曲线可以看出，对于基于模态截断的大型挠性空间飞行器，该设计方法具有一定的鲁棒性。     

卫星姿态大角度机动的轨迹规划和模型预测与反演控制

空间科学观测、态势感知、对地遥感、操控服务等应用对卫星提出了高精度、高稳定度、平稳柔顺大角度姿态机动的需求。采用欧拉角形式,对时变、非线性卫星姿态动力学系统进行了分析与建模,将每一个测控周期视为一个姿态机动过程。基于动力学系统受控运动的规律,在每一个姿态跟踪机动过程中,预测姿态偏差,通过卫星姿态演化的反演得到控制指令。以三角函数为基础,设计了一种卫星姿态大角度机动的运动轨迹规划方法。本文所述的轨迹规划及控制方法具有轨迹跟踪精度高、稳定性好,跟踪和机动过程平稳柔顺的特点。数学仿真验证了该方法的可行性和有效性。 关键词：轨迹规划; 模型预测与反演控制; 卫星姿态; 大角度机动     

敏捷性飞机飞行控制系统设计方法研究

对敏捷性飞机飞行控制系统的设计方法进行了研究,研究表明当飞机进行大迎角机动时,飞机可以获得敏捷性机动能力,在这种情况下,飞机的动力学特性呈现非线性的特征,此时飞行控制系统的设计是一类非线性控制系统的设计问题,设计可采用非线性动态逆的方法进行,为简化控制律和工程因素,重点研究了利用一阶动态作为系统的反馈线性控制,以得到线性化的系统,在此基础设计跟踪控制器,以满足大迎角非线性机动时的性能要求,最后以Ｆ     

挠性航天器姿态机动时间最优控制研究

针对挠性航天器单轴姿态快速机动的控制问题,将系统的模型处理成非约束模型,采用极小值原理求解了问题的时间最优控制律,并结合边值条件推导了时间最优控制的切换时间应满足的充要条件.利用切换时间所满足的非线性方程组分析和证明了时间最优控制的对称性及满足的条件:在不考虑阻尼系数时,问题的时间最优控制是机动时间上的对称函数.利用这个规律,对刚体+1阶挠性模态的时间最优姿态机动问题进行了解析求解.针对挠性模态阶次较高时难以求解非线性方程组的问题,将模型离散化,把问题处理成一系列受约束的最小二乘优化问题来求解,数学仿真表明了该方法的有效性.