不确定混沌系统的变论域直接自适应模糊滑模控制

提出了一种用于不确定混沌系统的变论域自学习模糊滑模控制方法.引入变论域自适应模糊控制器逼近滑模控制的等效控制,消除因系统不确定性及干扰导致的等效控制无法准确确定,同时使控制器设计不依赖被控对象的精确数学模型.基于李雅普诺夫函数给出规则参数调整的自适应率,并确定滑模切换控制项以保证闭环控制系统的稳定性.根据滑模控制原理给出4条模糊规则以平滑不连续控制,实现高烦抖振削弱.某Lorenz混沌系统控制仿真结果表明:该法对系统参数突变和外部干扰具强鲁棒性,同时削弱了抖振.     

导弹电液伺服机构的变论域自适应模糊滑模控制

为减弱导弹电液伺服机构位置跟踪滑模控制(SMC)的抖振,提出了一种基于变论域自适应模糊滑模控制(AFSMC)方法。通过在线调节输入变量论域和规则后件隶属度函数,可在不影响滑模变结构控制鲁棒性的情况下有效削弱滑模切换控制产生的抖振。给出了相应的控制律。设计的控制系统具有良好的跟踪性能,提高了电液伺服机构的跟踪控制精度。仿真实验结果验证了该控制方案的有效性。     

一类非线性系统模糊积分滑模控制及其在电液伺服系统的应用

针对一类不确定非线性系统,提出了一种模糊积分滑模控制策略.在滑模控制中引入积分控制项,消除了常规滑模变结构控制需被跟踪信号导数已知的限制,用模糊控制削弱积分滑模非线性项导致的抖振,而不降低滑模控制系统对参数变化和外干扰不确定的强鲁棒性.用该控制策略对某电液伺服系统进行跟踪控制的仿真结果表明:该控制策略具较强的鲁棒性和良好的跟踪性能.     

基于双幂次趋近律柔性火箭滑模变结构控制

为了解决对有外界扰动和不确定参数的柔性运载火箭高精度姿态控制问题,提出一种基于双幂次趋近律滑模的变结构姿态控制算法。首先,针对弹道倾角不可测的柔性运载火箭姿态控制问题,设计了基于弹道倾角观测器的滑模变结构控制系统。其次,针对滑模变结构控制算法切换函数的影响,产生控制力矩高频抖振的问题,提出了一种具有全局固定时间收敛特效的双幂次趋近律姿态控制算法,在保证控制系统鲁棒性的前提下,保证了运载火箭完成姿态机动的速度。仿真结果表明,在外界扰动和箭体高阶弹性模态的耦合作用下,此算法在柔性运载火箭姿态控制中取得了较好的控制效果,同时具有较强的鲁棒性。     

基于自适应模糊滑模的卫星姿态控制方法

研究了对地观测卫星的非线性姿态控制方法.建立了对地观测卫星基于四元数的误差姿态运动学方程和姿态动力学方程.设计滑模变量,用滑模变结构控制保证系统的稳定性和对强干扰的鲁棒性,用自适应模糊系统消除滑模控制中固有的控制变量抖振.用非自治系统的Lyapunov稳定性理论分析证明了设计的闭环系统为一致渐进稳定.数值仿真结果表明:设计的控制方法在大角度姿态随动和受较大时变干扰力矩作用时均有良好的控制效果.     

导弹电液伺服系统变结构控制律的设计

电液伺服系统为大型战略导弹所通常采用的执行机构，是导弹姿态控制系统中的重要组成部分。在伺服系统的控制中引入变结构控制能够使其对参数不确定性和外部干扰具有鲁棒性。针对传统非连续变结构控制律存在抖振现象，在对变结构控制理论研究的基础上，介绍一种新的变结构控制律的设计方法，并将其应用于导弹电液伺服系统的设计中。该控制律克服了传统非连续变结构控制的缺点，对抖振有着很好的抑制作用，仿真结果验证了其有效性。     

空间飞行器基于模糊逻辑的连续滑模控制

针对空间飞行器姿态控制系统的有模型不确定性和外来干扰的特点，通过组合滑模控制和模糊控制，提出了一种新的非线性控制系统设计方法。仿真结果表明本文的模糊滑模控制，不仅具有常规滑模控制的优点，而且克服了常规滑模控制所固有的抖振现象。     

基于高阶滑模变结构的挠性航天器大角度姿态机动控制研究

考虑转动惯量不确定性和外界干扰条件下,对基于高阶滑模变结构的挠性航天器大角度姿态机动控制进行了研究。用四元数描述航天器的姿态运动学方程,为消除一阶滑模变结构控制律中因符号函数切换产生的高频抖振,用超螺旋算法设计了二阶滑模变结构控制器。超螺旋算法包括控制律的不连续时间导数和滑模变量的连续函数两部分,保证滑模相对阶次为2,无需滑模变量的时间导数信息,用连续的超螺旋控制律替代符号函数的切换部分,实现了二阶滑模变结构控制。仿真结果表明:算法对姿态机动控制力矩抖振的抑制作用明显,在相同的扰动和转动惯量不确定性条件下,基于超螺旋算法的二阶滑模变结构控制对挠性附件的振动抑制能力更强,抗干扰能力和鲁棒性更优。     

永磁同步电动舵机系统滑模变结构控制器设计

针对电动舵机系统,建立表贴式永磁同步电机(SPMSM)矢量控制模型。设计基于指数趋近律的滑模变结构控制器,并在此基础上进行抖振抑制。利用变指数趋近律滑模控制器与比例-积分-微分(PID)控制器相结合,设计组合控制器,既可最大程度地发挥滑模变结构控制的快速性与鲁棒性,又可利用PID控制的优势减小系统最后的抖振。最后,通过与基于指数趋近律的滑模控制器进行仿真对比,验证组合控制器对电动舵机系统抖振的抑制效果。仿真结果表明:设计的组合控制器将系统静差减小了85%,并基本消除了滑模末端的抖振。     

非匹配不确定网络离散滑模控制及在导弹姿态控制中的应用

针对具有模型不确定和时变干扰的线性离散时滞网络控制系统,提出了一种新的滑模控制器的设计方法.证明系统在该控制器的控制下,全局一致有界收敛,并给出了收敛的界.该方法降低了常规滑模控制中的抖振并增强了系统的鲁棒性.由于不需要如常规离散滑模控制那样判断扰动和不确定的界,使该设计方法简单易行,并降低了系统抖振现象.最后将其应用在导弹姿态控制系统的设计中,取得了良好的效果.     

基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制

针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制     

控制输入受限情况下卫星姿态的鲁棒自适应控制

卫星通常工作在各种扰动环境中，包括参数不确定性和非参数不确定性。工程实践中碰到的另一个重要问题是控制输入受限。考虑存在参数不确定性和非参数不确定性，研究控制输入受限情况下卫星的姿态控制问题，设计了一种鲁棒自适应控制器，证明了姿态控制系统是全局一致最终有界稳定。仿真结果验证了该控制器的有效性。     

空间拦截器姿态控制系统变结构控制规律研究

结合空间拦截器的姿态控制问题,本文介绍了一种对系统参数摄动和外在不确定性干扰具有鲁棒性的变结构控制律。在此基础上,研究了当控制信号幅值受限的情况下,非线性系统的变结构控制律的设计问题。此方法考虑了空间拦截器姿控发动机推力幅值受限这一实际情况,提出了基于姿态角双包络线概念的实用姿控方法。因此,更符合系统实际的运行情况。仿真结果证明了此方法的有效性。     

欠驱动航天器姿态控制系统的退步控制设计方法

应用退步控制设计方法研究欠驱动航天器的姿态控制问题。将系统分为运动学和动力学两个子系统分别进行控制律的设计。首先导出了一种动力学子系统的镇定控制律，以减低失控轴的角速度分量对运动学子系统的影响。在此基础上，假设这一角速度分量为小量，利用运动学中的角速度交叉耦合项对失控轴的姿态进行控制。通过推导出角速度中间控制律，实现了运动学子系统的镇定，并进一步设计了姿态退步控制律。最后进行了数值仿真，验证了所推导的控制律的有效性。     

直/气复合控制导弹的模型预测和自抗扰姿态控制设计

针对直/气复合控制导弹姿态控制系统的特点,提出将非线性模型预测方法与自抗扰控制方法结合的姿态控制策略,设计姿控脉冲发动机阵列点火逻辑,在分析直接侧向力有限约束集的基础上提出直/气复合控制导弹姿态控制系统设计方法。仿真结果表明,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。     

最优非线性控制技术在导弹控制中的研究与应用

首先运用相平面分析方法,推导了相轨迹运动方程,分析了传统控制方 法影响控制精度的主要因素和解决途径;然后运用最优控制理论,结合实际特 性,采用二次型开关线设计控制规律,对时间短和燃料省的混合指标最优控制问 题进行了探讨。仿真结果表明,该设计方法简单、可靠,具有工程实用价值。     

卫星天线跟踪指向控制系统的全系数自适应控制

根据全系数自适应控制的原理，进行了卫星天线跟踪指向控制系统的设计和数学仿真研究。尝试将单变量全系数自适应控制推广到多变量全系数自适应控制，在多变量系统中取得了满意的去耦控制效果。最后，进一步探讨了所设计的控制器在工程应用中可能产生的问题，并给出了满足工程要求的卫星天线跟踪指向控制系统数学仿真结果。     

反作用控制系统在RLV再入复合控制中的研究

以再入段的可重复使用飞行器(RLV)控制系统为研究对象,针对RLV再入姿态的气动舵面与反作用力控制系统的特点,提出优化控制选择配置算法把控制力矩指令配置为末端执行机构指令,分别由气动舵面与反作用力控制系统执行。仿真结果表明,该复合控制方法可以弥补某些情况下气动舵面控制的不足,能很好地实现RLV姿态控制,并具有更好的动态性能。     

空间站智能自主控制

首先分析了空间站及其运动控制系统的任务及特点，指出开展空间站智能自主控制研究是系统任务复杂性及不确定性的必然要求，已经迫在眉睫。然后介绍了一种新的智能控制方法——即基于全系数特征模型描述的智能控制方法，这是实现空间站智能自主控制的重要理论基础。最后提出空间站智能自主控制系统的结构组成。     

考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统的集成容错控制

研究了一类发动机十字型布局的导弹姿态控制系统的容错控制问题,提出了一种考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统集成容错控制方法。该方法针对执行机构的恒增益变化故障和卡死故障,首先提出了集成容错控制的总体策略,然后分别基于线性矩阵不等式方法和故障补偿思想,给出了在圆盘极点指标和H∞指标两个相容指标约束下的状态反馈满意容错控制器和故障补偿器的设计方法。最后在Matlab/Simulink环境下将该方法应用于导弹姿态控制系统进行仿真实验,结果表明了该方法的有效性和可行性。