集群航天器构形重构滑模变结构控制方法

针对大规模航天器集群飞行构形控制问题,提出了一种基于滑模变结构控制与改进人工势场法相结合的控制方法。集群航天器相对运动采用非线性动力学方程描述,人工势场法可以避免集群航天器之间的碰撞,滑模变结构控制对摄动干扰和模型不确定性具有鲁棒性,可以实现构形的精确控制。利用Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统的全局渐进稳定性。通过仿真算例,验证了控制方法的可行性。     

飞行器控制律设计方法发展综述

综述了飞行器控制律设计方法的研究和应用状况。首先简述了现代控制理论的发展状况,然后给出最优控制法、特征结构配置法等线性设计方法和非线性反馈线性化、非线性H∞优化与μ综合鲁棒控制、滑模变结构控制、反步控制、神经网络控制、自适应控制等非线性设计方法的特点及其在飞行器控制律设计上的限制,最后分析总结了存在的问题及未来的发展方向。     

SINS/GPS制导炸弹俯仰平面制导控制一体化设计

根据SINS/GPS制导炸弹动力学特性,首先推导了俯仰通道的制导控制一体化状态模型.然后在充分考虑制导和控制回路的不确定性基础上,利用terminal滑模控制方法,设计了制导控制一体化状态反馈控制律,所设计的控制器一方面保证制导炸弹满足打击精度和末端落角约束要求,另一方面保证控制回路的稳定性与鲁棒自适应性.采用模糊控制克服了变结构控制项引起的系统抖振.最后,分别进行了极端气动条件与取投放域边界值情况下的某型SINS/GPS制导炸弹六自由度飞行控制弹道仿真,仿真结果验证了此方法的有效性.     

基于SDRE法的非线性鲁棒滑模末制导律设计

从智能控制理论出发,针对拦截机动目标的燃料最优问题,提出将状态相关黎卡提方程法(SDRE)和滑模控制相结合的末制导律设计方法,即利用前者将非线性模型转化为基于状态系数的线性结构后设计次优制导律,利用后者实现对机动目标引起的不确定干扰项的补偿。仿真结果表明,与自适应滑模末制导律相比,该方法具有制导精度更高、更加节省燃料的优势。     

快速光滑终端滑模在空天飞机姿态角控制器中的应用研究

针对空天飞机再入飞行阶段存在模型参数不确定和外部扰动情况下的姿态跟踪控制问题,分析、建立了考虑地球自转的空天飞机六自由度动力学模型;以此为基础,利用非线性三阶扩张状态观测器可实时在线估计姿态角速度和系统扰动的显著优点,导出了适用于控制系统设计的数学模型;利用该模型,设计了一种基于非线性三阶扩张状态观测器的快速光滑终端滑模控制算法。然后,基于李雅普诺夫理论,严格证明了系统的稳定性。控制算法利用快速光滑终端滑模控制无需惯常终端滑模控制所需的控制量系数矩阵的求逆计算,提高了控制算法的计算实时性;同时,采用光滑滑模趋近律能够在有限时间内收敛到滑模面且有效地消除抖振,对系统的参数摄动及扰动具有很强的自适应性。仿真结果表明,相比基于非线性三阶扩张状态观测器的传统非线性反馈控制算法,文中所提出的控制算法调整时间短,超调量小,并且具有良好的跟踪精度,具有一定的工程应用价值。     

双滑模变结构控制在导弹加速度控制中的应用

基于双滑模变结构控制理论,对切换面的选取和控制量的切换规律做了进一步的分析,提出两个切换面可以分开单独设计,通过状态反馈保证在滑模区上的稳定性;在具有非匹配不确定性的情况下,证明了控制量的设计能够满足滑模控制的可达条件;提出了更简单的控制律设计方法,保证状态轨迹分别在两条滑模区上来回切换,降低了控制量振动频率.用动态平衡的方法,通过控制导弹的平衡迎角达到了控制加速度的目的.针对某型导弹纵向回路线性模型和非线性时变模型进行了仿真研究,结果证明了设计的可行性和有效性.     

相对失控翻滚目标悬停的自适应模糊滑模控制

研究了含有系统不确定性和外部干扰的追踪器相对失控翻滚目标悬停的六自由度耦合控制问题。首先，在追踪器本体坐标系中建立了非线性的六自由度耦合的一体化动力学模型，将悬停控制问题转化为相对位置和相对姿态控制问题。再基于模糊逼近原理设计了一种自适应的模糊滑模控制器，该控制器能够有效克服系统的模型不确定性和外部干扰的影响，并能消除传统的抖振问题。由Lyapunov方法导出了模糊自适应律并证明了闭环系统的稳定性。数值仿真验证了所提的自适应模糊滑模控制器的有效性。     

变结构控制在两轮平衡小车中的应用

通过给出一种两轮平衡小车系统受非完整约束的动力学模型,基于此模型,利用变结构控制找出了滑模超平面,并设计出了该系统的调节控制律.经过Matlab/Simulink仿真,然后通过变结构控制器和状态反馈控制器的比较,得出此系统变结构的鲁棒性较好.进而通过实践验证,小车可控并可观,表明用该方法设计的控制器能够完成我们的预期目标.     

平流层飞艇关键技术与自主控制技术研究

针对平流层飞艇特点,对平流层设计中的关键技术进行讨论。在分析飞艇受力情况下,依据理论力学原理和飞艇运动参数之间的几何关系,建立了以螺旋桨电驱动系统为动力推进的飞艇动力学方程和运动学方程,并进行了线性化处理:依据所建模型,综合滑模面设计和控制律两方面设计了飞艇变结构控制律,数字仿真显示了滑模控制律的有效性。     

带终端攻击角约束的状态反馈变结构制导律设计

基于滑模变结构控制理论,结合状态反馈原理,提出一种能命中目标并保证终端攻击角度约束的变结构制导律。该制导律在传统线性滑模面的基础上增加非线性函数,通过最优控制理论确定该函数,由此将线性滑模面转变成时变、非线性滑模面。仿真结果表明:该制导律对目标机动有良好的鲁棒性,能够满足期望的终端攻击角约束,并避免了制导初期过载较大的缺陷,方法简单,易于工程实现。     

导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法

针对导弹俯冲打击地面目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO)和反步滑模设计思想,提出一种导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法。充分考虑制导与控制系统之间以及控制系统三通道间的耦合关系,建立了制导与控制一体化三通道耦合模型。通过ESO对导弹运动六自由度(6DOF)系统内各通道间的动态耦合项和不确定性进行实时观测和动态补偿,实现通道间的主动解耦,从而设计了基于ESO的导弹制导与控制一体化三通道解耦控制律。同时,为了解决在使用ESO对高阶非线性系统进行状态观测时引起的"运算膨胀"问题,通过设计自适应控制律对ESO观测误差进行补偿。基于李雅普诺夫稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。并与制导与控制一体化三通道独立设计方法和传统的制导与控制系统设计方法进行对比仿真,结果验证了基于ESO的导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法的有效性和优越性。     

基于模型跟踪的变稳控制律设计研究

本文根据飞机变稳的基本原理研究模型跟踪控制方法,对闭环模型跟踪方法进行优化,提升变稳跟踪精度,依据改进后方法进行变稳控制律设计,并在六自由度非线性模型中进行了仿真验证。     

基于动态逆-滑模的高速飞行器控制器设计

吸气式高超声速飞行器巡航状态下飞行环境复杂,建模时存在非线性以及参数摄动.基于小扰动假设的传统经典控制理论难以适应当前任务对鲁棒性的要求,对此提出了一种非线性动态逆-滑模控制律改进方法.通过对吸气式高超声速飞行器模型精确反馈线性化得到解耦形式的线性方程,为速度和高度设计出动态逆控制律来抵消非线性特性,在动态逆的基础上采用滑模变结构来补偿参数摄动带来的误差.仿真结果表明,所设计的控制方法具有良好的动态性能及鲁棒性.     

攻击角度约束下打击机动目标的制导律

针对某些导弹要求限制末端攻击角度的作战要求,基于滑模变结构控制理论,面向机动目标,设计了一种同时满足脱靶量和攻击角度约束要求的制导律.采用自适应滑模趋近律,并将目标机动视为干扰,利用线性变结构制导律推导出目标加速度的估计方程,并通过仿真证实了其有效性.所设计的制导律形式简单、实用.仿真结果表明,该制导律能够以期望的攻击角度命中目标,并对所提出制导律的性能进行了分析,具有一定的工程应用价值.     

一种新型的现代战机复合导引律研究

针对现代战机近距空战导引过程,建立了战机与目标的相对运动模型。应用滑模变结构控制理论,以拦截时间、视线角速率和指令加速度变化率为性能指标,推导出一种增广比例加滑模变结构的新型复合导引律,给出了其设计机理,并在理论上对变参数进行了优化设计。仿真结果表明,该导引律结构简单,能有效克服目标机动,在具有较强鲁棒性的同时,其导引性能较传统的PPN有较大提高,具有工程可实现性和有效性。     

变结构控制在导弹制导中的应用综述

简要介绍了变结构控制理论和导弹制导律，对基于变结构控制的导弹制导律进行了比较详细的研究。重点介绍了各种制导律中滑模面的选择和制导律的设计，并给出了一些仿真结果。研究表明，由于变结构控制的应用．使得制导律具有很强的鲁棒性，比传统的比例导引律有更多的优越性。     

非线性变结构解耦控制及对再入飞行器的应用

讨论了一类非线性系统的变结构解耦控制在再入飞行器的应用,变结构解耦控制号输入输出线性比相结合得到的控制规律,可对象模型的不确定有鲁棒性,对于再入飞行器再入段存在的多变量非线性和参数不确定,应用了相应的变结构解耦控制的方法,讨论了其滑模面的构造方法和解耦控制条件,在姿态控制中保证了姿态跟踪期望值,在轨迹跟踪中,设计了内外回路在控制律,内回路运用变结构解耦控制保持姿态稳定,外回路通过设计比例微分控制保     

离散滑模导引律设计

 基于平面内目标-导弹相对运动方程的离散形式,给出了离散滑模变结构导引律设计方法。推导出了一种与连续时间自适应滑模制导律的离散化形式相同的离散变结构导引律。在不需要知道目标法向加速度界限, 而只需要知道其在两个采样周期之间可能变化范围的条件下,设计了一种能显著降低系统抖动的离散滑模导引律,设计的同时给出了一种近似估计目标法向加速度的方法。从理论上证明了上述两种离散滑模导引律具有有限时间收敛的特性。讨论了离散滑模导引律的准滑动模态的切换带范围,给出了离散滑模导引律的终端脱靶量计算方法,最后以某空间拦截问题为实例验证了本文结果的正确性。     

自适应滑模容错跟踪飞行控制律的设计

当飞行控制系统操纵面发生卡死或控制效率损伤故障时,采用自适应滑模控制方法进行容错跟踪飞行控制律的设计。采用单位向量法进行滑模控制器的设计,利用李雅普诺夫理论和Barbalat引理设计自适应滑模调节规律,同时能够保证闭环系统的渐近稳定性。利用某型飞机线性化模型进行仿真,结果表明,带有自适应调节规律的滑模控制方法不仅适合于正常情况下飞行控制律的设计,而且对操纵面损伤和卡死故障情况具有较强的适应能力,具有很好的跟踪控制效果和强鲁棒性。     

动态逆方法在空空导弹控制系统设计中的应用

提出了一种将动态逆方法与基于李雅普诺夫稳定性的鲁棒控制方法相结合的鲁棒动态逆没计方法,并且给出了将动态逆方法应用于空空导弹控制系统设计的基本步骤将导弹动力学自然分离为怏变状态动力学子系统和慢变状态动力学子系统,分别进行非线性动态逆控制设计;再应用基于李雅普诺夫稳定性的鲁棒控制方法,没计出期望的慢变动力学和怏变动力学,能够保证动态逆控制系统对气动系数摄动的鲁棒稳定性.用一个典型空空导弹的控制系统进行的具体设计和六自由度的真实仿真结果,显示了这一方法的有效性.