基于状态反馈的黄金分割控制器参数化方法及其在高超声速飞行器上的应用

研究气动参数摄动和外界扰动下高超声速飞行器姿态系统的鲁棒自适应控制问题.引入特征建模的思想对高超声速飞行器的姿态系统建立二阶差分方程模型.考虑到高超声速飞行器再入过程要经历飞行环境的剧烈变化的特点,为了提高闭环系统的瞬态响应性能和抗扰能力,设计了黄金分割鲁棒自适应控制器.该控制器具有与特征模型相似的结构,控制器参数通过在线辨识获得,并且按照黄金分割比生成控制信号,能够保证辨识参数收敛过程中系统的稳定性.基于混合H2和H∞控制思想对标准的黄金分割自适应控制器中的参数λ进行在线优化,从而保证了姿态回路对气动参数摄动和外界扰动具有满意的鲁棒性.所提出的λ(k)优化算法是通过对一组线性矩阵不等式求解得到的,因此易于工程实现.改进后的黄金分割鲁棒自适应控制算法在自适应性和鲁棒性的优越性使得该方法尤其适用于高超声速飞行器姿态控制系统.仿真结果验证了控制方法的有效性和实用性.     

一类月面钻进采样机构的鲁棒控制

在月面复杂环境下采样机构模型会发生摄动,并会受到系统扰动影响,采样控制器的鲁棒性对顺利完成采样任务具有重要意义.针对回转与进尺复合式月面自动钻进采样机构建立名义控制模型,分析月面工作过程中的模型摄动、系统扰动下的控制系统模型,利用线性矩阵不等式方法进行状态反馈鲁棒控制律设计.仿真结果表明:在有界模型摄动、有界随机系统扰动情况下,系统具有鲁棒性,并对扰动具有抑制能力.     

基于随机鲁棒分析的输出反馈特征结构配置

针对输出反馈特征结构配置在参数不确定性系统设计中的鲁棒性问题,提出一种基于随机鲁棒分析的输出反馈特征结构配置优化方法.该方法通过随机鲁棒分析准确度量了闭环系统的鲁棒性,确立控制系统设计要求与待设计参数间的直接联系,并运用优化技术实现闭环系统稳定性与性能间的折衷,最大化控制系统的鲁棒性.通过在某高超声速飞行器横侧向解耦控制系统设计上的应用,验证了该方法的有效性.      

一类线性不确定大系统的分散变结构控制

研究了具有参数摄动、关联影响和外界干扰等不确定性因素影响的线性大系统的分散控制问题,在假设系统不确定性有界且满足一定匹配条件的前提下,提出了一种分散变结构滑模控制算法,并给出了消颤方案和控制受限的解决方法.该算法结构简单计算量小,同时闭环系统具有较好的动态特性和较强的鲁棒性,数字仿真表明了该算法的有效性.      

飞行器自适应ESO姿态控制器设计

飞行器无动力再入过程中,姿态受到气动及不确定干扰影响,控制模型具有强耦合、大范围参数摄动等非线性特征。针对再入飞行器姿态控制问题,结合扩张状态观测器（Extended State Observer,ESO）和自适应控制律,基于奇异摄动理论将非线性姿态控制模型分为快慢两回路,分别设计了飞行器内环和外环自适应姿态控制器,并通过 Lyapunov 稳定性理论证明控制器的稳定性。仿真结果表明,控制系统在强干扰及参数大范围摄动的情况下,具有较强的鲁棒性,能够获取良好的动态品质和跟踪性能。     

不确定时滞关联大系统的分散鲁棒可靠H∞控制

综合考虑了工程实际中经常遇到的参数不确定性和控制元件失效2类典型问题.针对一类离散时间不确定时滞关联大系统,通过比较各子系统正常工作时和失效时的性能准则,给出了其分散鲁棒可靠状态反馈控制器的一种设计方法.该方法能够保证对于给定范围内的任意参数摄动和控制通道失效,受控系统都是内部稳定且满足指定的性能指标.结果基于线性矩阵不等式,便于计算机求解和参数优化.另外,对大系统可靠性控制与鲁棒性控制间的联系进行了分析.所作数值例子和相应的仿真结果说明了这个方法的有效性.     

基于LMI的过渡态主控回路闭环控制律优化设计

针对涡扇发动机过渡态多变量控制设计难的问题，提出了一种基于抽功法在过渡态加减速线上的准稳态工作点处提取线性模型的方法，并在此基础上提出了一种过渡态主控回路闭环控制律的优化设计方法。通过功率输入和功率提取解决过渡态动态特征提取难题，基于增益调度可作为非线性动态控制策略的基本原理，将稳态多变量控制规律的线性矩阵不等式(LMI)设计方法推广到涡扇发动机过渡态主控回路闭环控制的设计中，并通过最小化矩阵迹优化闭环极点配置。针对2种不同过渡态主控回路闭环控制策略，分别设计了最小化矩阵迹寻优的过渡态主控回路的多变量闭环控制律，并进行从慢车到中间状态的基于涡扇发动机非线性动态模型的双通道过渡态性能仿真验证，结果表明:方案1过渡态控制双通道N₁、N₂的调节时间不大于5.0 s，超调量不大于0.8%；方案2过渡态控制双通道π_T、N₂的调节时间不大于5.6 s，超调量不大于0.8%。      

不确定切换系统的鲁棒自适应控制方案

针对切换信号依赖于独立决策变量的不确定切换系统,基于多Lyapunov函数方法和模型参考自适应控制理论,提出并分析一种控制器具有非线性死区特征的鲁棒自适应切换控制方案.首先,由参考切换系统和自适应控制律集合建立闭环切换系统,而后构造Lure-Postnikov形式的多Lyapunov函数,并以一组线性矩阵不等式推导给出闭环切换系统为有界模型参考自适应控制系统的充分条件.最后,选择HiMAT(Highly Maneuverable Aircraft Technology)飞行器包线内的5个工作点,以其纵向短周期运动模型建立切换系统,并设计具有非线性死区特征的鲁棒自适应控制器.仿真验证了方案的有效性,结果表明系统在快速连续切换下可良好地跟踪期望轨迹.     

基于微分器的轨迹线性化控制方法及其应用

针对当前轨迹线性化控制(TLC)方法对系统中的不确定性存在鲁棒性不足的问题,受非线性跟踪微分器设计思路的启发,提出了一种基于微分器设计原则的轨迹线性化控制方法.首先,引入二阶线性微分器(SOLD)的概念,通过理论分析指出了当前轨迹线性化控制方法中采用一阶惯性+伪微分器求取标称指令的微分信号时,会存在与二阶线性微分器类似的峰值现象,随后利用韩式跟踪微分器(TD)求取标称指令及其微分信号,避免了该现象的同时又赋予了系统在控制量的约束范围内调节响应快慢的能力;其次,通过构造期望的闭环系统,跟踪误差动态,直接获取线性时变(LTV)系统的控制量, 使得参数整定不再依赖于并行微分(PD)谱理论,在此基础上,将混合微分器(HD)的非摄动形式等价为期望的闭环系统跟踪误差动态,以提升轨迹线性化控制方法的鲁棒性,同时借助Lyapunov稳定性理论证明了受扰系统的跟踪误差最终一致有界;最后,利用所提出的轨迹线性化控制方法设计了高超声速飞行器的姿控系统并进行了相应的仿真.结果表明:存在大范围气动参数摄动的情况下,本方法仍具有较好的控制性能及抗干扰能力,能够满足高超声速飞行器快时变、高精度以及强鲁棒的控制需求.      

基于不变流形的高超声速飞行器动态面控制

针对存在未知气动参数的吸气式高超声速飞行器纵向运动控制问题,提出一种基于不变流形的自适应动态面控制方法.通过合理假设将高超声速飞行器纵向模型分解为弹道倾角回路和速度回路,分别实现对弹道倾角和速度参考指令的跟踪.弹道倾角回路被表达为严反馈形式进行控制器设计.采用基于不变流形的自适应方法实现了对未知参数的估计.所提出的自适应动态面控制方案能保证未知参数估计误差全局一致稳定和闭环系统全局有界稳定,且估计器和控制器设计不存在耦合,因此参数设计更加容易.仿真结果验证了该控制方法在参数估计方面的显著优势和良好的闭环系统性能.     

结构复固有频率区域的区间摄动法

利用区间数学研究具有误差或有界不确定性结构参数的非比例阻尼结构复特征值 所在区域问题.将误差或有界不确定性结构参数用区间定量化,这样,具有误差或有界不确 定性结构参数的非比例阻尼结构复特征值所在区域问题便可归结为实区间矩阵的广义特征值 问题.对于小的误差或有界不确定参数,所提出的求解实区间矩阵的广义特征值问题的区间 摄动法可以给出满足工程要求的结构固有频率所在的区域.     

SRAD-QFT鲁棒优化设计新方法

针对使用定量反馈理论进行控制系统设计时存在的鲁棒性度量等问题,结合随机鲁棒分析与设计原理,提出一种鲁棒优化设计新方法.该方法使用被控对象参数的统计信息对参数不确定性进行描述,基于闭环控制系统的蒙特卡罗仿真,将获得的闭环控制系统不稳定概率及各项性能指标的不满足概率作为闭环控制系统稳定鲁棒性和性能鲁棒性的度量,并在此基础上实现闭环控制系统的鲁棒优化设计.由某型超声速反舰导弹纵向运动控制系统的设计过程表明:该方法能够准确地描述被控对象的参数不确定性,有效解决控制系统的鲁棒性度量问题,适用于复杂控制系统的设计.     

颤振分析中的模态跟踪技术

颤振求解是一种研究参数(如空速)变化的特征值问题.在颤振模态判别和防颤振设计中,需要正确确定各阶模态对应的特征值随参数变化时的前后对应关系,避免出现模态交叉.针对颤振求解p-k法,发展了一种基于特征值摄动理论的模态跟踪技术——预测跟踪法,它利用特征值及左、右特征向量信息求解下一空速点的特征值估计量,以估计量为参考对特征值进行排序,将预测跟踪法和相似排序法、正交检验法进行了对比.数值结果表明:预测跟踪法比相似排序法和正交检验法具有更好的模态跟踪效果.     

结构振动主动控制系统的非概率可靠性分析

为了解决结构主动振动控制系统的可靠性问题,考虑结构参数的不确定性,研究了结构振动主动控制系统可靠性分析的非概率方法.对不确定变量用区间数或区间向量进行描述,基于区间数学,提出了含区间不确定参数的闭环控制系统响应的计算方法,在此基础之上结合非概率可靠性分析方法,建立了适用于振动控制系统的非概率可靠性分析方法.该方法无需不确定量的概率信息,只需明确参数所在区间范围即可,对开环系统和闭环控制系统的可靠性分析与基于可靠性的控制器设计具有一定的理论意义.通过数值算例,将非概率可靠性分析方法与蒙特卡洛方法进行了比较,结果表明了本文所提方法的有效性和对复杂结构振动主动控制系统的适用性.      

High precision dynamic model and control considering J2 perturbation for spacecraft hovering in low orbit

For spacecraft hovering in low orbit, a high precision spacecraft relative dynamics model without any simplification and considering J₂ perturbation is established in this paper. Using the derived model, open-loop control and closed-loop control are proposed respectively. Gauss's variation equations and the coordinate transformation method are combined to deal with the relative J₂ perturbation between the two spacecraft. The sliding mode controller is adopted as the closed-loop controller for spacecraft hovering. To improve the control accuracy, the relative J₂ perturbation is regarded as a known parameter term in the closed-loop controller. The external uncertainty perturbations except J₂ perturbation are estimated by numerical difference method, and the boundary layer method is used to weaken the impact of chattering on the sliding mode controller. The open-loop control of spacecraft hovering with the relative J₂ perturbation and without the relative J₂ perturbation are simulated and compared, and the results prove that the accuracy of open-loop control with relative J₂ perturbation has been significantly improved. Similarly, the simulation of the closed-loop control are presented to validate the effectiveness of the designed sliding mode controller, and the results demonstrate that the designed sliding mode controller including the derived relative J₂ perturbation can guarantee the high accuracy and robustness of spacecraft hovering in long-term mission.     

Adaptive sliding mode control of spacecraft attitude-orbit dynamics on SE(3)

In this paper, to solve the problem of parameters uncertainty in spacecraft tracking control, an adaptive controller based on sliding mode is proposed for the relative spacecraft attitude-orbit dynamics on the Lie group SE(3). The dynamic equations of relative attitude orbit error for two spacecraft are established in the framework of Lie group SE(3). Considering the uncertainty of spacecraft parameters, a formal decomposition of known and unknown parameters, the state variables and control variables is firstly made in the original system. An online estimator is designed to evaluate the unknown parameters. A sliding mode controller is developed to actuate the spacecraft to track the target spacecraft. Then a Lyapunov function of tracking error and parameters estimated error is designed to prove the stability of the closed-loop system. Finally, the simulation results and analysis are presented to verify the effectiveness and feasibility of the proposed method.     

基于多点逆模型组的直升机慢切换姿态控制

针对传统直升机自适应模型逆姿态控制方法中单点逆模型的不足,提出基于多点逆模型组的慢切换控制方法.该方法构造多点逆模型组取代单点逆模型,将直升机姿态误差控制系统转化为切换系统;引入驻留时间的概念,构造慢切换逻辑,从理论上给出了系统的稳定条件.与传统方法进行了对比仿真,结果表明:该方法有效地减轻了自适应元件的补偿负担,显著提高了其控制性能;系统在切换过程中保持稳定,并具有较强的性能鲁棒性.