直接力/气动力复合控制导弹 自适应模糊滑模控制

针对采用直接力/气动力复合控制导弹所具有的强耦合非线性等特性,提出了一种基于自适应模糊滑模控制的自动驾驶仪设计方法.该方法利用自适应模糊系统所具有的万能逼近特性,对大攻角飞行过程中导弹动力学系统存在的非线性特性进行逼近,并利用变结构控制对外界干扰的强鲁棒性,构造误差系统滑模面,克服了逼近误差和外界干扰对控制系统的影响,实现了对大机动指令的精确跟踪.仿真结果表明,所设计的控制方法对大过载指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性和外界干扰也具有较好的鲁棒性.由于采用直接力/气动力复合控制,有效的减小了气动舵偏角,避免了气动舵的饱和.      

高超声速飞行器迎角观测器及控制器设计

针对高超声速飞行器非线性动力学系统中所特有的输出非线性、状态向量强耦合等特性,综合考虑了飞行中的不确定性、具有复杂非线性输出、状态向量不完全可测量等因素,提出一种基于Lyapunov法的滑模观测器和控制器设计方法,用于解决高超声速飞行器迎角观测器不能精确测量的问题.首先在观测器设计过程中,利用过载输出滑模面构造了Lyapunov函数,确定出观测器收敛的条件,并基于线性化理论求出观测器增益矩阵.然后在控制器设计过程中,采用基于动态面的自适应反演方法设计出控制律,用多层神经网络调节函数逼近系统中的高频未建模动态,设计鲁棒项函数解决了逼近误差的影响问题,并进行了稳定性分析和仿真验证.      

基于动态逆的高超声速飞行器鲁棒自适应控制

针对高超声速飞行器运动学模型具有高度非线性、多变量耦合及参数不确定等特点,提出了一种基于非线性动态逆的控制系统鲁棒自适应控制器设计方法.该方法将飞行器的运动方程分成速度子系统和高度子系统,利用控制输入的功能分配,并结合虚拟控制指令设计与非线性动态逆技术,实现速度和高度的稳定跟踪.为消除系统中模型不确定性和外界干扰的影响,采用鲁棒自适应滑模控制策略进行补偿.仿真结果表明:所提出的控制器设计方法不仅满足飞行器速度与高度跟踪性能的要求,且对模型不确定性和外干扰具有一定的鲁棒性.      

可重复使用运载器递归积分滑模姿态控制方法

针对存在模型不确定和外部干扰的可重复使用运载器再入段姿态控制问题,提出了一种基于自适应滑模干扰观测器的递归积分滑模控制方法。首先,基于可重复使用运载器再入段姿态运动模型,建立了面向控制的模型;其次,设计了自适应滑模干扰观测器,以精准估计和补偿由模型不确定和外部干扰构成的复合干扰;然后,基于递归思想设计了一种新型递归积分滑模控制器,利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的有限时间稳定性;最后,数值仿真结果验证了该方法具有较强的鲁棒性和较快的收敛速度。     

高超声速飞行器抗干扰反步滑模控制

针对存在参数不确定及外部扰动下的高超声速飞行器轨迹跟踪控制问题,研究了一种基于反步法的抗干扰滑模控制设计方法.将非线性高超声速飞行器动力学模型表达为严反馈形式分步进行设计.采用滑模控制方法进行每步的控制器设计,并提出采用扩展状态观测器（ESO,Extended State Observer）方法实现对参数不确定及外部扰动产生的内外干扰进行估计,继而在控制中补偿.扩展状态观测器能保证对干扰的估计收敛到真值附近的邻域内,从而能够保证较好的补偿效果.通过0.5°附加干扰攻角和25%的气动参数偏差下的非线性高超声速飞行器动力学模型仿真结果验证了该抗干扰滑模控制方案对内外干扰的抑制效果和闭环系统良好的跟踪性能.      

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。      

可重复使用飞行器再入姿态的区间二型自适应模糊滑模控制设计

针对具有强非线性、多变量耦合特性的可重复使用飞行器（RLV），同时考虑模型参数不确定性和外界干扰对飞行器再入姿态跟踪的影响，提出了一种基于区间二型自适应模糊滑模的姿态控制方法。首先，建立飞行器再入动态模型，并基于反步思想将控制模型转化为姿态角和角速率相关子系统。其次，将模型参数不确定性和外界干扰视作子系统非线性项的一部分。再次，采用区间二型模糊系统逼近子系统非线性项，并结合自适应技术和滑模控制方法分别设计虚拟控制量和实际控制量。此外，引入一阶低通滤波器用以处理子系统虚拟控制律。通过Lyapunov方法的分析证明了闭环控制系统的稳定性，且飞行器姿态跟踪误差可收敛于原点附近的小邻域。最后，利用飞行器的数值仿真验证了所设计控制方法能有效跟踪飞行器参考指令，且对外界干扰有较强的鲁棒性。      

高超声速飞行器的干扰补偿Terminal滑模控制

研究了一种基于干扰补偿Terminal滑模的高超声速飞行器姿态控制方法.针对传统Terminal滑模控制存在的奇异问题,提出了一种简单的改进型Terminal滑模面,通过在平衡点附近从非线性滑模面切换至高增益线性滑模面,避免了控制奇异问题,同时保持了较高的收敛速度,并对改进Terminal滑模控制在干扰作用下的误差收敛特性进行了理论分析.为进一步提高控制的鲁棒性和控制精度,设计了扩张状态观测器对干扰进行估计和补偿.进行了六自由度数学仿真验证,仿真结果表明:该方法可有效提高控制系统的控制性能和鲁棒性.     

四旋翼的改进PSO-RBF神经网络自适应滑模控制

针对非线性、强耦合并带有不确定性干扰的四旋翼无人机模型，提出了一种改进粒子群算法-径向基(PSO-RBF)神经网络自适应滑模控制器。在对RBF神经网络自适应滑模控制器进行控制量平滑改进的基础上，利用改进的具有全局寻优能力的PSO算法来调整RBF神经网络的拟合参数，从而进一步提升网络的拟合能力。根据实际四旋翼的模型参数，搭建四旋翼的动力学模型，通过Lyapunov理论验证了系统的稳定性。仿真结果表明：与RBF神经网络自适应滑模控制器和双闭环PID控制器相比，改进PSO-RBF神经网络自适应滑模控制器可以在一个控制周期内寻找到合适的控制量，其调节时间分别提升约50%和75%；改进PSO-RBF神经网络自适应滑模控制器具有轨迹跟踪速度快且准、抗干扰能力强和鲁棒性好的特点。     

基于干扰观测器的磁悬浮姿控飞轮电机控制

由于磁悬浮飞轮转子不平衡振动的存在,飞轮力矩/转速控制精度受到影响.为有效地对不平衡振动干扰进行估计,提出了一种针对时变谐波扰动的非线性干扰观测方法,观测器的动态与稳态性能可以根据系统要求设定,具有全局一致收敛性;在非线性干扰观测器的基础上设计变结构控制器对飞轮转速进行控制并对干扰进行补偿,通过改进变结构控制器的滑模函数与控制律系统抖振可以有效地削弱.仿真与实验结果表明:基于非线性干扰观测器的变结构控制器具有很好的扰动抑制能力和动态响应、稳态误差调节能力,可用于实现飞轮输出力矩控制.     

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.     

基于改进滑模自抗扰结构的永磁同步电机伺服控制

针对传统PID控制参数适应性差、响应慢等缺点,采用自抗扰控制算法与永磁同步电机一阶速度环模型相结合,设计了基于自抗扰的速度环数学模型,并在仿真软件验证了该算法对系统鲁棒性的提升。之后,针对自抗扰算法待整定参数多,参数没有明确物理意义的问题,采用了改进的滑模自抗扰控制器,使用新型滑模趋近律代替了传统最优控制函数,改善滑模趋近运动。通过建模和仿真实验,验证了改进的滑模自抗扰结构可以缩短系统进入稳态的时间,减小系统在平衡状态下转速和转矩的抖振幅度,改善了系统动态性能和控制精度。     

柔性支撑控制力矩陀螺动力学建模与控制

针对柔性支撑引起控制力矩陀螺(CMG)框架控制性能下降的问题，建立了柔性支撑条件下控制力矩陀螺的动力学模型，分析了柔性支撑扰动力矩的耦合机理并给出了解析模型.据此，设计了一种积分滑模控制策略，用于提升对CMG框架动力学特性变化和新增扰动力矩的鲁棒性.仿真结果表明，该控制策略相比传统的PID控制具有更好的动态过程和稳态性能，提升了柔性支撑下控制力矩陀螺框架速度的闭环控制性能.     

基于前向补偿的再入飞行器制导控制一体化设计

针对再入飞行器的制导控制问题,提出了一种基于前向补偿的滑模制导控制一体化设计方法。首先,建立了面向控制的再入飞行器制导控制一体化控制模型。其次,设计了非线性干扰观测器对未知干扰进行实时观测,基于反演法和滑模控制方法设计了传统的一体化控制律。在此基础上,改进了滑动模态设计消除系统间的耦合,设计了具有前向补偿的再入飞行器制导控制一体化控制系统,使得整个制导系统是有限时间稳定的。最后,非线性六自由度数字仿真结果表明,相对于传统一体化设计方法和分离设计方法,该方法具有更好的制导性能和鲁棒性。     

基于改进Terminal滑模的导弹大角度机动控制

针对空空导弹攻击载机尾后目标的大角度机动控制问题,提出一种基于复合滑模面与扰动抑制机制的非奇异Terminal滑模(NTSM)控制器设计方法。首先建立了包含有气动不确定性的直接力控制系统(RCS)空空导弹数学模型,并采用传统NTSM控制方法设计了导弹姿态控制律。然后,在此基础上,针对大角度机动时初始状态远离平衡点的问题,设计了一种复合滑模面以加快系统收敛速度。为解决大攻角下的气动不确定性导致的严重抖振问题,引入了扩张状态观测器(ESO)技术,实现了系统不确定量的在线估计与补偿。对所提方法的稳定性分析证明了系统的有限时间收敛特性。最后,将设计的控制器应用于空空导弹的敏捷转弯大角度机动控制,仿真结果表明新方法可以加快系统收敛速度,并能有效削弱未建模动力学造成的抖振现象。      

基于Terminal滑模的小行星探测器着陆连续控制

针对弱引力场不规则小行星探测器安全下降与着陆,提出了一种基于比例微分(PD,Proportional plus Derivative)及非奇异Terminal滑模的连续控制方法.在着陆点坐标系下推导了探测器的动力学方程,设计了开环燃料次最优多项式标称轨迹制导方法.针对下降和着陆两个不同阶段提出了PD和非奇异Terminal滑模变结构连续控制方法.将PD控制的易操作性与非奇异Terminal滑模控制收敛速度快、调整时间短有效结合,保证了探测器安全着陆.仿真结果表明了提出方法的可行性和有效性.