再入飞行器自动驾驶仪的自适应退步控制设计

自动驾驶仪设计的传统方法是基于分段线性化的增益规划法。近年来，以反馈线性化为基础的各种非线性控制技术得到了广泛的研究，文章基于一种不同于反馈线性化的退步控制思想，提出了一种新的非线性反馈自动驾驶仪设计方法，该方法考虑了系统输入的不确定性，采用了非线性在线优化方法保证舵偏与力矩之间更精确的映射，同时，通过引入自适应项以修正各种力矩偏差，利用这种方法，为再入飞行器设计了自动驾驶仪。仿真结果表明，提出的自适应退步控制方法是有效的，且设计过程简单，易于实现。     

仿射非线性系统的二阶滑模控制律研究

分析现有滑模控制算法特别是二阶滑模控制算法在抑制抖动和鲁棒性等方面所存在的问题,以仿射非线性系统为对象,针对近似时间最优的二阶滑模控制律收敛速度慢和抖振较大的问题,提出改进控制算法,通过设计适当的约束条件和修正滑模趋近加速度,提高了二阶滑模的响应速度,并在不损失鲁棒性的前提下削弱了抖振的频率和幅度.以单摆模型为例,分别对该算法和二阶Lyapunov函数法以及一阶指数趋近法进行仿真研究,仿真结果表明该算法适用于具有不确定性的非线性系统,并在削抖和快速响应方面具有相对优势.     

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。      

空间交会停靠的变结构控制

介绍空间交会对接中的接近段采用的变结构控制方法。变结构控制中滑动模态的设计很重要，比较常见的滑动模态设计为状态变量的线性关系。根据相对运动方程的特点，设计了非线性的滑动模态，并对其稳定性作出了证明；还对变结构控制方法和经典的PID控制方法进行了比较，变结构控制比PID控制的控制精度差，但是燃料消耗要少。     

基于比例分配的过驱动碟形飞行器滑模控制

为了避免一些执行机构提前出现饱和,针对具有位置约束的过驱动碟形飞行器,按照执行机构的约束范围,提出了一种比例分配策略.基于该策略,可以使双输入系统简化成单输入系统,并避免有执行机构提前出现饱和.考虑执行机构具有一阶动态特性和系统气动参数的不确定性,设计了滑模控制律.通过比例分配和伪逆分配的比较,得出了一种确定伪逆分配权矩阵的方法.仿真结果表明了该方法的正确性和有效性.     

基于ESO的高超声速飞行器解耦控制

针对高超声速飞行器三通道具有强耦合的问题,提出一种基于扩张状态观测器的全通道解耦控制方法。该方法不需要根据耦合项特点设计耦合补偿模型,而是通过设计扩张状态观测器,将高超声速飞行器耦合项视为扰动,利用扩张状态观测器具有实时跟踪估计扰动的能力,将耦合项扰动估计出来。通过补偿控制来消除耦合的影响,从而完成解耦控制。进一步,通过LQR控制方法完成姿态控制系统的闭环反馈控制律设计,最终实现一种工程上实用的高超声速飞行器解耦控制方法,并通过数学仿真验证了该控制方法的正确性和有效性。     

欠驱动变质心飞行器的滚偏耦合自抗扰控制

针对单滑块滚控式变质心飞行器的欠驱动问题,提出基于自抗扰思想的控制器,利用横向配置单滑块实现指令滚转角跟踪和侧滑角镇定控制。应用质点系动量矩定理建立了系统姿态动力学模型,分析表明,滚转和偏航通道拥有同一控制输入,且存在滑块惯性和运动耦合,滑块横向偏移会影响偏航通道。为此,设计自抗扰控制（ADRC）器进行滚偏耦合控制,将模型误差、滑块耦合和不确定干扰视作总和扰动,对滚转角跟踪子系统和侧滑角镇定子系统同时进行状态观测和总和扰动动态补偿,该控制器能够较好地抵抗系统内外干扰,且结构简单、易于实现。摄动仿真结果验证了所提控制器的有效性和鲁棒性。      

可重复使用空间飞行器的飞行控制

分析了空间飞行器飞行控制系统要解决的问题,空间飞行器的发展过程,各类空间飞行器飞行控制系统设计目的和主要特点,可重复使用的发射飞行器飞控系统的主要设计要求,在设计要求的确定,飞行控制律设计和飞行控制系统设计中要解决的关键技术.      

非线性解耦中的参数扰动

本文讨论了非线性系统参数扰动对输入输出解耦的影响。通过对一类参数扰动进行刻画,得到了这类参数扰动下,静态反馈闭环系统仍保持无交互控制,且输出不受影响的充要条件,然后讨论了系统同时存在输入扰动时干扰解耦问题可解的条件。     

航天器编队飞行多目标姿态跟踪终端滑模控制

研究航天器编队飞行多目标姿态跟踪控制问题.为避免姿态大范围跟踪可能出现的奇点,采用欧拉参数描述航天器姿态.基于终端滑模技术,设计多目标姿态跟踪终端滑模控制器,并应用Lyapunov稳定性理论和扩展的Lyapunov有限时间稳定性理论证明控制系统稳定性和有限时间收敛性.该控制器参数方便调整,易于实现.由于没有对复杂多体航天器动力学进行线性化处理,从而保证了姿态跟踪控制精度.仿真结果表明,存在惯量参数摄动和外部干扰力矩的情况下,所设计的多目标姿态跟踪控制器具有良好鲁棒性和优越的跟踪性能.     

欠驱动航天器滑模速率阻尼控制

针对具有推力器执行机构的航天器,在一轴推力器失效的情况下,设计滑模变结构速率阻尼控制器,证明系统的稳定性;分析控制器的抗干扰能力,给出控制器参数选取的指导原则;通过将惯量积视为外界干扰的方法,解决了非对角惯量阵航天器的欠驱动控制设计问题.从工程实际情况出发,考虑了推力器的开关工作特性、角速度测量幅值受限、外界干扰和非对角惯量阵的影响.最后通过数学仿真验证了控制器的有效性和工程实用性.     

挠性航天器滑模变结构控制及抖振抑制研究

针对挠性航天器姿态滑模变结构控制中存在的抖振问题,提出了一种改进的滑模变结构控制律.在滑模“边界层”法的基础上,用更为光滑的“反正切”函数替代饱和函数,以抑制抖振.在滑模控制器的到达运动控制律中引入滞后因子以减小机动初始时刻控制所需的最大控制力矩,避免由此引起的挠性附件振动.仿真结果表明,所设计的改进滑模变结构控制律不仅能够有效抑制抖振,而且对航天器自身参数摄动具有良好的鲁棒性.     

基于终端滑模控制的四旋翼无人机编队控制

本文以四旋翼无人机为研究对象,基于终端滑模控制技术,实现了四旋翼无人机系统的编队飞行控制。在构建四旋翼无人机数学模型的基础上,为每架四旋翼无人机设计了广义误差状态,基于广义误差状态提出编队控制目标。为实现编队控制目标,设计了基于终端滑模控制的编队控制器,最终所有四旋翼无人机的广义误差状态收敛到零时即实现期望的编队队形,进一步结合有限时间稳定性理论给出了上述编队控制器有限时间稳定性证明。最后用一个仿真实例验证了所提出算法的有效性,并将本文提出的控制器与基于线性滑模控制的控制器进行对比,实验证明所提出的控制算法具有更好的编队控制效果。     

考虑燃料晃动效应的航天器自适应滑模姿态控制

针对一类带有球形储液箱的航天器,在将其等效为单摆模型的基础上,分析了系统方程的特点,将系统的状态变量分为两部分,并考虑到在航天器机动过程中燃料消耗作用的影响,导致系统方程中的三个重要参数发生变化.基于以上原因,设计了一种自适应分层滑模控制器,采用李雅普诺夫函数法求取自适应控制律和总的控制量,保证闭环系统的稳定性.最后通过仿真验证这种控制器设计不仅可以使系统姿态在短期时间之内达到稳态,还同时抑制了液体晃动产生的影响.     

高超声速飞行器滑模控制参数整定方法设计

本文针对高超声速飞行器滑模控制人工试凑的参数整定方法较为繁琐、效率低的问题,改进了连续动作学习自动机（Continuous action reinforcement learning automata, CARLA）算法并将其应用于滑模控制参数整定问题中,改进后的算法通过对回报函数的设计有效克服了常规CARLA算法收敛速度慢、易受干扰、求解效率低的问题。该算法引入控制性能指标评价函数,在迭代中学习阶跃响应的经验数据,实现了控制参数自整定。仿真表明,对于阶跃响应问题,本文提出的算法能够在100次迭代中整定出一组高品质的控制参数,完成对给定指令的快速准确跟踪,与遗传算法、模拟退火算法相比,在求解速度上具有显著优势。由于该方法不依赖于模型,除了滑模控制器参数整定外对其他控制方法的控制参数整定问题也有一定适用性,具有推广应用价值。     

基于双环滑模控制的直/气复合控制系统设计

直/气复合控制导弹具有强干扰、强非线性以及强耦合等特点,传统的姿态控制器难以适用于该种复杂干扰并存的情况,文章提出了基于双环滑模控制的直/气复合控制器。首先采用有限时间收敛趋近律分别构造内外环滑模控制器,并将角速度回路的滑模变量量化为直接力指令,以解决空气舵与姿控发动机之间的耦合问题。接着使用非线性扩张状态观测器估计综合干扰,从而设计控制器补偿侧向喷流干扰及模型不确定性等综合干扰的影响。然后基于李雅普诺夫方法证明了控制系统闭环稳定,分析了干扰补偿对控制器收敛域的影响。最后仿真结果表明,该方法跟踪速度快,动态过程平稳,具有较强的干扰抑制能力,具有很强的鲁棒性。     

转动惯量存在不确定性的挠性航天器动态自适应滑模姿态控制

针对存在转动惯量不确定性和外部干扰的挠性航天器,首先构造了一个部分状态观测器估计挠性模态,然后设计自适应律对转动惯量不确定性和外部干扰组成的函数的上界进行估计。最后,在设计的观测器和自适应律的基础上,建立了挠性航天器的基于部分状态观测器的自适应滑模姿态稳定控制律。采用Lyapunov方法证明了在挠性航天器存在转动惯量不确定性和外部干扰时, 所设计的自适应滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定。最后, 通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性。     

绕飞慢旋目标参数自适应积分滑模控制

针对满足一定条件的一类不确定部分上界不确知的系统,提出了一种参数自适应积分滑模控制策略.通过在切换函数中引入跟踪误差积分项,消除了传统滑模变结构控制需要被跟踪信号导数已知的假设.同时基于Lyapunov方法引入参数自适应律,使系统能够抑制干扰.采用该控制方法,进行大椭圆轨道慢旋目标同步绕飞跟踪控制器设计.仿真结果表明,该方法具有较强的鲁棒性以及良好的跟踪性能.     

基于扰动观测器的指数时变滑模再入姿态控制

针对再入飞行器姿态控制问题,设计了一种全局鲁棒的基于扰动观测器的指数时变滑模姿态控制器,使得在存在匹配模型参数不确定性和外部扰动情况下仍能够实现精确的姿态控制。首先对飞行器模型进行反馈线性化解耦,将俯仰、滚转、偏航通道分解为3个独立的二阶系统。然后以俯仰通道为例,设计指数时变滑模控制器,使得系统具有全局鲁棒性。进一步,为了减小采用饱和函数消除滑模控制抖振而带来的系统跟踪误差,引入扰动观测器,设计了一种基于扰动观测器的指数时变滑模控制系统。最后,以某飞行器为例建立六自由度仿真模型,在考虑大气密度、转动惯量偏差以及外部高频扰动的情况下,验证了加入扰动观测器后对系统性能的提高。