吸气式高超声速飞行器鲁棒非奇异Terminal滑模反步控制

针对含有参数摄动、外界干扰的吸气式高超声速飞行器弹性模型,设计了一种基于新型非线性干扰观测器的Terminal滑模反步控制器。将考虑弹性模态的飞行器纵向模型表示为严格反馈形式,在传统反步法的基础上采用非奇异快速Terminal滑模控制俯仰角与俯仰角速率,优化了反步法的控制结构,并实现了系统的有限时间收敛。基于跟踪微分器设计了一种新型非线性干扰观测器,并与本文所提滑模反步方法相结合,通过对包括虚拟控制量微分信号在内的不确定性进行估计与补偿,进一步提高了控制器的鲁棒性,同时解决了"微分膨胀"问题。基于Lyapunov稳定性理论证明了系统的跟踪误差于有限时间收敛至零。仿真结果表明,该控制器在存在不确定性的情况下,可以实现对参考输入的稳定跟踪。     

新型快速Terminal滑模及其在近空间飞行器上的应用

为加快Terminal滑模收敛速度,并避免控制器奇异,首先分析了Terminal滑模产生奇异的原因,基于李代数给出Terminal滑模控制器非奇异判据.然后,设计了两种新型非奇异快速Terminal滑模,其收敛速度在任意点均快于现有标准快速Terminal滑模;给出了收敛时间公式.将新型快速Terminal滑模与动态滑...     

自适应二阶动态terminal滑模在近空间飞行器控制中的应用

为克服滑模抖振,设计了二阶动态terminal滑模,得到在时间本质上连续的控制器,并使滑模面在有限时间内收敛.然后采用非线性干扰观测器逼近复合干扰,通过在控制器中设置自适应补偿项,放宽了非线性干扰观测器的假设条件,不再要求复合干扰变化率为零.基于李雅普诺夫理论,严格证明了系统稳定性.最后将提出的控制方案应用于近空间飞行器姿态角跟踪仿真实验,仿真结果表明了该控制方案的有效性及优越性.      

基于滑模观测器和干扰观测器的弹性高超声速飞行器控制

研究了基于滑模观测器和干扰观测器的弹性高超声速飞行器纵向通道控制。首先,利用可测飞行高度、俯仰角速率估计误差设计滑模观测器,重构未知攻角、航迹角;其次,设计干扰观测器估计包含弹性耦合和阵风等外部干扰的集总扰动;再次,将高超声速飞行器纵向通道模型分为速度、高度2个功能子系统,采用基于反步法的动态逆方法,避免系统复杂度爆炸问题,设计舵面偏角和燃油当量实现对期望高度和速度信号的有效跟踪;最后,通过仿真测试验证该方法的有效性。     

近空间可变翼飞行器模态切换自适应控制研究

针对近空间可变翼飞行器在模态切换时存在参数不确定性的问题,研究了一种基于状态反馈输出跟踪的模型参考自适应控制方法。首先,基于近空间可变翼飞行器的状态方程,设计状态反馈控制器。在此基础上,设计了一种自适应更新律,实时估计控制器参数来消除参数不确定性的影响。仿真结果验证了模型参考自适应控制器的控制效果,以及对模态切换时参数不确定性的抑制能力。     

高超声速飞行器自适应反步控制器设计

针对含有不确定干扰项的吸气式高超声速飞行器模型,分别设计了基于反馈线性化的速度控制器和基于反步法的航迹控制器,以实现对速度和航迹角参考信号的稳定跟踪。通过指令滤波器得到俯仰角的实际跟踪指令及其一阶、二阶微分信号,可直接设计升降舵控制指令,在解决了虚拟控制量求导"复杂性爆炸"问题的同时,减少了反推计算步数,从而达到提高系统动态性能和优化控制器结构的目的。基于LaSalle不变集原理和Lyapunov理论设计的自适应更新律保证了系统的稳定性。仿真结果表明,所设计的控制器在飞行器存在不确定干扰的情况下仍能满足对参考信号跟踪性能的要求。     

面向持续战域感知的近空间飞行器技术

未来战争呈全空域立体化发展趋势,近空间的深入探索和有效利用日益受到重视.本文从热力学特性和电离特性角度,概述了近空间大气环境.重点以持续的战域感知为军事应用背景,介绍了现有的C4ISR能力,进而归纳评述了相关近空间飞行器的技术发展、工程设计、概念应用.分析指出,近空间无人HALE飞机具有填补持续的C4ISR能力中所有空缺的潜力.     

空间飞行器姿态的有限时间跟踪控制方法

 针对带不确定项的空间飞行器系统姿态跟踪控制问题,给出一种基于有限时间控制技术的滑模控制方法。使得姿态跟踪误差系统不仅可在有限时间内从任意状态到达滑动面,而且也可在有限时间内沿滑动面收敛到零,并给出了严格的数学证明。为了避免控制律中的颤动问题,一种新的饱和函数被用来代替控制律中符号函数。数值仿真实验说明了该方法的有效性。     

齐莫曼翼与反齐莫曼翼空间流场测量对比分析

在低速风洞内,分别对齐莫曼翼和反齐莫曼翼的气动特性进行了测量,并应用PIV测试技术测量了两种微型飞行器机翼的空间流场,给出了空间流场的速度矢量图、涡量图和流线图。通过对比分析给出了两种机翼气动特性产生差别的主要流动机理。     

过驱动飞行器积分滑模容错控制方法

针对过驱动飞行控制系统中执行器故障时的协调分配问题,提出了一种基于积分滑模的容错飞行控制器设计方法.引入虚拟控制思想,构造了多执行器故障条件下飞行器层级结构控制的数学模型.运用小增益定理,推导了系统闭环稳定的充分条件,并基于线性矩阵不等式,建立了最优状态反馈的凸优化模型.以积分滑模面切换函数为变量,选取李雅普诺夫能量函数,设计了渐近稳定的积分滑模控制器.仿真结果表明,该方法可综合考虑执行器完好和故障时的控制效能,能够实现多操纵面容错飞行控制,具有较好的鲁棒性.     

基于滑模干扰观测器的高超声速飞行器滑模控制

首先,针对存在外部干扰和输入饱和的通用式高超声速飞行器的纵向动态模型,提出一种基于滑模干扰观测器的抗饱和滑模控制器。该滑模控制器采用非线性趋近律,在保证系统快速、稳定跟踪指令的同时,能够消除传统滑模控制中的抖振现象,并针对执行器饱和问题,加入抗饱和补偿器,以提高系统的稳定性。其次,对于系统中存在的干扰和不确定性,提出一种滑模干扰观测器,用以准确估计系统中存在的等效干扰,并将该观测器对干扰的估计值应用于滑模控制器中进行补偿,以消除干扰。再次,利用Lyapunov理论对所提出的基于滑模干扰观测器的抗饱和滑模控制器进行稳定性分析。最后,对高超声速飞行器的巡航状态进行仿真。仿真结果表明,所提方法能够有效提高系统的稳定性和抗干扰性,具有一定的实际应用价值。     

基于LMI的高超声速飞行器滑模预测控制

针对高超声速飞行器非线性、多约束、快时变等特点,提出了一种基于线性矩阵不等式的滑模预测控制方法.首先设计系统的滑模面,然后对滑模面进行预测并将其作为优化性能指标,通过Schur补引理将控制律的设计转化为一个优化问题.该方法避免了常规滑模控制的高频切换,有效地克服了抖振现象.此外,相对于传统的滑模预测控制方法,该方法不需要额外计算终端约束条件和终端代价函数,只需要通过选取合适的李雅普诺夫函数即可保证系统的稳定性,且其加权矩阵和控制律是同时进行优化设计的,简化了设计过程.仿真试验表明,相比于单纯的预测控制和滑模控制,所提出的方法具有更好的跟踪性能.     

临近空间动能拦截器神经反演姿态控制器设计

为满足临近空间动能拦截器姿态控制快速性、准确性和鲁棒性的要求,设计了一种自适应神经反演姿态控制器。首先,建立了姿控发动机侧喷干扰模型,并推导了包含质心漂移、参数摄动和外界干扰的三通道强耦合模型;其次,设计了自适应神经反演姿态控制器,为提高控制精度,采用径向基函数（RBF）神经网络对各个通道的不确定项进行估计和补偿,并基于最小学习参数的思想,将神经网络学习参数拟合为一个参数,提高了RBF计算效率,保证了估计的实时性。最后,采用伪速率（PSR）脉冲调制器将设计的连续控制律转化为脉冲控制律,实现了拦截器的变推力控制,并克服了脉冲脉宽调制（PWPF）调制器相位滞后问题。数字仿真表明,所设计的控制器收敛速度快,控制精度高,对强扰动具有鲁棒性。     

基于自适应反演滑模的末制导律设计

针对三维导弹-目标相对运动模型,结合反演控制、滑模控制和自适应技术,设计了一种新的自适应反演滑模末制导律。针对目标机动加速度上界难以获取的问题,将目标机动加速度视作模型的干扰,设计了一种自适应律对其进行在线估计,并将估计值补偿到制导律中。运用李亚普诺夫稳定性理论证明了系统的全局渐进稳定性和误差的收敛性。仿真结果证明了所设计的自适应反演滑模末制导律对机动目标的鲁棒性和有效性。     

Integrated method of guidance,control and morphing for hypersonic morphing vehicle in glide phase

The morphing technology of hypersonic vehicle improved the flight performance by changing aerodynamic characteristics with shape deformations, but the design of guidance and control system with morphing laws remained to be explored. An Integrated of Guidance, Control and Morphing (IGCM) method for Hypersonic Morphing Vehicle (HMV) was developed in this paper. The IGCM method contributed to an effective solution of morphing characteristic to improve flight performance and reject the disturbance for guidance and control system caused by the morphing system for HMV in gliding phase. The IGCM models were established based on the motion models and aerodynamic models of the variable span vehicle. Then the IGCM method was designed by adaptive block dynamic surface back-stepping method with stability proof. The parallel controlled simulations’ results showed the effectiveness in accomplishing the flight mission of IGCM method in glide phase with smaller terminal errors. The velocity loss of HMV was reduced by 32.8% which inferred less flight time and larger terminal flight velocity than invariable span vehicle. Under the condition of large deviations of aerodynamic parameters and atmospheric density, the robustness of IGCM method with variable span was verified.     

基于SMOD的滑模控制器设计

针对高性能飞航导弹过载控制系统,从便于工程实现的角度出发,应用滑模观测/区分器(SMOD),通过角速度对角加速度进行估计,然后利用角速度和角加速度与过载的一阶、二阶导数间的近似关系,设计了一种滑模变结构控制律,滑模面由过载误差及误差的一阶、二阶导数组成。仿真结果验证了方法的正确性和有效性。     

变体无人机动力学模型及切换控制研究

针对能够在飞行过程中进行结构变形的变体无人机,考虑由变形引起的气动力与力矩,惯性力与力矩的非线性变化,建立其在质点系假设条件下的多体动力学模型。根据切换系统理论,将变体无人机视为一类线性切换系统,选择设计点,采用极点配置方法针对各设计点处的线性子系统设计控制器,再制定以变形量为决策变量的控制切换方案,构成切换控制系统。通过建立公共Lyapunov函数,推导了能够保证闭环切换系统在结构变形过程中一致有界的充分条件。以变体无人机Fire-Bee为例,验证了方案的有效性,仿真结果表明闭环系统无论在固定结构下还是变形过程中都具有良好的动态特性。