基于间隙度量的鲁棒LPV控制律设计

针对高超声速飞行器飞行包线范围广和模型参数不确定性大的问题,提出了基于间隙度量的鲁棒线性变参数(LPV,Linear Parameter-Varying)控制律设计方法.该方法将间隙度量引入LPV控制器设计中,提出了基于最优间隙度量的凸分解策略,并将其应用于多胞顶点的分解和鲁棒LPV控制器的自增益调参,以降低控制器的保守性;考虑模型的参数不确定性求取多胞LPV系统的顶点模型并设计顶点控制器,以提高顶点边界附近LPV控制器的鲁棒性;以某型高超声速飞行器为对象设计了鲁棒LPV控制器.仿真结果表明:该方法能降低大包线内控制器的保守性,实现高超声速飞行器在整个设计包线内精确的指令跟踪,并且在模型参数存在大的不确定性情况下仍保证系统的鲁棒性能和稳定性.     

无人机全包线模糊鲁棒跟踪控制

针对无人机大包线飞行中气动特性大幅变化以及存在参数不确定性和外界干扰等特点,设计全包线模糊鲁棒跟踪控制器.通过模糊c-均值聚类建立逼近全包线动态的模糊T-S（Takagi-Sugeno）模型.基于高度和空速跟踪增广系统,根据保性能控制理论,采用广义系统的模糊Lyapunov函数方法,以线性矩阵不等式形式给出全包线模糊鲁棒跟踪控制器参数的约束条件,保证广义系统稳定.并最小化扰动抑制度来优化控制参数.该控制器既降低了控制保守性,又减小了参数求解的复杂度.仿真表明,无人机在整个飞行包线内能够精确地跟踪空速和高度参考指令,对参数不确定和外界干扰具有强鲁棒性.      

高超声速飞行器的多胞LPV系统控制器设计

针对高超声速飞行器模型高度非线性、强耦合的特点,提出一种多胞形线性变参数(LPV,linear parameter varying)系统变增益状态反馈控制器的设计方法.首先在感兴趣的变参数轨迹上选取若干平衡点进行雅克比线性化并拟合得到高超飞行器的LPV模型,将其离散化后存储于一张量中,利用高阶奇异值分解(HOSVD,higher order singular value decomposition)进行多胞形转换,得到有限个LTI顶点系统.同时为了降低控制器设计的保守性,通过引入松弛变量矩阵,在各顶点使用不同的Lyapunov函数矩阵,推导出能同时将闭环极点配置到指定区域并满足H∞性能的多胞LPV系统状态反馈控制器设计的线性矩阵不等式(LMI,linear matrix inequality)算法.最后的仿真结果验证了算法的有效性.     

链式平滑切换变体飞行器LPV鲁棒跟踪控制

针对后掠角可变的变体飞行器,研究了一类变体飞行器的建模与控制问题。拟合气动参数与后掠角变化的关系,利用Jacobian线性化的方法得到线性变参数(LPV)模型。进一步建立一类平滑切换系统,同时引入切换序列受限的链式切换,推导了链式平滑切换系统在有限时间有界且具有鲁棒性能指标的充分条件。设计了一种平滑切换镇定控制器的求解算法,并给出控制增益的求解步骤。基于广义系统理论提出了保证变体飞行器姿态跟踪系统鲁棒稳定的充分条件,并通过算例验证所提方法有效性。     

LPV模型的动态压缩测量辨识算法

在解决线性参变（LPV）模型的辨识问题上,最小二乘算法以结构简单、计算复杂度低等优点被大量使用。但最小二乘算法辨识结果受制于计算精度和模型近似精度,而这两者在同一个系统中是互斥的。因此,该算法的辨识结果与真值总是存在一定的误差。另外,在高阶LPV模型辨识或采样成本高的情况下,一般模型参数要多于辨识数据,而此时最小二乘算法很难得到稳定的辨识结果。本文提出的动态压缩测量辨识（DCMI）算法从两个方面提高在该情况下的系统辨识精度。其一,利用“匀速变化”及“非匀速变化”模型表示参变函数,以提高模型近似精度。其二,利用压缩感知理论的欠采样能力,在同等数据量的情况下提高参数的计算精度、扩大模型的计算规模。仿真结果表明,基于“匀速变化”模型DCMI算法可以准确地辨识出LPV函数,而且该算法在辨识数据不足的情况下仍然能够获得稳定的辨识结果。      

基于受限参变率的飞翼无人机舵面阵风减缓控制

飞翼无人机具有俯仰惯量低、纵向稳定性弱等问题,使其阵风响应对飞行参数的变化较为敏感,并且飞翼无人机的舵面较多,不同的控制策略下阵风减缓的效果不同。因此,对这类飞行器进行考虑参数变化率阵风减缓线性变参数（LPV）控制律设计,并对不同舵面组合方式的控制性能展开对比研究。结合参数依赖的Lyapunov函数方法和变参斜投影降阶算法,构建了同时考虑参数变化率限制和模型降阶条件的LPV阵风减缓控制器。基于该方法对Mini-MUTT飞翼无人机模型设计LPV阵风减缓控制器;探究了不同舵面控制策略对减缓效果的影响。结果表明:采用变参斜投影降阶算法得到的降阶模型可有效表征全阶模型的动力学特性;设计的LPV阵风减缓控制器能够保证阵风在较宽速度范围内有效减缓;在单一舵面阵风减缓中,置于外侧的舵面控制效果优于内侧舵面;而在双舵面阵风减缓中,双舵面的控制效果优于单一舵面,但控制所需输入能量也会增加。在工程应用中需要针对具体问题,综合考虑控制效果和能量消耗以确定合适的控制策略。      

非仿射参数依赖LPV模型的变体飞行器H∞控制

变体飞行器可以在不同的飞行环境及飞行任务下自适应地进行结构变形,从而确保飞行过程中具有最优的气动性能。以一类翼展可变的飞行器模型为对象,研究了一种针对非仿射参数依赖结构的线性变参数(LPV)系统的控制问题。在Jacobian线性化基础上,将变体过程中的非线性模型精确拟合为以翼展变形率为时变参数的LPV系统。与大多数LPV控制不同的是,此系统为多项式参数依赖结构,不具有仿射参数依赖形式。利用线性分式表示(LFR)将具有非仿射参数依赖结构的LPV模型转换为等价的线性时不变(LTI)系统。为保证变体过程的稳定,针对此LFR形式的变体模型,在满足二次Lyapunov稳定的线性矩阵不等式(LMI)条件基础上,设计了一类基于状态反馈的H∞控制器。仿真结果表明,上述控制器在外部存在干扰的情况下,能够保证变体过程的全局稳定性。因此基于LFR转换的控制器设计方法不再局限于仿射参数依赖形式,对于广泛LPV系统具有普遍适用性。     

航空发动机多变量变增益控制器设计及仿真

针对航空发动机全包线工作下的多变量变增益控制器设计问题,给出了一种改进的埃德蒙德算法（以下简称KQ算法）并进行了仿真应用。首先,阐明了多变量KQ算法的控制原理与优化算法,进而通过闭环期望函数选择、控制器结构选择以及控制器参数优化进行了KQ控制器设计,并针对所设计的KQ控制器,给出了稳定性证明和系统奇异值分析。分析表明所设计KQ控制器能够使系统闭环稳定,且具有满意的低频指令跟踪、干扰抑制能力、传感器噪声的抑制、高频未建模动态的鲁棒稳定性和低频发动机建模误差不敏感等性能,满足发动机控制要求。其次,通过调度变量选择、设计点KQ控制器设计以及采用插值方法的非设计点KQ控制器设计等过程实现某型涡扇发动机的多变量KQ变增益控制器设计研究,并进行仿真验证。仿真结果表明,设计点条件下,当涡轮后温度和增压比参考输入均为阶跃信号时,其被控参数响应速度很快,且上升时间均小于1 s,耦合影响小于6%,设计点KQ控制器满足控制要求;非设计点条件下,利用插值方法建立的KQ变增益控制器具有较好的性能,能够实现该型涡扇发动机全包线控制性能要求。      

一种带大挠性附件卫星的低阶鲁棒控制方法

针对带有大挠性附件卫星存在参数不确定性和外部扰动的问题,提出一种基于线性矩阵不等式(LMI)的鲁棒H∞反馈控制方法.在卫星动力学模型中考虑了太阳帆板对日定向转动及天线展开过程中参数的摄动问题,进一步设计适用于线性参数时变(LPV)系统的多输入多输出(MIMO)反馈控制器,证明闭环系统在参数大范围摄动下的鲁棒稳定性.相比经典控制方法,当结构参数变化较大且三轴姿态为动态时变时,在满足期望性能指标的同时,可以有效地抑制挠性附件的振动且具有较强的抗扰能力.最后通过仿真验证了所提方法的有效性.     

高超声速巡航飞行器在线自适应反馈控制设计

由于飞行器模型的强非线性,各种建模不确定性以及飞行环境的复杂性,高超声速飞行器控制成为一个研究难点.针对某类具有参数不确定性的非线性系统,提出了一种反馈线性化与自适应估计相结合的方法,对非线性系统的输入输出动态应用反馈线性化处理以得到拟线性模型,并设计反馈控制律;对不确定参数采用自适应在线估计,利用Lyapunov方法分析稳定性;针对选择不同输出的情况,对如何消除内动态进行了讨论.为了验证该方法的可行性,将其应用于某高超声速飞行器巡航段纵向非线性模型,对速度和高度通道进行跟踪控制仿真,由于飞行器和大气环境存在建模不确定性,利用自适应控制对不确定参数进行在线估计.仿真结果显示该方法能够快速收敛,并且具有良好的在线自适应能力.     

高超声速飞行器BTT非线性控制器设计与仿真

高超声速飞行器的气动特性比一般的飞行器更为复杂,选用BTT(Bank-to-Turn)技术,即倾斜转弯技术可以满足其对于气动外形的要求,但随之给动力学系统带来了快时变、严重非线性及强烈耦合的特点.针对高超声速飞行器倾斜转弯非线性控制器的这一特点,采用了一种更为有效的非线性系统的控制方法,即非线性动态逆技术.首先建立了高超声速飞行器的非线性数学模型,然后根据奇异摄动理论将动力学系统的受控状态变量分为快变量和慢变量2部分,应用非线性动态逆理论分别对快逆回路和慢逆回路进行设计,其中慢逆回路控制器的输出作为快逆回路控制器的输入指令,最后对于所设计的系统在高超声速下的倾斜转弯运动进行了仿真验证.仿真结果表明该控制系统可以实现倾斜转弯,并可以满足高超声速飞行器稳定飞行的要求.      

考虑系统不确定性的高超声速飞行器容错控制

针对一类含有执行器失效故障和范数有界不确定性的系统,提出了一种鲁棒容错跟踪控制设计方法。该方法利用有界实引理,给出了保证闭环系统稳定且满足鲁棒性能要求的线性矩阵不等式（LMI）的表达式;为了削弱控制器的保守性,使用不同的Lyapunov变量对应不同的系统状态;由此带来的非凸优化问题,发展了一种迭代线性矩阵不等式算法。考虑到该迭代算法的收敛性取决于初值的选择,经过推导给出了一种求解合适初值的算法。将该算法应用于高超声速飞行器X-33跟踪控制器的设计,仿真结果表明本文算法是可行和有效的。      

高超声速飞行器抗饱和鲁棒自适应切换控制

针对高超声速飞行器执行机构饱和的控制器设计问题,提出一种多回路抗饱和鲁棒自适应切换控制方法. 首先针对高超声速飞行器的运动模态在频率上表现出显著的分离特性,将状态变量分开不同的回路设计;然后对受执行机构饱和影响明显的状态设计参考切换系统,从而降低模型和控制器参数设计的复杂性,将一系列可能导致执行机构饱和的事件视作切换信号,选定参考切换模型及鲁棒自适应控制器,保证控制输入不达到饱和状态,并通过多李亚普诺夫函数方法和线性矩阵不等式分析了控制器的稳定性. 仿真结果表明了控制方案的有效性,在存在执行机构失效故障和干扰的情况下,系统状态可良好的跟踪参考状态且控制输入小于执行机构限幅.     

高超声速滑翔飞行器的分散鲁棒姿态控制

根据高超声速滑翔飞行器的任务和特点,并考虑一阶执行器动态,建立了面向控制系统设计的飞行器姿态模型.针对模型的结构,结合分散控制和滑模变结构控制的思想设计了再入飞行段的分散鲁棒姿态控制器:采用Tornambe控制方法进行了分散鲁棒滑模面的设计,使得系统能够克服耦合及非匹配不确定性的影响实现性能优良的滑模运动;采用改进的时间次优控制方法实现了二阶滑模变结构控制律的设计,通过在线估计等效控制削弱了抖振.为验证控制器的设计,在Simulink中以某概念高超声速滑翔飞行器为对象,进行了分散鲁棒姿态控制系统和制导系统的联合仿真,仿真结果表明在存在大不确定性的情况下,可以实现对制导指令的鲁棒稳定跟踪.     

高超声速飞行器纵向系统鲁棒协调控制器设计

飞行器在高超声速阶段,强非线性耦合与不确定性问题给飞行控制系统的设计带来了巨大的挑战。为了研究高超声速飞行器纵向控制系统中的间耦合关系,基于高超声速纵向非线性模型,对其状态变量组与输入变量组进行了耦合采样分析。同时考虑到系统的不确定性提出了一种分层鲁棒协调控制策略。对高超声速纵向的高度和速度子系统设计鲁棒与耦合补偿控制器,对姿态子系统设计鲁棒与耦合转换控制器。利用Lyapunov稳定性理论来分析整个闭环系统的稳定性。仿真表明该控制方法可以有效的应对纵向系统间的强耦合问题。     

基于切换多胞的飞行器变增益输出反馈控制

现代飞行器包线范围不断扩大,飞行器模型参数在飞行包线内呈现大范围变化的特点.针对包线范围参数时变飞行器的稳定性分析与输出反馈镇定问题,提出了基于切换多胞系统的飞行器模型描述方法.结合切换多胞Lyapunov函数与平均驻留时间方法,给出了保证飞行器包线范围渐近稳定的稳定性判据与静态输出反馈形式的变增益镇定控制器综合方法.将所提方法应用于高机动性飞行器的全包线飞行控制器设计,仿真结果表明:该设计方法可放宽对飞行器工作点的平均驻留时间约束,具备较低的设计保守性;所得变增益控制器可消除传统切换控制器的输出跳变现象,具有良好的瞬态响应特性.