近空间高超声速飞行器输入饱和抑制模糊自适应控制

针对近空间高超声速飞行器三通道姿态跟踪控制问题,提出了一种基于输入饱和抑制的非线性模糊自适应滑模控制器。考虑到飞行器模型具有严格反馈形式的特点,以反步法为基础,结合非奇异快速Terminal滑模方法设计控制器。设计了模糊系统估计模型中的干扰项,并通过自适应鲁棒项补偿估计误差,引入非线性增益函数提高控制系统的饱和抑制能力,并基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。最后,通过仿真对比实验验证方法的有效性。仿真结果表明,所设计的控制器能够保证飞行控制系统在存在模型参数不确定性的情况下具有良好的姿态跟踪性能和输入饱和抑制能力。     

基于鲁棒滑模观测器的高超声速飞行器双环滑模控制

针对高超声速飞行器非线性动力学系统中存在的高度非线性、多变量耦合及参数不确定等问题,设计了一种基于鲁棒滑模观测器的双环滑模控制方法。该方法首先利用设计的鲁棒滑模观测器在线估计系统的不确定性及未知干扰,在此基础上,通过设计滑模变结构控制器来实现对不确定性的抑制控制,从而实现对制导指令的鲁棒输出跟踪。仿真结果验证了该方法能较理想地估计干扰,保证系统良好的鲁棒性。     

高超声速飞行器的抗饱和切换控制

针对高超声速飞行器动力学模型强非线性及飞行过程中系统参数变化剧烈的问题,提出一种根据飞行包线分区并分别建立独立的子系统的切换系统建模方式和抗饱和切换控制方法。通过缩小子系统模型对应的飞行空域,降低系统线性化以及参数变化带来的影响,使得线性控制理论能够应用于高超声速飞行器的控制器设计当中。考虑到飞行过程中可能会遇到的执行器饱和问题,本文在切换系统模型的基础上,为高超声速飞行器设计了抗饱和切换控制器。仿真算例验证了提出的切换系统模型的优越性及抗饱和控制器的有效性。     

临近空间高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法

提出了一种新的将自适应滑模变结构控制与动态逆控制组合的鲁棒自适应的控制方法,用于临近空间高超声速飞行器的再入阶段飞行控制系统设计。用内外环动态逆控制将非线性飞行器对象近似解耦成不确定的3通道一阶线性系统,将所有不确定性转化为匹配的逆误差;由自适应滑模变结构控制给出动态逆的输入信号,消除逆误差的影响,保证对制导指令的鲁棒跟踪。某高超声速飞行器临近空间再入的六自由度仿真结果表明:控制器有较好的鲁棒性和跟踪性能。     

基于自适应控制的近空间高超声速飞行器研究进展

综述了高超声速飞行器数学建模与自适应控制技术。在概述典型数学模型基础上,着重概述了模型参考自适应控制、浸入-不变集非线性自适应控制、自适应动态面反步控制、自适应滑模控制、自适应模糊滑模控制和神经网络自适应控制等多种自适应控制技术在高超声速飞行器中的应用与研究。对高超声速飞行器自适应容错控制技术现状,自适应控制在高超声速飞行器飞行测试中的应用情况进行概述。总结了高超声速飞行器的当前研制项目和技术现状,重点展望了若干种鲁棒非线性自适应控制技术。与已有综述相区别,重点概述自适应控制在解决高超声速飞行器鲁棒、稳定、切换、协调等关键控制问题的研究进展。     

高超声速飞行器的多幂次滑模控制

针对高超声速飞行器巡航飞行中存在的模型参数不确定和外界干扰的问题,提出一种基于多幂次趋近律的滑模控制方法。首先,通过精确反馈线性化实现了高超声速飞行器速度和高度子系统的解耦;其次,设计了基于多幂次趋近律的滑模控制器,通过三个幂次项系数针对系统趋近滑模面的不同阶段进行调节,可显著提高系统收敛速度,并采用线性扩张状态观测器实现对模型不确定项和外界干扰的精确估计和补偿,可大幅增强系统的扰动抑制能力;然后,通过Lyapunov稳定性理论证明了系统可快速收敛到平衡点附近的邻域内。仿真实例验证了所设计方法的有效性。     

高超声速飞行器Terminal滑模控制系统设计

针对高超声速飞行器模型的强非线性、快时变、强耦合和强不确定性,提出了基于动态逆和Terminal滑模控制的制导/姿控一体化设计方法.该方法将动态逆控制的非线性解耦能力与Terminal滑模控制的强鲁棒性有机结合,实现了模型的反馈线性化和多通道解耦,保证高超声速飞行器在存在参数不确定性和外界干扰的条件下实现稳定飞行.仿真结果表明该控制方法对高超声速飞行器是可行的.     

基于变增益观测器的高超声速飞行器输出反馈控制

针对吸气式高超声速飞行器飞行控制问题,提出一种基于变增益观测器的双回路非线性输出反馈控制方案。首先,为解决部分状态信号不可直接测量的问题,设计了一种可变增益状态观测器。通过状态变换将飞行器模型变换为双回路形式,并设计自适应的观测器增益系数在保证其稳定性的同时提高鲁棒性。在此基础上,将高超声速飞行器本体模型与所设计的观测器一起构成新的严反馈系统,结合反步法与动态面设计控制器。另外,引入扩张状态观测器补偿系统观测误差及耦合项。利用Lyapunov理论证明了闭环系统的一致有界稳定。最后,在不同情况下的数值仿真校验了所提控制方案在存在较大参数不确定情况下可获得理想的指令跟踪效果。     

高超声速飞行器新型预设性能控制器设计

针对强不确定、多约束条件下高超声速飞行器的控制性能问题, 提出一种新型、同时保证高超声速飞行器瞬态响应和稳态性能的鲁棒预设性能控制器设计方法。首先, 设计一种新型、时变、对数型障碍Lyapunov函数, 结合动态面法, 在保证高超声速飞行器高度和速度子系统稳态跟踪误差精度的同时, 还能确保其收敛速度、超调量等瞬态响应性能;与传统的预设性能方法相比, 该方法无需误差转化, 降低了设计的复杂度。然后, 针对模型和外部扰动不确定问题, 设计了自适应、非线性干扰观测器对不确定的上界进行估计并引入控制律。此外, 还引入辅助误差子系统, 降低高超声速飞行器执行机构饱和对闭环系统的影响。最后, 通过Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统所有状态均有界。仿真结果验校了本文控制器设计的有效性。     

高超声速飞行器操纵性/控制律一体化设计方法

高超声速飞行器主要飞行阶段包括助推分离段、巡航段和下降段,在分离段操纵面的任务是快速抑制分离扰动,而巡航段主要用于高精度姿态控制。针对分离段和巡航段对舵面操纵性要求差别较大的特点,本文探讨从满足控制要求的角度对操纵面尺寸进行优化设计的方法,即操纵性/控制律一体化设计。采用最优控制方法对飞行器自动驾驶仪增益进行优化,并基于多目标遗传算法的并行子空间优化方法,得到了高超声速飞行器最优舵面外形尺寸和相应的控制律。仿真结果表明,最优舵面在分离段能够快速抑制分离扰动对飞行器姿态的影响,并将飞行器姿态迅速调整到发动机点火窗口;在巡航段能够快速抑制阵风干扰对飞行器姿态的影响,稳定飞行器姿态,为高超声速飞行器操纵性设计提供了依据。     

高超声速飞行器再入段LQR自抗扰控制方法设计

针对高超声速飞行器(HSV)再入过程中强非线性、强耦合、气动参数变化剧烈的不确定性的特点,提出一种基于线性二次型调节器(LQR)和自抗扰控制(ADRC)的高超声速飞行器再入段的姿态控制方法。首先,建立高超声速飞行器再入段线性化模型,并采用LQR方法完成了状态反馈控制律设计。然后,结合自抗扰控制技术,设计了扩张状态观测器(ESO)对系统的模型不确定性和外部干扰进行补偿,大幅增强了系统的扰动抑制能力。最后,将得到的高超声速飞行器再入段LQR自抗扰姿态控制器(LQRADRC)应用于高超声速飞行器六自由度仿真,仿真结果表明本文所提出的控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令,并且对系统不确定性具有强鲁棒性。     

高超声速飞行器耦合系统变结构控制设计

为了解决高超声速飞行器耦合系统控制问题,将上述耦合系统表示成具有非匹配不确定性的关联大系统形式。利用关联大系统的Lyapunov稳定理论及其Riccati方程设计滑动模态及变结构控制。采用Lyapunov方法证明设计的变结构控制使得滑动模态满足可达条件,且关联大系统全局结构渐近稳定。根据Frobenius\|Perron定理得出控制器参数选择算法。最后对于所设计的控制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满足高超声速飞行器稳定飞行要求。
     

高超声速飞行器动态神经网络反推自适应控制

针对高超声速飞行器纵向模型的高度非线性特点,在考虑模型不确定性的情况下,提出了高超声速飞行器动态神经网络调节函数反推自适应控制方法.对给定的速度指令,引入积分型Lyapunov函数设计跟踪控制器,取消了控制增益一阶导数上界的限制,且避免了控制器的奇异性;对给定的高度指令,引入调节函数技术,设计了反推控制器,避免了将模型化为严反馈形式;采用动态神经网络对未知系统动态进行自适应在线逼近.根据Lyapunov理论证明了设计的控制律保证了闭环系统的稳定性与指令跟踪的精确性.仿真结果验证了该方法的可行性及有效性.     

高超声速飞行器末端导引与控制一体化研究

针对高超声速飞行器末制导阶段参数不确定性和耦合性强的特点,提出了导引与控制协调的一体化设计思路,建立了非线性受扰动的导引与控制一体化控制模型。结合自适应比例导引律特点,通过分段对模型简化,降低了控制律的设计难度。针对气动模型非线性不精确问题,给每段设计了鲁棒自适应BackStepping滑模控制器,再将各段控制律在时间上融合。针对控制回路饱和与延迟特性,提出一种将导引指令缩放和相位提前的修正方法。仿真结果表明,所提方法可行有效,鲁棒性强。     

吸气式高超声速飞行器纵向机动飞行的鲁棒线性变参数控制

针对一个吸气式高超声速飞行器模型,研究了其鲁棒变增益控制问题。为处理对建模误     

高超声速飞行器建模与控制的一体化设计

针对高超声速飞行器纵向模型具有非线性、强耦合及不确定性等特点,提出 高超声速飞行器建模与控制一体化设计方法。该方法首先以具有典型结构的高超声速飞行器 几何外形为研究对象,结合高超声速空气动力学的有关理论,建立飞行器的非线性纵向模型 方程;然后在不同飞行条件下获取多个平衡点,分析飞行的气动特性,进而在每一个平衡点 上设计具有非线性解耦控制能力的控制器,并将得到的多平衡点控制参数结合起来,进行插 值计算,实现多平衡点的连续飞行;最后的仿真结果表明,本文提出的方法是切实可行的。
     

基于滑模微分器的吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制

针对吸气式高超声速飞行器气动\推进\结构弹性耦合运动学模型,提出了一种基于滑模微分器的鲁棒反演控制器设计方法。分别采用反演和动态逆方法设计虚拟控制量和实际控制量。引入滑模微分器来精确估计虚拟控制量的导数,避免了传统反演控制方法"微分项膨胀"问题。基于滑模微分器,设计了一种非线性干扰观测器,可对模型不确定项进行精确估计和补偿,从而增强了控制器的鲁棒性。仿真结果表明,该控制器对模型不确定性和气动弹性影响具有较强的鲁棒性,且能实现对速度指令和高度指令很好的跟踪效果。     

考虑约束的高超声速飞行器制导与控制一体化设计

针对高超声速飞行器上升段飞行过程中强耦合、强非线性同时要求满足过程约束的特点，提出了一种结合级联控制方法和控制障碍函数的新型三维制导控制一体化算法。首先通过对速度子系统设计控制障碍函数约束算法来满足飞行器的过程约束要求，然后利用反步法、动态逆控制方法设计其余子系统的控制器，两者共同组成制导控制一体化控制器。考虑到飞行器在上升过程中容易遭遇阵风扰动的问题，设计非线性干扰观测器以增强算法的鲁棒性。最后通过李雅普诺夫函数证明了系统的稳定性，并且通过仿真验证了该新算法能够在满足高超声速飞行器上升段过程约束的同时，实现飞行器的三维跟踪控制。     

带鸭翼的弹性高超声速飞行器非线性控制

高超声速飞行器纵向静不稳定、非最小相位和突出的弹性效应等特性给飞行器控制系统设计带来严峻挑战。针对该问题,文中采取鸭翼作为附加俯仰控制舵面与升降舵进行联动控制的策略,以改善高超声速飞行器的非最小相位特性和严重的弹性效应,从而达到提高控制性能的目的。首先,给出了考虑弹性模态的高超声速飞行器动力学模型;其次,研究了鸭翼对飞行器非最小相位特性以及弹性模态响应的影响,并给出合适的鸭翼布局位置和鸭翼/升降舵联动增益参数;最后,采用基于反馈线性化方法和LQR理论的非线性控制器对弹性飞行器进行控制,对比分析了鸭翼联动控制对闭环控制性能的改善作用。研究结果表明,合理的鸭翼配置可以缓解系统的非最小相位特性带来的不利影响,同时避免了控制输入对特定弹性模态的激励,从而达到提高弹性高超声速飞行器控制性能的目的。     

基于特征模型的高超声速飞行器的自适应姿态控制

研究了基于特征模型的自适应控制方法在高超声速飞行器姿态控制中的应用。对一类非线性强耦合以及大范围参数不确定性的类X-20高超声速飞行器无动力滑翔段六自由度动力学模型,建立含耦合的多输入多输出(MIMO)特征模型,并设计基于特征模型的黄金分割控制器。控制律设计中通过对非对角元控制量强制一步滞后,使得各通道控制量可以计算简单。最后通过飞行高度和速度大范围变化的长时间飞行过程中姿态角的跟踪控制仿真,验证了控制器的鲁棒性和适应性。