卫星天线跟踪指向控制系统的全系数自适应控制

根据全系数自适应控制的原理，进行了卫星天线跟踪指向控制系统的设计和数学仿真研究。尝试将单变量全系数自适应控制推广到多变量全系数自适应控制，在多变量系统中取得了满意的去耦控制效果。最后，进一步探讨了所设计的控制器在工程应用中可能产生的问题，并给出了满足工程要求的卫星天线跟踪指向控制系统数学仿真结果。     

挠性航天器大角度机动的全系数自适应控制

本文研究全系数自适应控制方法在挠性航天器大角度机动控制中的应用，针对中心刚体带挠性板的航天器，设计了包括黄金分割控制、逻辑微分控制和逻辑积分控制的全系数自适应控制方案，并进行了挠性结构卫星单轴气浮台全物理仿真实验。实验结果表明，所设计的控制方案具有机动速度快、超调小，在机动过程中能抑制挠性板振动等优点。     

黄金分割自适应鲁棒控制器设计新方法

本文在全系数自适应控制理论基础上,给出了一种实用的黄金分割自适应鲁棒控制器的设计方法及理论分析。对于参数未知、线性定常或慢变的二阶对象,只要参数估计值在一个范围内,该控制器就能保证闭环系统稳定,且系统输出的动态性能较好。从而解决了二阶系统自适应控制在初始过渡过程阶段的实际应用问题。     

考虑特征模型的高超声速飞行器全通道自适应控制

针对高超声速飞行器具有强非线性、高不确定性及强耦合等特点,提出一种基于反馈线性化控制与特征模型自适应控制相结合的姿态控制律设计方法,解决姿态控制系统的非线性耦合与不确定性,保证飞行器控制系统稳定。首先,建立高超声速飞行器全通道非线性耦合的动力学模型。其次,利用反馈线性化控制方法将全通道非线性耦合系统解耦成近似线性系统,并对线性解耦系统设计输出反馈控制律;而对于反馈线性化控制依赖于系统的精确数学模型,并对建模误差和外部干扰敏感的问题,设计基于误差特征模型的自适应控制律,提高系统的适应性;针对原动力学模型,证明闭环控制系统是有界稳定的。最后,通过数学仿真校验了控制律设计的正确性与有效性,仿真结果表明设计的姿态控制系统可以很好地跟踪指令,具有较强的鲁棒稳定性。     

多变量全系数矩阵之和为I及其参数辨识和自适应控制(二)

本文将[1]提出的多变量全部系数矩阵之和为单位阵和部分参数变化范围结论运用到差分方程的参数辨识,以及全部参数能在线辨识的自适应控制,使参数辨识快速准确,减少了大量运算和迭代次数,具有较强的自适应能力。文中用概率法证明了该方法的辨识和控制能达到强一致收敛,并给出了收敛速度。通过大量仿真,得到了比较好的结果。     

吸气式高超声速飞行器特征模型自适应控制

针对吸气式高超声速飞行器纵向刚体动力学的跟踪控制问题,给出了基于特征模型的自适应控制方案。通过选取攻角作为额外的输出,给出了这类系统的特征建模方法,其中,系统被分为速度子系统和高度子系统。针对速度子系统,建立了一阶特征模型;针对高度子系统,建立了二阶多输入多输出特征模型。基于所得到的特征模型,本文设计了全系数自适应控制律,不仅实现了速度跟踪和高度跟踪,也实现了攻角跟踪。数值仿真验证了该方法的有效性。     

火星进入段自适应预测校正制导方法

针对火星进入段预测制导收敛性和可解性问题,给出基于一阶特征模型的全系数自适应预测校正制导律。该方法首先通过时变动态增益变换技术大幅度降低预测误差与制导修正量之间的时变动态增益;然后对变换后的系统建立修正量与广义航程误差间的一阶特征模型,应用全系数自适应方法估计一阶特征模型系数并求取制导修正量;再由标称制导剖面和制导修正量确定纵向制导输出,横向制导采用传统的漏斗边界制导方法。本文方法每个制导周期仅执行一次预测制导,依靠自适应控制的逐次逼近实现制导的收敛性,避免了基于迭代的传统预测校正制导方法的收敛性问题。针对预测校正制导收敛性这一国际上的难题,本文首次证明了全系数自适应预测校正制导律的收敛性。最后针对火星进入点多种初始误差的组合,以及火星大气密度和探测器气动参数的偏差,进行了多条轨迹的仿真。结果表明,全系数自适应预测校正制导具有较高的精度,在计算时间上也要优于基于迭代的预测校正制导方案,更加适合在工程上的应用。     

基于椭圆轨道的空间交会停靠全系数自适应控制方法研究

本文针对线性时变对象，用差分的方法对其离散化，证明了离散化后的对象的系数之和等于1，并利用离散化对象的系数和微分方程的系数之间的关系，计算出离散化后对象的系数收敛值，这也是在时变对象和非线性领域内应用全系数自适应控制理论必须要解决的问题。并基于随圆轨道的空间交会停靠的动力学方程为实际背景，用此方法和PID方法进行了仿真比较，从仿真结果可以看出全系数控制方法的优越性。     

航天院士谱(五) 庆祝中国空间技术研究院建院38周年特辑

叶培建中国科学院院士1945年生,江苏省泰兴县人。1968年毕业于浙江大学无线电系,1980年赴瑞士留学,1985年获博士学位。归国后,一方面从事控制系统、机器人视觉及计算机应用工作,另一方面从事飞行器总体、图像处理、模式识别等卫星研制工作。担任我国探月工程“嫦娥一号”卫星总设计师兼总指挥。吴宏鑫中国科学院院士1939年生,江苏省丹徒县人。1965年毕业于清华大学自动控制系。主要从事卫星检测工作,致力于自适应控制理论、方法和应用研究,以及航天器控制理论方法的研究。提出“系数之和等于1的全系数自适应控制工程设计方法及应用”获国家…     

全系数自适应控制方法对乘性不确定性的鲁棒性

本文研究了全系数自适应控制方法对未建模动态和有界干扰的鲁棒稳定性。证明了存在未建模动态及有界扰动情况下，采用经投影修正的梯度算法估计标称对象，黄金分割自适应控制器仍能稳定标称对象。对含乘性不确定性的线性定常对象，给出了自适应控制系统鲁棒稳定的充分条件。     

液体多模态晃动充液航天器姿态机动复合控制

主要研究多模态液体晃动时充液航天器大角度姿态机动动力学与控制问题。采用液体晃动弹簧质量等效力学模型将液体燃料前两阶液体晃动模态纳入到充液航天器耦合动力学模型中;根据动量矩守恒定律推导出充液航天器耦合系统动力学方程。针对充液航天器大角度姿态机动同时抑制燃料晃动的问题,采用自适应动态输出反馈的姿态控制方法并结合基于前馈控制的多模态ZVD输入成型器设计复合控制器。通过数值模拟给出了液体晃动响应及航天器姿态机动的时间历程图,数值仿真结果表明了本文所给出复合控制方法的有效性。     

测量不确定的充液航天器自适应鲁棒容错控制

针对三轴稳定充液航天器控制系统中同时存在外部未知干扰,参数不确定,测量不确定和执行器部分失效故障的鲁棒容错姿态机动控制问题进行研究。首先将部分充液贮箱内的晃动液体燃料等效为粘性球摆模型,采用动量矩守恒定律推导出航天器的刚-液耦合动力学方程。然后将变结构控制策略结合范数自适应估计算法设计了自适应鲁棒容错控制器,其中设计的范数自适应控制算法用于有效估计由测量不确定产生的集总扰动的未知上界;自适应估计算法则用于有效估计贮箱内的液体晃动位移变量。提出的控制策略不依赖精确的故障信息,并且在故障信息值不确定的情况下可以实现期望的姿态机动任务。基于Lyapunov稳定性分析方法证明了容错闭环系统状态变量的一致最终有界性。采用数值方法验证了所提控制方法的有效性和鲁棒性。     

导弹自适应反演控制器设计

提出了一种应用反演控制技术的非线性自适应导弹控制系统的设计方法。首先采用自适应辨识算法来估计系统中存在的不确定性 ,然后利用反演控制技术处理系统中的非匹配不确定性 ,在虚拟控制中引入了微分阻尼项 ,有效地改善了系统动态性能 ,并应用Lyapunov稳定性理论证明了系统是全局指数稳定的。最后给出的数字仿真结果表明该方法的有效性     

基于单隐层神经网络的空天飞行器直接自适应轨迹线性化控制

基于轨迹线性化方法（TLC）及神经网络技术研究了一种新的直接自适应TCC控制方案。利用单隐层神经网络（SHLNN）对于光滑非线性函数的逼近能力，对消系统中不确定因素的影响，神经网络自适应律采用Lyapunov方法设计，保证了整个系统所有信号有界。最后利用该方案设计了空天飞行器飞行控制系统，并在高超声速飞行条件下进行了仿真验证，仿真结果表明整个控制系统具有很好的性能和鲁棒性。     

大型挠性充液卫星自适应PID智能控制技术研究

介绍以新一代静止轨道三轴稳定卫星平台为研究对象的大型挠性充液卫星的自适应PID智能控制方案。自适应PID智能控制继承了PID控制器的优点,在PID控制器的基础上增添了模态参数智能自主在轨辨识、自适应滤波器参数自主确定,从而使自适应PID智能控制的鲁棒性、可靠性、安全性显著增强,即使帆板挠性或液体晃动等模态参数超出预定指标范围,也可以自主地智能地消除可能出现的姿态振荡。     

非线性黄金分割自适应控制

针对参数未知，高阶定常线性系统和一类复杂的非线性系统，为设计低阶控制器，并能满足不同系统的过渡过程要求。在线性黄金分割自适应控制方法的基础上，本文提出了一种新的非线性黄金分割自适应控制方法。文章首先简单介绍了被控对象的特征模型，接着重点介绍了这种控制方法的设计原理和特点。当系统能用二阶幔时变差分方程形式的简化特征模型描述时，可以证明由非线性黄金分割自适应控制器组成的闭环系统是稳定的。最后通过典型实例的仿真验证了非线性黄金自适应控制方法的有效性和优越性。     

基于反馈线性化的动能拦截器姿态控制研究

动能拦截器进入末制导阶段时经常需要进行大角度姿态机动,这时拦截器姿态控制系统具有非线性、强耦合、多输入多数出(MIMO)的特点。现针对动能拦截器模型的非线性和不确定性,提出PID神经网络自适应逆控制方法对拦截器飞行姿态进行控制。首先基于精确反馈线性化方法将系统解耦成三个独立的子系统,然后应用基于PID神经网络的自适应逆控制方法分别设计每个子系统的姿态控制器。该方法将PID神经网络控制与自适应逆控制相结合,对于拦截器姿态控制系统中的建模误差以及外部干扰具有较强的适应能力。仿真结果证明了该方法的有效性。     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

机动再入飞行器自适应飞行控制系统设计

研究机动再入飞行器的制导控制问题。为了解决机动再入飞行器气动系数变化范围大、气动耦合严重和气动参数非线性过零常值大等恶劣条件下的控制，并且能充分利用飞行器可测量信息提高系统自适应能力，本文提出了状态方程参数辨识－－极点配置－－前馈补偿自适应控制的飞行控制系统的设计方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统仿真，可以看出该控制系统使其有很好的飞行性能。