一种非线性航迹自适应跟踪控制方法

针对小型无人飞行器航迹跟踪精度和飞行品质问题,提出了一种基于非线性航迹的自适应跟踪控制方法.应用五阶B样条拟合航点,构建非线性期望航迹;建立基于非线性期望航迹Serret-Frenet坐标系下的位置和运动航向误差方程;根据误差方程设计渐近稳定收敛的自适应运动航向控制律.并应用此方法进行了外场飞行实验,实验结果表明自适应航迹跟踪控制方法有效且能保证航迹跟踪精度.     

复合舵机的神经网络自校正控制

针对复合舵机的时变和非线性特性,提出了神经网络自校正控制方法.用改进的非线性自回归滑动平均模型(NARMA)对复合舵机进行动态建模,采用多层感知器神经网络辨识舵机非线性模型,由广义逆思想设计出控制器,并根据被控对象与辨识模型间误差在线调整网络权值,进而修正控制律,实现了复合舵机的自校正控制.仿真结果表明,在模型有时变及非线性因素的情况下,此方法仍能得到较好的控制效果.      

基于神经网络的自适应非线性控制及仿真研究

研究了神经网络非线性动态系统的自适应控制方法,首先利用改进的非线性自回归滑动平均模型,采用多层前向神经网络辨识非线性系统模型,然后直接由辨识结果设计出控制器,并根据控制误差对控制律作在线修正.利用导弹模型进行了控制仿真,仿真结果表明采用此方法可以得到较好的控制效果,而且在模型不确定和有噪声干扰的情况下仍能正常跟踪给定的迎角信号,具有较好的鲁棒性.      

基于舵面位置反馈的实用非线性控制分配方法

针对飞机在自主起降、大迎角飞行时力矩系数与舵面偏角之间的非线性和耦合性问题,以无尾飞翼飞机(TFWA)为对象,提出了一种实用新型的基于舵面位置反馈的非线性控制分配方法。该方法通过舵面位置反馈,在期望三轴力矩系数中除去前一拍舵面偏角产生的非线性三轴力矩系数,从而将非线性控制分配问题转化为线性控制分配问题来求解。证明了该方法具有一致渐近稳定性,且其稳态误差为0,并分析了该方法的可行性。通过与序列线性规划、序列二次规划和遗传算法等非线性控制分配方法进行数字仿真对比,突显了该方法精度高、解算快的特点;同时对该方法进行了基于伪逆法、不动点迭代方法和相邻面搜索方法的数字仿真,说明了其处理非线性控制分配问题的有效性。以TFWA、F18等为对象,在xPC-DSP半物理仿真平台上验证了该方法具有通用性强、实时性好的优点。      

六自由度压电隔振平台面向控制的模态分析与动力学建模

六自由度压电隔振平台各通道之间存在的强耦合性以及压电作动器固有的迟滞非线性都对系统动力学建模提出了挑战。为此,基于模态分析技术对六自由度压电隔振平台开展面向控制的非线性动力学建模研究。在充分考虑压电作动器的迟滞非线性后,采用模态坐标变换方法建立了隔振平台Hammerstein非线性动力学模型,包含了输入端的静态迟滞非线性子系统、解耦的模态方程组以及模态正/反变换矩阵。通过实验测量方法辨识得到模态方程中的参数,采用MPI模型辨识得到静态迟滞非线性子系统,并经过逆补偿控制实验验证了迟滞模型的正确性。基于迟滞逆补偿策略辨识得到模态反变换矩阵。最终建立了平台的动力学模型,为后续的控制奠定了良好的基础。      

迟滞非线性气动弹性反馈线性化自适应控制

首先将含操纵面二元机翼的动态方程以状态空间形式描述,基于Lie导数对其进行了输入/输出局部反馈线性化;然后考虑迟滞非线性模型存在参数不确定性的情况下,利用Lyapunov稳定性理论进行了自适应控制律设计.仿真结果显示:在内动态稳定的情况下,所设计的控制律能够使开环不稳定气动弹性系统受扰后快速地回复到原来的稳定状态,并且在控制面偏转存在限制的情况下仍能实现对非线性颤振的控制.      

间隙非线性气动弹性颤振控制

研究了亚音速不可压来流中二元机翼气动弹性颤振主动控制问题.采用Theodorsen准定常气动力建立俯仰方向含有间隙非线性的气动弹性动态方程,然后基于状态依赖Riccati方程推导了非线性颤振控制律.假设只有俯仰角位移和控制面偏转位移可以直接测量,状态空间中的其它变量通过所设计的状态观测器进行了估计.仿真结果显示,观测器可以快速准确地对非直接测量变量进行估计,系统状态变量与控制变量都能够迅速地收敛于零点,表明所设计的控制律可以有效地实现对间隙非线性二元机翼颤振的抑制.      

航天器附件大角度快速机动的一种控制方法

航天器附件大角度机动时 ,系统的非线性、耦合特性明显 ;对于附件控制回路 ,在要求附件快速机动的同时 ,也希望它能在到达目标位置处尽快的稳定下来。文章在反馈线性化的基础上 ,设计非线性微分控制律 ,显著改善了附件控制回路的动态性能 ,同时给出了闭环系统的稳定性证明。仿真结果表明 ,对于此类系统 ,本控制器设计方法是有效的。     

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.     

近地轨道集群航天器电磁编队飞行非线性反馈控制方法

针对近地轨道集群航天器电磁编队飞行的动力学和控制问题, 提出了一种非线性反馈控制方法. 基于电磁力模型和地磁场模型, 分析了地磁场对近地轨道电磁编队的影响; 建立了集群航天器电磁编队高精度相对轨道动力学模型; 基于Lyapunov稳定性理论设计了一种非线性反馈控制律, 利用该方法对两星电磁编队维持控制进行了仿真验证. 仿真结果表明, 地磁场引起的电磁干扰力可以忽略, 但是电磁干扰力矩的影响必须考虑; 近地轨道集群航天器电磁编队是可控的, 所设计的控制方法是可行的.      

飞轮转速过零时卫星姿态的非线性控制

当飞轮转速过零时,摩擦力矩发生非线性变化,控制作 用力矩出现不确定性,从而影响卫星的姿态控制性能。文章基于一种具有鲁棒性的非线性控 制方法,发展了简单、可靠和稳定的非线性反馈控制律。仿真实例表明,该方法能够有效地 抑制反作用飞轮转速过零时引起的姿态扰动,从而实现高精度的卫星姿态控制。     

一种高超声速飞行器的再入约束非线性控制方法

在再入过程中高超声速飞行器存在着多约束,包括角度,角速度,力矩约束,提出一种约束非线性控制方法.基于奇异摄动理论设计内外环解耦控制方案,控制系统的外环基于近似连续非线性预测控制和滑模预测实现角度跟踪,满足角速度约束和闭环稳定.强耦合的内环采用动态逆跟踪角速度指令,期望动力学采用PI形式抑制干扰,采用抗饱和技术在线调整控制参数,减少力矩饱和,提高内环的跟踪性能.最后,通过仿真验证了所提算法的有效性.     

基于自适应反步的DGMSCMG框架伺服系统控制方法

针对双框架磁悬浮控制力矩陀螺(DGMSCMG)内、外框架伺服系统耦合力矩及传动机构的非线性传动特性影响框架角速率精度的问题,提出一种基于自适应反步的非线性鲁棒控制器的设计方法。首先分别就双框架伺服系统耦合力矩及框架传动机构的非线性传动特性对系统稳定性和角速率精度的影响进行分析;其次利用反步理论,通过构造适当的Lyapunov函数并逐级反推得到控制律,保证参数估值的收敛性和系统的全局稳定性;最后通过仿真分析并以小型DGMSCMG系统为对象进行实验,结果表明:与电流前馈控制比较,所提出的自适应反步控制方法,既增强双框架伺服系统的扰动抑制能力,又提高框架角速率精度。      

基于动态逆的高超声速飞行器鲁棒自适应控制

针对高超声速飞行器运动学模型具有高度非线性、多变量耦合及参数不确定等特点,提出了一种基于非线性动态逆的控制系统鲁棒自适应控制器设计方法.该方法将飞行器的运动方程分成速度子系统和高度子系统,利用控制输入的功能分配,并结合虚拟控制指令设计与非线性动态逆技术,实现速度和高度的稳定跟踪.为消除系统中模型不确定性和外界干扰的影响,采用鲁棒自适应滑模控制策略进行补偿.仿真结果表明:所提出的控制器设计方法不仅满足飞行器速度与高度跟踪性能的要求,且对模型不确定性和外干扰具有一定的鲁棒性.      

行波型超声波电机的一种非线性控制模型

研究了行波型超声波电机的结构和工作原理。针对超声波电机的特殊工作原理和强非线性,利用实验测定的方法建立了超声波电机及其负载的频率一转速非线性控制模型。实验结果证明了控制模型的有效性,为超声波电机高性能控制算法的设计和仿真提供了基础。     

敏捷性飞机飞行控制系统设计方法研究

对敏捷性飞机飞行控制系统的设计方法进行了研究,研究表明当飞机进行大迎角机动时,飞机可以获得敏捷性机动能力,在这种情况下,飞机的动力学特性呈现非线性的特征,此时飞行控制系统的设计是一类非线性控制系统的设计问题,设计可采用非线性动态逆的方法进行,为简化控制律和工程因素,重点研究了利用一阶动态作为系统的反馈线性控制,以得到线性化的系统,在此基础设计跟踪控制器,以满足大迎角非线性机动时的性能要求,最后以Ｆ     

空间机器人柔性臂动力学模糊控制的研究

重点研究了在空间机器人柔性臂的动力学非线性控制问题,由于柔性臂动力学系统的强非线性和耦合性,使得柔性臂控制系统复杂,控制的实时性和稳定性差,本文针对以往柔性臂控制所存在的问题,综合考虑系统的动态和静态特性,提出了一种带有非线性补偿器及ＰＩＤ控制器的柔性臂模糊复合控制方案,然后,根据所推导了一两连杆的空间机器人柔性臂的这非线性模型,进行了系统控制的仿真研究,实例仿真的结果表明,该控制方案能有效地抑制     

Fault tolerant small satellite attitude control using adaptive non-singular terminal sliding mode

The Attitude Control System (ACS) plays a pivotal role in the whole performance of the spacecraft on the orbit; therefore, it is vitally important to design the control system with the performance of rapid response, high control precision and insensitive to external perturbations. In the first place, this paper proposes two adaptive nonlinear control algorithms based on the sliding mode control (SMC), which are designed for small satellite attitude control system. The nonlinear dynamics describing the attitude of small satellite is considered in a circle reference orbit, and the stability of the closed-loop system in the presence of external perturbations is investigated. Then, in order to account for accidental or degradation fault in satellite actuators, the fault-tolerant control schemes are presented. Hence, two adaptive fault-tolerant control laws (continuous sliding mode control and non-singular terminal sliding mode control) are developed by adopting the nonlinear analytical model to describe the system, which can guarantee global asymptotic convergence of the attitude control error with the existence of unknown external perturbations. The nonlinear hyperplane based Terminal sliding mode is introduced into the control law design; therefore, the system convergence performance improves and the control error is convergent in “finite time”. As a result, the study on the non-singular terminal sliding mode control is the emphasis and the continuous sliding mode control is used to compare with the non-singular terminal sliding mode control. Meanwhile, an adaptive fuzzy algorithm has been proposed to suppress the chattering phenomenon. Moreover, several numerical examples are presented to demonstrate the efficacy of the proposed controllers by correcting for the external perturbations. Simulation results confirm that the suggested methodologies yield high control precision in control. In addition, actuator degradation, actuator stuck and actuator failure for a period of time are simulated to demonstrate the fault recovery capability of the fault tolerant controllers. The numerical results clearly demonstrate the good performance of the adaptive non-singular terminal control in the event of actuator fault compare with the continuous sliding mode control.