一种非线性鲁棒PID控制器设计方法

针对一类非线性不确定系统,提出了一种基于PID(比例-积分-微分)控制的鲁棒控制方法.整个控制器由PID控制器和一个鲁棒补偿器构成.首先,基于系统的标称模型设计PID控制器;然后在PID控制的基础上,设计一个辅助鲁棒补偿器,用于补偿系统非线性、参数摄动和外界扰动等对系统控制性能的影响.补偿器的设计基于李雅普诺夫(Lyapunov)稳定性理论进行,从而保证了闭环系统的鲁棒稳定.采用该方法对倒立摆跟踪问题进行了仿真控制,仿真结果验证了设计方案的有效性.     

多变量气动伺服弹性系统的鲁棒稳定性研究

根据现代控制理论,对多输入-多输出气动伺服弹性系统的鲁棒稳定性进行研究.分别采用小增益原理和最小奇异值理论两种方法,对涉及飞行器互相耦合的横滚和偏航回路的控制系统进行分析,得出了气动伺服弹性系统抵抗建模误差、保持鲁棒稳定的范围.这两种方法都分别给出了稳定性判据,根据判据可以确定其鲁棒稳定性(或稳定裕度).作为系统扰动的表达形式,文中还对系统不确定性矩阵进行了描述.算例是在某ACT战斗机的计算模型上完成的,两种方法的计算结果取得了一致.      

输入滞后和状态滞后系统的鲁棒H∞控制

针对一类具有状态滞后、输出滞后和凸多面体不确定性的连续时间系统,研究了时滞依赖型鲁棒H_∞控制器的设计问题.通过引入两个附加的松弛矩阵使Lyapunov矩阵和系统矩阵得到分离,得到一个新的鲁棒H_∞性能判据,并基于该判据设计了系统的鲁棒H_∞状态反馈控制器.设计的状态反馈控制器不但保证闭环系统的二次稳定性,同时使系统的H_∞范数小于一个给定的衰减水平.并且设计了一个迭代算法得到问题的次最优解.指出了一种可以在现有的研究成果的基础上得到新的具有更低保守性的性能准则的有效途径.最后通过一个数值算例验证了所提出算法的可行性和优越性.     

基于状态反馈的黄金分割控制器参数化方法及其在高超声速飞行器上的应用

研究气动参数摄动和外界扰动下高超声速飞行器姿态系统的鲁棒自适应控制问题.引入特征建模的思想对高超声速飞行器的姿态系统建立二阶差分方程模型.考虑到高超声速飞行器再入过程要经历飞行环境的剧烈变化的特点,为了提高闭环系统的瞬态响应性能和抗扰能力,设计了黄金分割鲁棒自适应控制器.该控制器具有与特征模型相似的结构,控制器参数通过在线辨识获得,并且按照黄金分割比生成控制信号,能够保证辨识参数收敛过程中系统的稳定性.基于混合H2和H∞控制思想对标准的黄金分割自适应控制器中的参数λ进行在线优化,从而保证了姿态回路对气动参数摄动和外界扰动具有满意的鲁棒性.所提出的λ(k)优化算法是通过对一组线性矩阵不等式求解得到的,因此易于工程实现.改进后的黄金分割鲁棒自适应控制算法在自适应性和鲁棒性的优越性使得该方法尤其适用于高超声速飞行器姿态控制系统.仿真结果验证了控制方法的有效性和实用性.     

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.     

带有附加扰动的系统族的鲁棒镇定

考虑线性不确定系统的鲁棒镇定问题,系统的不确定性由参数摄动和附加扰动组成。系统的参数摄动采用凸边界系统族的方法描述,给出了该系统可鲁棒δ－镇定的一个充分条件,基于这个结果将不确定系统的鲁棒δ－镇定问题转化为一个优化问题,并且进一步证明了该优化问题是凸的,因此其任何一个局部最优点也是全局最优点。算例说明了该方法的有效性。     

混合不确定系统鲁棒稳定性检验的数值方法

混合不确定系统的鲁棒稳定性问题可以转化为一有理函数簇边界的H_∞范数检验问题.为了减小计算复杂性,对一类线性部分仿射取决于变化参数的混合不确定系统,探讨了其数值求解方法.结果表明在固定的频率上边界对象的象是复平面上的一圆弧.对此文中获得了一个新的最大圆弧范数计算公式并诱导出一个可在有限频率范围内进行边界检验的算法.大大减小了计算量.     

非线性大系统在有限域中的鲁棒稳定性

本文研究了含有不确定参数的非线性大系统的稳定性,参数向量受到限制,这种稳定性称为鲁棒(粗壮)稳定性。在状态空间的含原点的有限域中,利用李亚普诺夫函数进行集结线性化,可将大系统化为线性系统,由于集结线性化中出现的任意性,得到的线性系绕不是唯一的。文中阐明了利用图论方法建立起的大系统的多层结构,可以简化稳定性判据,帮助选择局部反馈,以实现大系统的镇定。大系统理论虽然尚在发展初期,但已在很多领域中得到应用,包括航天技术。     

保证误差收敛速率机动滑翔飞行器抗饱和控制

在执行机构饱和约束下,针对机动滑翔飞行器高空横侧向大机动姿态控制问题,研究了在保证系统稳定的同时提高响应快速性方法.在标准Antiwindup方法中,误差收敛速率往往被忽略,系统快速性常常达不到设计要求.为了提高加入补偿后系统的误差收敛速率,对现存的一种基于线性矩阵不等式的Antiwindup设计方法进行改进,并运用比较原理证明了改进后受控闭环系统稳定且李雅普诺夫函数收敛速率有确定的下界,从而保证了误差收敛速率下界.与以往方法相比,该方法保证了对系统快速性的最低要求,为解决饱和系统稳定性与快速性的矛盾提供了一条有效途径.较大侧滑角下的倾侧角机动仿真结果表明,所设计的抗饱和控制器可以在恶劣的飞行环境下稳定完成倾侧角大机动的任务,相比于标准Antiwindup设计方法,该方法快速性有所提高.     

一种抑制扰动的轴向磁轴承鲁棒控制新方法

从鲁棒稳定性和抑制扰动的动态性能角度,分析了干扰观测器应用到轴向磁轴承时其有效带宽较低的问题,指出磁轴承易受到低频干扰并提出了一种抑制扰动鲁棒控制方法.基于动态分析建立了轴向磁轴承的名义模型,并设计了内环控制的干扰观测器,采用标准H∞问题的方法设计抑制扰动鲁棒控制器作为外环控制.仿真分析与实验说明了该方法能够提高干扰观测器的带宽,同时,实验验证了对于系统参数不确定性具有较强的鲁棒性能,对比单一的控制方法具有良好的抑制扰动能力.     

基于backstepping/RHO的变体飞机控制器设计

为了确保变体飞机在变体过程中的飞行稳定性,提出了一种并行修正控制器设计方案.采用backstepping方法进行标称控制器设计,提供基本的飞行稳定性和跟踪性能.使用雅可比线性化方法对变体飞机非线性方程进行线性化得到线性化模型,采用基于指令滤波器的滚动时域优化（RHO,Receding Horizon Optimal）方法进行修正控制器设计.在有限时域区间内实时解算修正控制量,对标称控制器进行补偿.从航迹角控制系统仿真结果可以看出,航迹角能够较好地跟踪指令信号,基本不受变体过程的影响,飞行控制系统满足实时性和鲁棒性的要求.     

基于RCMAC网络的动态逆再入制导方法研究

针对升力式再入飞行器的制导问题,首先利用准平衡滑翔原理给出标准的阻力加速度．速度剖面,并对阻力加速度跟踪制导原理进行分析,然后利用自回归小脑模型神经网络（RCMAC）网络良好的非线性逼近能力、泛化能力和自学习能力,采用基于RCMAC网络的动态逆方法实现对阻力加速度的跟踪,并证明闭环系统的稳定性．三自由度仿真结果表明,该制导方式降低了动态逆方法对模型的依赖,增强了制导系统的鲁棒性．     

二阶离散线性对象黄金分割控制器抗饱和设计

针对存在输入饱和的二阶离散线性系统，将黄金分割控制方法和基于LMI抗饱和设计方法相结合，采用黄金分割控制器设计标称控制器，进而进行抗饱和设计，求解相应的抗饱和补偿器，保证了整个闭环系统的稳定性.数值仿真验证了黄金分割控制器在抗饱和设计中，对参数的鲁棒性和较好的控制特性.     

基于降阶ESO的微小型空地导弹改进LQR滚转控制

摘要： 由于投弹包络范围大及复杂多变的飞行环境,模型存在高度不确定性、外界阵风干扰以及弹体内部强扰动等,使得导弹滚转姿态具有一定控制难度;另一方面,对于弹翼展弦比小的轴对称微小型空地导弹来说,其结构特性的原因使得基于二回路经典控制论下的滚转姿态得到的控制品质较差,且鲁棒性及抗干扰能力弱.因此提出采用降阶ESO估计内外强干扰及不确定性等复合干扰并进行实时前馈补偿,在简化标称模型基础上利用最优控制思想即带有积分项的LQR稳定区间法来设计控制器,实现无静差稳定跟踪响应的复合控制方法,以此来提高弹体滚转姿态的动态特性、鲁棒性及抗干扰能力,并进一步证明其闭环稳定性,由仿真得出此复合控制方法优越性的结论.     

太阳帆航天器悬浮轨道动力学与控制

基于线性动力学模型和非线性动力学模型,研究了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持与控制问题.首先,推导出了柱坐标形式的太阳帆动力学方程,并在参考悬浮轨道附近线性化以建立状态方程,然后对状态方程进行可控性分析.通过合理选择控制变量加权矩阵R,用线性二次型调节器(LQR)对线性模型进行控制.将得到的控制律代入非线性模型中进行验证,表明该控制律渐近稳定,并且具有良好的控制精度,可实现太阳帆悬浮轨道控制.      

空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题,提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响,探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器,实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队,探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响,对虚拟编队的构型进行设计,进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量,轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明,该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求,具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。