高超声速飞行器的自适应容错控制

针对高超声速飞行器再入过程中可能出现的执行器部分失效或卡死故障,设计了一种飞行器自适应容错控制器。在系统存在外界干扰及未知故障输入且上界未知的情况下,该控制器采用自适应算法在线估计未知的控制器参数,在执行器发生卡死或部分失效故障时,实现了对故障的容错控制和对制导指令的鲁棒输出跟踪。通过Lyapunov方法证明了该方法在执行器存在故障时能保证系统渐进稳定,仿真算例说明了该方法的有效性。     

卫星姿态系统执行器故障的自适应控制设计

针对带冗余执行器的卫星姿态控制系统,考虑部分执行器发生未知故障(故障模式、大小、时间均未知)的情况,结合Backstepping方法设计了自适应容错控制器,使得当一个甚至多个飞轮出现未知故障时,系统能调整正常执行器的输入,补偿故障执行器的影响,保证系统闭环稳定及输出信号对参考输出量的渐近跟踪.对该算法进行仿真验证,得到了较理想的控制效果.     

柔性关节空间机械臂传感容错无模型自适应控制

针对传感信号畸变、丢失等故障状态严重影响空间机械臂控制系统性能的问题,提出基于空间机械臂运动传感器故障观测的无模型自适应容错控制方法。采用动态线性化和递推参数估计思想设计传感故障监测器,实现对传感畸变及数据丢失等故障的判定,并进行运动状态预测估计;建立包含跟踪误差变化率项的无模型自适应控制准则函数,有效惩罚由传感故障引起的参数估计突变问题;设计面向柔性关节空间机械臂的新型传感容错无模型自适应控制（SFT-MFAC）算法。仿真结果表明,在不同传感故障情况下,所提控制策略均能快速准确识别传感故障信息,避免系统瞬时发散,有效延长系统响应时间,增加控制系统的鲁棒性。     

基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制

针对存在不确定的执行机构部分失效故障和未知外界扰动的航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模控制的容错控制方法。在没有故障检测与诊断信息的情况下,采用快速终端滑模控制原理,利用自适应算法在线估计得到的故障信息,设计具有鲁棒性的容错控制器,使系统在执行机构故障发生时,能在有限时间内以指数收敛,实现系统有限时间渐近稳定,以及对航天器的容错控制和干扰的抑制。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,该方法在保证系统鲁棒性和可靠性的同时,具有更快的收敛速率,实现执行机构故障时有效的航天器姿态跟踪控制。     

考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统的集成容错控制

研究了一类发动机十字型布局的导弹姿态控制系统的容错控制问题,提出了一种考虑执行机构故障的导弹姿态控制系统集成容错控制方法。该方法针对执行机构的恒增益变化故障和卡死故障,首先提出了集成容错控制的总体策略,然后分别基于线性矩阵不等式方法和故障补偿思想,给出了在圆盘极点指标和H∞指标两个相容指标约束下的状态反馈满意容错控制器和故障补偿器的设计方法。最后在Matlab/Simulink环境下将该方法应用于导弹姿态控制系统进行仿真实验,结果表明了该方法的有效性和可行性。     

轨控期间挠性卫星姿控系统的容错控制

卫星在实施轨道控制期间,轨道机动推力会影响卫星的姿态稳定.本文针对存在推力干扰的挠性卫星,研究执行器故障情况下姿控系统的容错控制问题.首先设计一种基于反步自适应变结构的被动客错控制器实现姿态稳定,在此基础上,采用分布式智能部件作为执行器,设计补偿项以更好地抑制挠性结构的振动和常值变形.最后,以轨控期间挠性卫星姿态控制系统的飞轮故障为应用实例进行数值仿真.仿真结果验证了本文所设计的姿态容错控制器的有效性和可行性.     

基于多模型的飞控系统执行器故障调节

提出了基于多模型自适应控制重构的各种执行器故障调节算法.在故障情况下,对飞控系统执行器的二阶动态特性进行了描述,并建立了自适应多模型(观测器),来描述不同故障情况下系统的特性.虽然存在执行器故障的不确定性,但是,根据Lyapunov稳定性定理证明了在自适应重构控制器的作用下,故障后系统的跟踪误差渐近地收敛于零.仿真结果证实了所提出的故障检测及调节算法能达到预期的目标.     

采用观测器的偏置动量小卫星姿态容错控制

针对偏置动量小卫星的自主飞行问题,提出一种基于不确定项观测器的滑模容错控制方法。应用欧拉-拉格朗日系统的干扰观测方法设计不确定项观测器,对动量轮输出力矩变小、磁力矩器线圈电阻漂移等执行器故障以及小卫星外部环境力矩等不确定项进行估计,理论推导证明该观测器的观测误差一致最终有界(UUB)。基于不确定项观测器的估计值,设计补偿控制项,并与滑模控制器的控制力矩合成实现姿态容错控制。从理论上证明该容错控制方法能够使小卫星姿态快速收敛至滑模面。该容错方法无需做小角度假设,对执行器运行状态信息依赖性低。仿真结果表明,本文建议的容错控制方法具备可行性,实现了对小卫星姿控系统中不确定项的观测估计和容错控制。     

考虑状态约束的弹性高超声速飞行器自适应饱和容错控制

针对弹性高超声速飞行器跟踪控制问题进行研究,主要考虑状态约束、输入饱和、执行器故障等约束条件.首先,将弹性模态、外界干扰和模型参数不确定性归结为一类带有未知上界的系统干扰.其次,根据被动容错思想,针对速度和高度子系统分别设计抗饱和自适应容错控制器,通过引入双曲正切函数和新型屏障李雅普诺夫函数分别处理了输入饱和与状态约束...     

执行器故障下的运载火箭非奇异终端滑模容错控制

针对存在未知外部干扰和执行器卡死故障的运载火箭,提出了一种基于非奇异终端滑模面的姿态跟踪控制算法。首先,建立了考虑干扰和执行器卡死故障的运载火箭姿态控制系统多输入多输出系统模型;然后定义了运载火箭姿态跟踪系统模型,针对定义的模型,设计了一种非奇异终端滑模面,使得系统在执行器故障情况下仍能较为精确地跟踪参考信号。基于李雅普诺夫函数证明了运载火箭姿态跟踪控制系统的稳定性和有限时间收敛特性。数值仿真检验了本文基于非奇异终端滑模运载火箭姿态跟踪控制算法的有效性。     

直/气复合控制导弹的模型预测和自抗扰姿态控制设计

针对直/气复合控制导弹姿态控制系统的特点,提出将非线性模型预测方法与自抗扰控制方法结合的姿态控制策略,设计姿控脉冲发动机阵列点火逻辑,在分析直接侧向力有限约束集的基础上提出直/气复合控制导弹姿态控制系统设计方法。仿真结果表明,所给出的复合控制策略可以有效抑制外部干扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

新概念飞行器的姿态复合控制

研究了大气层内质量矩与直接力复合控制飞行器的姿态控制问题.在建立飞行器数学模型的基础上,基于质量矩控制与直接力控制的各自优势,提出了质量矩与直接力复合控制色行器的姿态控制策略.在此基础上应用动态逆理论,根据系统变量的特点将状态变量进行时标分离,形成快慢两回路,设计了飞行器的姿态控制规律.仿真结果表明,该方法能够有效实现飞行器的姿态控制.     

H∞鲁棒控制与PID控制相结合的无人机飞行控制研究

针对无人机飞行过程中出现的参数摄动和外部扰动带来的影响,在经典PID控制的基础上,加入H∞鲁棒控制,形成一种混合控制方式.PID控制器在跟踪给定指令时发挥其优势,H∞控制用于处理数据摄动和外界扰动的鲁棒控制问题.因无人机飞行时部分模型参数发生摄动,所以采用H∞鲁棒控制,并把H∞鲁棒控制转化为标准H∞控制处理.标准H∞控制讨论的是在标称参数状态下,系统的扰动抑制问题.鲁棒H∞控制研究参数摄动情况下的扰动抑制问题.将H∞鲁棒控制与PID控制相结合能保证系统的动、稳态性能     

基于灰色模型的导弹水中段横向载荷计算

为了解决潜射导弹水中段横向载荷在各种因素作用下难以建模计算的问题,采用灰色理论的分析方法,建立了适合折椅问题的GM(1,1)模型,并给出了算法运用的具体步骤.数据验证表明,所建立的模型不但能够较好的模拟使用过的试验数据,而且对于未曾接触的试验数据也具有很高的预测精度,有效的解决了导弹水中段横向载荷的计算.     

基于控制有效性因子的卫星姿态控制系统在轨重构容错控制

研究了在轨卫星姿态控制系统发生可修复性故障状况下的重构容错控制。首先在星敏感器对陀螺的标定模型中引入控制有效性因子，并利用二级卡尔曼滤波算法求解其值，以说明系统的控制有效程度。然后采用统计假设检验通过其幅值变化判断系统是否存在故障，当故障发生时，引入重构容错控制器对原控制器进行补偿控制。最后，建立卫星闭环姿态控制系统对算法进行了仿真验证，仿真结果表明该算法快速可靠，能够满足在轨卫星姿态控制系统故障状况下的性能要求。     

Fault-tolerant Control Under Constrained Input for Flexible Satellite Attitude Control System during Orbit Control

轨控期间的卫星由于推力器安装偏差,实施推力时会产生较大的干扰力矩,直接影响到卫星姿态稳定.除此,考虑到执行机构提供的力矩是有限的,为保证系统的稳定性,需在设计控制器的过程中考虑输入受限问题.本文针对卫星执行机构故障情况,综合考虑输入受限和干扰问题,提出一种基于输入受限的挠性卫星姿态容错控制策略,并开展了仿真试验,验证了本文设计的姿态容错控制器的有效性.     

基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制

针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制     

飞航导弹变结构过载控制方案研究

对飞航导弹的变结构过载控制进行了研究,提出了以过载、角加速度和角速度构造滑模面的工程易实现的方案。同时,应用根轨迹方法,进行了控制参数的优化设计。最后,针对两类典型飞航导弹模型,将"过载 角加速度 角速度"方案与"过载 角加速度"方案进行仿真比较。结果表明"过载 角加速度 角速度"方案适用范围更广、控制效果更好。     

基于控制杆的太阳帆姿态控制研究

针对由控制杆、反作用飞轮、有效载荷和太阳帆所组成的太阳帆航天器多体系统,从