柔性卫星大角度机动的自适应模糊变结构控制

针对柔性卫星大角度机动过程中多种模态的强耦合非线性动力学控制问题,提出了一种自适应模糊变结构姿态控制方法.首先利用拉格朗日方程建立了带柔性附件卫星的动力学模型,然后设计变结构控制器使得系统状态能在有限时间内到达滑模面,并采用自适应模糊系统逼近系统所存在的耦合非线性项.为了削弱变结构控制项所带来的抖动,避免激发柔性附件的高频模态,采用边界层方法来代替开关项,并通过模糊规则表的方法确定边界层的厚度.仿真结果表明,所提出的控制方法既实现了柔性卫星高精度姿态控制,也保证了卫星大角度机动过程中柔性附件弹性模态的有效抑制,系统对各种干扰具有一定的鲁棒性.      

敏捷性导弹的建模与模糊变结构控制

新型精确制导导弹为了获得更大的机动性、敏捷性和更高的命中精度,大多采用了推力矢量控制或反作用推力控制.讨论了敏捷性导弹的动力学特性及数学建模,并针对一类反作用推力控制的导弹提出了一种具有实时逻辑切换能力的变结构模型跟踪控制方案,为减弱一般变结构控制系统的抖颤问题,在变结构控制系统中引入简单的模糊规则,有效抑制了变结构系统的抖颤,同时进一步增强了控制系统的鲁棒性.数学仿真表明控制方案的有效性.     

高超声速飞行器抗干扰反步滑模控制

针对存在参数不确定及外部扰动下的高超声速飞行器轨迹跟踪控制问题,研究了一种基于反步法的抗干扰滑模控制设计方法.将非线性高超声速飞行器动力学模型表达为严反馈形式分步进行设计.采用滑模控制方法进行每步的控制器设计,并提出采用扩展状态观测器（ESO,Extended State Observer）方法实现对参数不确定及外部扰动产生的内外干扰进行估计,继而在控制中补偿.扩展状态观测器能保证对干扰的估计收敛到真值附近的邻域内,从而能够保证较好的补偿效果.通过0.5°附加干扰攻角和25%的气动参数偏差下的非线性高超声速飞行器动力学模型仿真结果验证了该抗干扰滑模控制方案对内外干扰的抑制效果和闭环系统良好的跟踪性能.      

基于时变增益ESO的多航天器SO(3)姿态协同控制

针对多航天器姿态协同控制问题,基于特殊正交群（SO（3））研究了存在干扰情形下的控制设计方法。结合有向通信拓扑建立了多航天器SO（3）模型,在此模型的基础上提出了一种时变增益扩张状态观测器（ESO）对系统的总干扰进行估计,削弱了常值增益ESO的峰化现象。利用相邻航天器的信息给出了旋转矩阵形式的协同指令,进一步基于SO（3）方法设计了协同控制器。同时采用ESO的输出在所设计的控制器中对系统的干扰进行补偿,从理论上给出了ESO的收敛性以及闭环系统的稳定性证明,保证多航天器系统能够实现稳定协同。仿真结果验证了本文方法的有效性和快速性。      

基于模型参考自适应的高超声速飞行器容错控制

针对执行机构部分失效情况下高超声速飞行器控制器的设计问题,提出了一种模型参考自适应容错控制设计方案。依据线性化的高超声速飞行器名义模型,设计名义反馈控制增益,并确定一个可保证自适应控制安全的参考模型,然后设计自适应补偿控制器消除执行机构控制效益及系统参数不确定性的影响。提出的自适应参数估计律由滤波的误差信号和特别设计的预测误差信号驱动,可实现更好的参数估计。该方案能保证闭环系统的稳定性,并能保证执行机构部分失效及系统参数不确定情况下的控制性能。仿真结果验证了该控制方法的有效性,在执行机构部分失效情况下,控制系统实现了良好的跟踪性能。     

POGO振动研究的一种新建模方法

现有分析运载火箭POGO振动（纵向耦合振动）的模型有两种,即传递矩阵模型和Rubin提出的状态方程模型。考虑到这两种模型的不足之处,从分布参数描述的偏微分方程出发,采用分离系数法,得到形式简单的微分方程,并应用分段三次Hermite插值得到了新的管路模型。将新管路模型应用于系统,通过对三种模型计算得到的管路频率的比较,验证了新得到的形式简单的管路模型,有较好的精度。     

考虑执行机构故障的运载火箭自适应滑模容错控制

针对执行机构故障下的运载火箭姿态指令跟踪问题，在考虑内部未建模动态、外部不确定干扰等因素的影响下，设计了一种基于新型扩张状态观测器(ESO)的自适应滑模容错控制器。首先，基于一种新型级联降阶扩张状态观测器，对系统的未建模动态、外部干扰等不确定性进行估计。在此基础上，结合滑模控制理论，设计了一种固定时间收敛的自适应滑模控制律，能够获得观测器干扰估计误差的上界信息，同时消除滑模控制的抖振现象。通过李雅普诺夫方法证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明，所提出的基于新型扩张状态观测器的自适应滑模容错控制器在执行机构故障情况下仍具有较好的跟踪性能和抗扰能力。