交会对接气浮仿真平台视觉辅助姿态确定

文章首先介绍了用于空间合作卫星最后逼近段交会对接任务的仿真平台,描述了文中使用的姿态运动学方程和视觉成像算法。为了充分利用陀螺仪和视觉系统进行姿态确定,采用传统的扩展卡尔曼滤波（EKF）对两种测量数据进行融合,实现对姿态和陀螺仪漂移的估计。为了克服EKF调节参数过多和计算过程需要求逆的问题,设计了一种新的非线性观测器。最后,通过在对接仿真平台上进行试验,对比验证了非线性滤波器的有效性以及实用性。     

基于扰动观测器的指数时变滑模再入姿态控制

针对再入飞行器姿态控制问题,设计了一种全局鲁棒的基于扰动观测器的指数时变滑模姿态控制器,使得在存在匹配模型参数不确定性和外部扰动情况下仍能够实现精确的姿态控制。首先对飞行器模型进行反馈线性化解耦,将俯仰、滚转、偏航通道分解为3个独立的二阶系统。然后以俯仰通道为例,设计指数时变滑模控制器,使得系统具有全局鲁棒性。进一步,为了减小采用饱和函数消除滑模控制抖振而带来的系统跟踪误差,引入扰动观测器,设计了一种基于扰动观测器的指数时变滑模控制系统。最后,以某飞行器为例建立六自由度仿真模型,在考虑大气密度、转动惯量偏差以及外部高频扰动的情况下,验证了加入扰动观测器后对系统性能的提高。     

基于SMDO-TLC的高超声速飞行器姿态控制

针对高超声速飞行器快时变、强耦合以及存在参数不确定和外部干扰情况下的姿态控制问题,同时考虑到执行机构动态和输入受限,提出了基于滑模干扰观测器-轨迹线性化(SMDO-TLC,Sliding-Mode Disturbance Observer-Trajectory Linearization Control)的高超声速姿态控制方法.首先,引入二阶线性微分器(SOLD,Second-Order Linear Differentiator)的概念,通过理论分析指出了当前TLC中采用一阶惯性+伪微分器求取输入指令的微分信号时会存在与SOLD类似的峰值现象,随后利用韩式跟踪微分器求取姿态标称指令及其微分信号,可有效解决过渡过程中执行机构饱和问题;接着,分别在姿态和角速率回路设计二阶滑模干扰观测器,利用符号函数积分来重构内外回路的复合干扰,在此基础上设计补偿控制律,以实现姿态控制器设计.仿真结果表明,所提出的方法能够克服时变干扰及气动参数大范围摄动的影响,同时兼具良好的动态特性与静态品质,能够满足高超声速飞行器的快时变、高精度以及强鲁棒的控制需求.     

输入无模型动态扰动非线性系统的反演控制

研究了输入无模型动态扰动的不确定非线性系统的全局镇定。基于控制李雅普诺夫函数,设计了反演控制律,利用自抗扰的思想,构建扩展状态观测器来处理输入无模型动态,仿真结果验证了本方法的有效性。文章提出的控制方法适用于很多非线性系统。     

基于混合观测器的导弹有限时间收敛滑模姿态控制

为了提高非匹配非线性干扰影响下导弹姿态控制系统的性能,提出了一种基于干扰-状态混合观测器的新型有限时间收敛滑模控制器。首先,基于观测器输出构建非奇异终端滑模面,保证非匹配干扰影响下的系统误差有限时间快速收敛;其次,采用时变观测增益设计,避免了传统固定观测增益可能带来的估计尖峰问题;再次,基于超扭曲算法,在避免传统滑模控制抖振问题的同时确保滑模面有限时间可达。仿真结果表明,所设计的控制器具备强鲁棒、快速收敛以及无尖峰的控制性能。     

基于线性参数变化自适应观测器的鲁棒故障诊断

基于线性参数变化自适应观测器,研究了一类具有外部扰动的不确定线性参数变化系统的鲁棒故障诊断问题。针对飞控系统具有非线性和时变的特点,运用了线性参数变化技术,提出一种基于线性参数变化自适应观测器的自适应故障估计算法来估计故障信息。为降低外部扰动对故障估计的影响,引入了H∞鲁棒性能指标来设计线性参数变化自适应观测器以及故障估计算法。结果表明,该方法具有良好的故障估计性能,且对外部扰动具鲁棒性。设计过程中,将参数的求解转化为线性矩阵不等式（LMIs）约束下的凸优化问题。最后,将该方法应用于直升机线性参数变化飞控系统执行器故障诊断,仿真实验验证了该方法的有效性。     

自抗扰控制技术在某型导弹上的应用

将自抗扰控制技术用于某型导弹控制系统设计,从工程应用的角度出发,提出了一种内外双闭环自抗扰姿态控制器设计方法,具体论述了设计的方法原理和过程。仿真结果表明,该方法有较强的鲁棒性和适应性,有较好的动态和稳定性能。     

基于动态观测器的导弹武器系统故障诊断方法

为解决导弹武器系统多故障模式问题,提出了基于动态观测器的诊断方法,即采用1个动态观测器去检测一系列故障。当把耦合故障表示成故障信号的组合时,该方法可推广到耦合故障的诊断中。     

基于LMI的H-/H∞故障检测观测器设计

针对系统模型的不确定性、未知输入扰动,为提高对干扰鲁棒性、待检故障敏感性及降低设计的保守性,提出了一种H-/H∞故障检测观测器设计方法,通过无损procedure将非凸约束问题转化为线性矩阵不等式(LMI)约束,采用Schur补引理将H-/H∞故障检测观测器设计转化为凸优化问题的LMI表述;设计了自适应门限以减小故障检测过程中的误报、漏报率。故障检测观测器的设计是借助凸优化问题的数值计算,使设计过程便于实现。提出的算法使未知扰动的鲁棒性及待检故障的敏感性之间具有最优平衡。仿真验证表明,所提算法使残差具有快速的收敛性、较短的故障检测时间。     

飞行器再入段最优自适应积分滑模姿态控制

针对飞行器再入段的姿态跟踪控制问题,提出了一种最优自适应积分滑模控制(Optimal Adaptive Integral Sliding Mode Control, OAISMC)方法。首先针对飞行器的标称模型设计了基于状态相依黎卡提方程(State Dependent Riccati Equation, SDRE)的姿态控制器,使标称系统的性能满足提出的最优指标。然后,考虑系统的不确定性和外部干扰,在SDRE标称控制器的基础上设计积分滑模姿态控制方法,使系统在满足性能指标要求的同时,对不确定性和干扰具有鲁棒性。进一步采用自适应方法调整切换增益,避免了对复合干扰上界的先验要求,并引入滑模干扰观测器提高系统的性能。最后,仿真结果表明,在考虑外部干扰以及气动系数和大气密度摄动的情况下,本文设计的控制方法不仅能够实现姿态跟踪、满足设计的性能指标,而且具有较好的鲁棒性。