基于MIMO-ESO的高速飞行器自抗扰控制

针对高速飞行器无动力再入过程中具有强耦合、气动参数摄动及不确定性的非线性姿态模型,设计了高速飞行器MIMO-ESO自抗扰姿态控制器。考虑各通道间的耦合影响,结合自抗扰控制中的扩张状态观测器及非线性状态误差反馈律,将不确定性、耦合及参数摄动等干扰作为“总和干扰”,利用扩张状态观测器进行估计并动态反馈补偿,再利用非线性状态误差反馈律抑制补偿残差。仿真结果表明,MIMO-ESO自抗扰控制器能够克服干扰及气动参数大范围摄动的影响,在获取良好的动态品质和跟踪性能的同时,具有较强的鲁棒性,克服了实际工程中难以建立精确被控模型并获取参数摄动范围的困难,具有工程应用价值。

高超声速飞行器自抗扰姿态控制器设计

针对高超声速飞行器无动力再入过程中具有强耦合、气动参数摄动及不确定性的非线性姿态模型,结合自抗扰控制中的扩张状态观测器(extended state observer,ESO)及非线性状态误差反馈律(nonlinear law state error feedback,NLSEF),分别设计了高超声速飞行器内环和外环自抗扰姿态控制器。将不确定性、耦合及参数摄动等干扰作为"总和干扰"利用扩张状态观测器进行估计并动态反馈补偿,再利用NLSEF抑制补偿残差。自抗扰控制器(active disturbance rejection control,ADRC)设计无需精确的飞行器被控模型,也无需精确的气动参数及摄动界限。仿真结果表明,控制系统能够克服干扰及气动参数大范围摄动的影响,在获取良好的动态品质和跟踪性能的同时,具有较强的鲁棒性。

高超声速飞行器自抗扰分数阶PID控制器设计(英文)

自抗扰控制器利用跟踪微分器可解决超调量及快速性之间的矛盾,分数阶PID控制器在提高控制品质的同时扩大了被控系统参数的稳定域。结合自抗扰技术及分数阶PID控制器设计了自抗扰分数阶PID控制器,并应用于高超声速飞行器再入姿态控制。仿真结果表明,自抗扰分数阶PID控制器对于高超声速飞行器非线性模型及强外干扰的影响下具有很好的控制效果,并且有较大的稳定域,即针对被控系统参数变化具有更强的鲁棒性。

高超声速飞行器再入分数阶PI~λD~μ姿态控制

针对高超声速飞行器再入过程中气动环境参数的剧烈变化，文中结合分数阶PIγDu控制器（FOC）Tustin＋CFE数字实现法的10阶近似模型，通过ITAE指标寻优整定FOC参数并应用于某型飞行器的姿态控制。Simulink仿真结果表明，FOC控制器具有比传统PID控制器更好的控制效果，并且在气动参数剧烈变化的情况下。FOC控制器具有更强的鲁棒性。

高超声速飞行器改进自抗扰串级解耦控制器设计

针对高超声速飞行器无动力再入过程中具有强耦合、气动参数摄动及不确定性的非线性姿态模型,通过构造连续光滑扩张状态观测器及自抗扰串级解耦控制技术,设计了便于工程实际应用的高超声速飞行器自抗扰姿态控制器.通过构造qin函数实现了连续光滑扩展状态观测器的设计,可避免自抗扰控制器应用过程中的高频颤振现象.通过自抗扰串级耦合控制技术,解决了设计飞行器内外环控制器时需忽略内环对外环的耦合影响问题,并解决了难于获取精确的飞行器被控模型及精确的气动参数、摄动界限等问题.仿真结果表明了本方法的有效性.

BTT导弹的自适应滑模反演控制设计

针对具有非匹配不确定性的BTT导弹非线性动力学模型,结合反演控制、自适应控制和滑模控制方法,设计了一种新颖的BTT导弹自适应反演滑模控制器。反演设计的每一步中均采用具有范数型切换函数的连续滑模控制律,并采用自适应算法对不确定性的上界进行估计。将虚拟控制量的导数作为不确定性处理,利用自适应滑模控制的鲁棒性对其进行补偿,解决了"计算膨胀"问题,简化了控制系统的设计,并且设计中无需事先已知气动参数摄动的上界。采用Lyapunov稳定性理论证明了跟踪误差最终有界。仿真结果显示了本文设计方法的有效性。

基于最优Oustaloup的分数阶PID参数整定

目前工程控制中大部分系统采用传统PID控制,由于分数阶PID继承了传统PID的优点,并且具有更好的控制品质及更强的鲁棒性,因此针对分数阶微积分的高精度数字实现及分数阶PID控制器在工程复杂系统中的实际应用,提出一种新的分数阶微积分高精度数字实现算法-最优Oustaloup数字实现,并建立控制系统的仿真模型,利用框图式模型结合最优ITAE性能指标来整定分数阶PID的参数。通过实例仿真验证,该方法能进一步优化控制器参数,提高控制精度及获得更好的控制效果,便于非线性系统及复杂系统的分数阶PID参数整定。

基于二阶滑模的BTT导弹反演滑模控制

针对具有非匹配不确定性的倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)导弹非线性动力学模型,基于反演思想和二阶终端滑模控制方法,设计了一种新的BTT导弹反演滑模控制器。反演设计的每一步均采用滑模控制对不确定性进行补偿,并在最后一步设计中采用非奇异二阶终端滑模控制,既能防止抖振对舵机造成损坏,又减小了累积误差。采用精确微分器解决"计算膨胀"问题,并证明了跟踪误差最终有界。仿真结果表明,通过适当选取设计参数,跟踪误差将收敛到原点附近任意小的邻域内。

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。

高超声速飞行器自抗扰PID姿态控制

针对高超声速飞行器模型非线性、气动参数变化剧烈的特点,运用自抗扰技术中的跟踪微分器,设计了自抗扰PID控制器,实现了对高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。仿真结果表明,通过两个跟踪微分器构造的自抗扰PID控制器对于高超声速飞行器这样复杂的模型有很好的控制能力,并且有很好的滤波性能和鲁棒性。

导弹鲁棒分数阶PID自动驾驶仪设计

由于分数阶PID继承了传统PID的优点,并且具有更好的控制品质及更强的鲁棒性,因此针对导弹飞行过程中变参数、受环境干扰及快速稳定的特点,设计了鲁棒分数阶PID自动驾驶仪。基于最优Oustaloup数字算法建立框图式分数阶控制系统模型,结合IAE时域性能指标寻优及鲁棒性能量度,综合考虑时域性能及频域性能来整定分数阶PID控制器参数。仿真结果表明,分数阶PID自动驾驶仪在弹道系统参数变化及外干扰影响的情况下,均能获得很好的控制效果,满足导弹姿态控制的快速性要求并具有强鲁棒性和抗干扰性。

分数阶PI~λD~μ在高超声速飞行器姿态控制中的应用展望

高超声速飞行器的发展是一个必然的趋势,但是其具有强耦合、严重非线性、大范围气动环境变化的特点,这对飞行器的姿态控制系统提出了更高的要求。本文简述了现代控制及智能控制在姿态控制器中的应用,回顾了传统PID及其改进控制技术,针对新的被控对象特点,介绍了分数阶PIλDμ及其发展。由于分数阶PIλDμ具有比传统PID更好的鲁棒性和控制性能,展望分数阶PIλDμ控制在高超声速飞行器姿态控制中得到更广泛的应用。

BTT导弹滚转通道无抖振滑模控制研究

提出了一种基于舵机动态特性的BBT导弹滚转通道无抖振滑模控制方法。考虑到舵机的动态特性具有滤波性能,采用二阶终端滑模控制策略设计了舵机控制指令,利用舵机的滤波特性得到连续的实际控制,并在设计过程中充分考虑了导弹气动参数和舵机模型的不确定性。仿真结果表明,本方法明显消除了控制信号的抖振,并具有良好的鲁棒性。

动态调整航向角误差走廊的侧向制导策略

针对传统的侧向制导方法在气动参数存在不确定性时,因气动力和倾侧角剖面的变化而造成较大的制导误差,提出了一种基于动态航向角误差走廊的侧向制导方法.根据参考航向角误差走廊和实际升阻比的估计值在线调整航向角误差门限.在飞行轨迹末端根据当前速度和航向角误差的导数对反转点进行预测.该制导方法对气动参数摄动具有较强的鲁棒性,并避免了不必要的反转.仿真结果表明了该方法的有效性.

Q值回弹仪在现场混凝土强度检测中的应用研究

介绍了Q值回弹仪的原理、特点，以及多家机构采用Q值回弹仪开展的混凝土测强曲线研究试验工作。Q值理念回弹仪具有可在任意角度下弹击而不受重力影响的特点，因此无需回弹值弹击角度的修正；同时由于没有指针滑块，不受牵引指针运动的反弹摩擦力影响，测试结果的离散性小，且测强范围大，可达10～110 MPa等优点。实验表明，Q值回弹仪的回归方程检测精度较目前传统的R值回弹仪高。Q值回弹仪是未来回弹仪技术发展的新方向，极可能是普通R值回弹仪的替代产品。

高速再入飞行器分数阶PI^(λ)D^(μ)稳定域分析

高速飞行器再入过程中,具有参数大范围快速时变、强非线性的特性,对控制器的控制品质和稳定性提出了更高的要求。本文通过最优Oustaloup数字算法框图化实现分数阶PI^(λ)D^(μ)(Fractional-order PID,FOPID)控制器,建立高速飞行器参数时变的非线性模型,结合ITAE(Integrated Time and Absolute Error)指标利用遗传算法(Genetic Algorithm,GA)寻优整定分数阶PI^(λ)D^(μ)参数,然后针对选定的分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器,利用D-分解法分析高速飞行器的马赫数及攻角稳定区域。最后结合跟踪微分器设计了改进的分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器。仿真结果表明,分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器在具有更好的控制品质的同时可以在大范围内实现高速飞行器的稳定飞行。

一种提升导弹舵残骸安全性的主动段程序角设计方法

导弹飞行过程中抛落的燃气舵残骸易对行进中的平台或是编队中的其他平台造成威胁。为降低舵残骸的安全风险,本文基于舵残骸对高速行进中平台的安全性需求,提出“先抑后扬”的程序角构型;研究提升导弹舵残骸安全性的弹道设计方法,进行参数优化设计和风险分析。结果表明:该方法有效提升了舵残骸安全性。

基于SysML的远程专家保障装备体系建模及结构评估

未来联合作战呈现出体系对抗体系的特点,为满足作战需求对武器装备体系设计提出了更高的要求,实现动态作战环境下武器装备体系结构建模和评估是体系设计中的重要内容。基于联合作战背景下的远程专家保障装备体系想定,从体系作战需求角度出发通过SysML(系统建模语言)建立体系结构模型,设计远程专家保障装备体系结构视图产品,结合ExtendSim建立了可执行模型,并进行仿真分析和结构评估,为提升体系能力提出有效可行的建议。

城市立交桥梁纠偏改造工程监测分析

针对某立交桥梁出现的侧偏病害,制定并优选桥梁顶升纠偏方案,并对匝道顶升纠偏过程进行了实时监测,确保了桥梁在顶升施工中的安全,为顶升技术在纠偏改造工程中应用和推广提供一定的工程依据。

飞行器自适应ESO姿态控制器设计

飞行器无动力再入过程中,姿态受到气动及不确定干扰影响,控制模型具有强耦合、大范围参数摄动等非线性特征。针对再入飞行器姿态控制问题,结合扩张状态观测器(ESO)和自适应控制律,基于奇异摄动理论将非线性姿态控制模型分为快慢两回路,分别设计了飞行器内环和外环自适应姿态控制器,并通过Lyapunov稳定性理论证明了控制器的稳定性。仿真结果表明,控制系统在强干扰及参数大范围摄动的情况下,具有较强的鲁棒性,能够获取良好的动态品质和跟踪性能。