基于ESO的高超声速飞行器姿态鲁棒控制

针对高超声速飞行器快时变、强耦合、非线性的特点,为提高其抗干扰性能和姿态角快速跟踪性能,提出了一种基于扩张状态观测器的三通道姿态角鲁棒控制方法。首先,根据高超声速飞行器动力学模型,给出面向姿态角的控制模型;其次,利用扩张状态观测器对总扰动包括通道间耦合作用、参数不确定性及外部扰动进行估计补偿,并结合神经网络最小参数学习法设计姿态控制律,采用Lyapunov理论完成闭环稳定性分析;最后,仿真结果表明所提控制策略具有更好的控制性能和抗扰能力。

一种高稳快速跟踪微分器及其应用

研究了一种高稳快速跟踪微分器,实现快速跟踪目标信号和精确求解目标信号的微分信号,并将其应用于卫星天线的姿态控制.以有界扰动二阶系统为研究对象,设计了一种新的非光滑控制器,证实了这种控制器的稳定性、快速收敛性和强扰动抑制能力;结合非光滑控制器和非线性跟踪微分器设计了一种新的高稳快速跟踪微分器(HSSTD),证明了这种跟踪微分器的稳定性,验证了这种跟踪微分器可以快速准确地跟踪目标信号并精确求取目标信号的微分.将所研究的高稳快速跟踪微分器应用于移动卫星天线的姿态控制,实验证实了这种跟踪微分器可以实现天线姿态的快速稳定控制,保证天线与目标卫星间的稳定通信.

基于线性自抗扰控制的UUV航向控制器设计

由于UUV航向运动受执行机构非线性约束的影响,还受到浪、流的干扰,给航向稳定性控制带来较大困难。为了改善UUV航向控制品质,将线性自抗扰控制技术应用到航向控制中。首先,利用线性扩张状态观测器估计出系统的"总合干扰",并进行动态反馈补偿,将系统简化为积分串联标准型;然后,在积分串联标准型基础上,利用预期动力学方程设计了控制器;最后,通过引入饱和限幅环节和死区环节对控制器进行修正。针对线性扩张状态观测器在初始阶段存在"peaking"现象而造成执行机构大幅动作的问题,采取在初始阶段不引入"总和干扰"估计值的方法来解决。对比PID,线性自抗扰控制器在模型参数摄动、常值干扰、一阶高频波浪力干扰、低频正弦干扰下,有更好的动静态特性和鲁棒性。

Improved optimal steering law for SGCMG and adaptive attitude control of flexible spacecraft

The issue of attitude maneuver of a flexible spacecraft is investigated with single gimbaled control moment gyroscopes （SGCMGs） as an actuator. To solve the inertia uncertainty of the system, an adaptive attitude control algorithm is designed by applying a radial basis function （RBF） neural network. An improved steering law for SGCMGs is proposed to achieve the optimal out- put torque. It enables the SGCMGs not only to avoid singularity, but also to output more precise torque. In addition, global, uniform, ultimate bounded stability of the attitude control system is proved via the Lyapunov technique. Simulation results demonstrate the effectiveness of the new steering law and the algorithm of attitude maneuver of the flexible spacecraft.

基于自适应参数估计的反推终端滑模再入飞行控制

针对空天飞行器再入飞行时动态的强非线性和不确定性问题,提出了一种基于反推法的自适应终端滑模控制方法.首先建立了ASV的具有时变参数的严反馈形式被控模型,进一步采用自适应策略在线估计被控系统的不确定参数,将一阶低通滤波器引入到虚拟控制律设计中,降低反推计算的复杂性.在反推设计的最后一步引入终端滑模控制,以提高控制系统对于匹配不确定性的鲁棒性和系统跟踪误差的收敛速度,同时引入矩阵的广义逆,避免控制增益参数估计过程中可能出现的奇异现象.最后借助Lyapunov稳定性理论,证明了闭环系统误差及状态信号一致最终有界.以某型ASV再入姿态跟踪控制为目标,进行了6自由度飞行仿真验证.结果表明:所提出的自适应反推终端滑模控制方法跟踪速度快、鲁棒性强,且对不确定参数具有较强的自适应能力.

基于离线预测控制的旋转尾翼稳定弹解耦控制器设计

低速旋转尾翼稳定弹飞行过程中存在着气动交联、惯性交联和控制交联,为了实现稳定飞行,有必要进行解耦控制器设计。鉴于模型预测控制方法虽然具有较好的解耦能力和对建模精度要求不高的优点,但存在计算量大的问题,为此提出一种基于指令滤波器的离线模型预测控制方法。通过离线求解控制参数阵和在线查表应用的方式,将大量计算工作转为离线进行,以满足实时控制需求。将指令状态和系统输出跟踪误差积分引入预测模型中,充分利用被控对象和指令模型的动态特性,使得离线求解的控制参数阵能够较好地应对指令信号的变化。基于旋转尾翼稳定弹姿态控制进行仿真,对算法的有效性进行了验证,结果表明所设计的控制器能够确保飞行指令的稳定跟踪。

基于遗传算法PID整定的卫星姿态控制研究

文章针对新一代资源卫星建立了带有有效载荷的卫星姿态动力学方程,并且使用遗传算法PID参数自整定的方法进行了卫星姿态控制,有效地消除了可转动载荷对卫星姿态的影响。仿真结果表明,使用遗传算法PID参数自整定方法,对卫星的姿态系统具有较好的控制性能,并且克服了传统PID调参困难的缺点。

基于串级模糊PID的四旋翼姿态控制器设计

为解决四旋翼飞行器姿态控制器存在的响应速度慢和鲁棒性差等问题,通过串级模糊PID控制算法来实现飞行姿态的稳定性。建立起四旋翼飞控系统的数学模型后,设计了外环角度P控制器和内环角速度模糊PID控制器。利用Matlab/Simulink通过阶跃信号输入对比仿真传统PID控制器和串级PID控制器、串级模糊PID控制器3种控制方法。仿真结果表明:串级模糊PID控制器使系统抗干扰性能提高,同时加快系统的响应性和准确性;飞行实验表明:串级模糊PID控制算法的鲁棒性好。可见改进后的算法对于四旋翼控制系统是有效的。

基于变增益鲁棒控制的拦截弹姿控系统设计

针对线性变参数系统,在吸收传统变增益控制思想的基础上,基于保H∞性能插值设计了一种变增益鲁棒输出反馈控制器。首先,把整个参数集基于"H∞性能覆盖"的概念分割成若干个子集,然后在每个子集上利用保H∞性能插值设计变增益鲁棒控制器,并在计算出各子集的插值以后得到保证系统在整个变参数集上具有H∞性能的变参数变化率的上界。通过引入该上界,消除了控制器中的参数变化率,从而便于工程应用。文章的最后把它成功的应用于动能拦截弹姿控系统设计,达到了预期的控制效果。