直接力导弹的模型参考自适应滑模控制器设计

针对导弹直接力/气动力复合控制的特点,提出了一种基于参考模型的自适应滑模控制方案.该设计方法针对系统所存在的不确定性,在滑模控制中引入了自适应参数调节律和模糊控制规则,采用自适应律逼近模型摄动和外界干扰的上界,采用模糊调节律有效减弱了一般变结构控制系统的抖颤问题,既进一步增强了系统的鲁棒性,又提高了自适应参数收敛过程中的跟踪精度.仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计.     

基于强跟踪滤波器的再入飞行器制导律设计

研究了气动模型存在误差情况下高超声速再入机动飞行器的制导律设计问题。首先用强跟踪滤波器对气动参数进行估计,然后根据估计值与标称值的偏差对攻角和倾斜角进行修正,最后对原始非线性方程沿着标称轨道线性化得到线性偏差方程,并利用线性二次型最优调节器原理设计控制律。仿真结果表明所设计的制导律可以大幅度减小由于气动模型误差而引起的落点偏差。     

超机动飞行的非线性鲁棒自适应控制系统研究

针对飞机模型中存在气动参数不确定性以及外界干扰等影响因素,设计了一种超机动飞行的非线性鲁棒自适应控制系统。控制系统设计过程中,模型不确定性和外界干扰由RBF神经网络在线补偿,控制律及神经网络权值自适应律由反步法得到。解决了系统中控制增益矩阵未知,同时存在外界干扰情况下的鲁棒飞行控制系统设计,并证明了闭环系统所有信号有界,系统跟踪误差和神经网络权值估计误差指数收敛到有界紧集内。对所研究的飞行控制系统进行了过失速Herbst机动仿真,结果验证了该系统在过失速机动条件下具有良好的控制性能。     

基于模糊辨识的混合鲁棒自适应控制

针对一类多输入多输出不确定非线性系统,提出一种基于模糊辨识的混合鲁棒自适应控制方法。该方法探讨了自适应模糊控制器的参数自适应律由跟踪误差和逼近误差共同进行调节,并从理论分析和仿真角度证明了该方法比参数自适应律仅用跟踪误差进行调节的控制器具有更好的跟踪效果,该方法加快了系统跟踪误差的收敛速度。将该算法用于两连杆机械手轨迹跟踪,仿真结果表明该算法具有跟踪精度高,收敛速度快的优点。     

二阶动力学系统模型的跟踪设计

考虑了基于分散状态反馈控制律的二阶动力学系统输出渐近跟踪设计,该控制律包括被控对象状态和参考模型状态两部分。给出了问题解的存在条件:两个矩阵方程,其中一个为二阶Sylvester矩阵方程。给出了所有控制器增益阵的完全参数化表达式。归纳出了二阶动力学系统模型参考输出跟踪控制律的设计算法。该算法直接基于原系统的参数矩阵,无须对系统增广或变换,仅涉及自由参数的选取和一些简单的代数运算,便于工程应用。仿真结果说明所给出的算法是有效的。     

基于可变增益的翼伞自适应模糊反步降高控制

针对含模型不确定性的无人动力翼伞低空降高控制问题,提出了一种基于可变增益的自适应模糊反步法控制策略。首先,推导了稳定航速下翼伞尾沿偏转变增益反步控制律,通过设计增益参数简化了控制器形式。然后,利用模糊逻辑系统在线逼近系统的不确定性,并加入自适应鲁棒项对逼近误差进行消除,采用Lyapunov理论得出的模糊系统权值和逼近误差自适应律,保证了闭环系统的一致最终有界性和跟踪精度。最后,针对控制器增益的组合形式,采用单独的模糊系统对增益参数进行在线调节。仿真结果验证了所提方法的有效性。     

基于SDRE的变体飞行器LPV稳定控制

针对变体飞行器飞行过程中存在的外部扰动和参数不确定性问题，提出一种基于状态相关黎卡提方程(state-dependent Riccati equation, SDRE)的线性变参数(linear parameter varying, LPV)稳定飞行控制方法。首先，基于变体飞行器的气动参数模型和纵向非线性动力学模型，综合考虑外部扰动、系统参数误差以及变形产生的附加干扰，并通过雅克比线性化方法，得到LPV系统模型。其次，针对考虑复合干扰的LPV模型，设计基于SDRE的控制律，并利用θ-D方法进行求解。最后，利用蒙特卡罗方法仿真验证了所提方法能够有效抑制复合干扰，实现飞行器的稳定飞行控制，具有较强的鲁棒性能和抗干扰能力。     

参数未知随机系统的最小方差对偶自适应控制

针对参数未知随机系统的自适应控制问题,研究了最小方差对偶自适应控制。分析了由于未知参数的不确定性,使得运用动态规划原理求解最优控制律时存在着困难,转而寻求次优控制律;给出了差分方程转换成状态空间模型的方法,将未知参数在一个确定的模型集中取值,运用动态规划原理得到各模型的控制律,通过各模型后验概率加权获得次优对偶控制律。给出了算例,以验证此算法的有效性,表明所得到的控制律既有调节作用,又有学习作用。     

控制受限的BTT导弹反演自适应滑模控制研究

针对具有非匹配不确定性的倾斜转弯 (bank to turn, BTT)导弹在控制受限情况下的鲁棒控制问题,提出了一种自适应滑模反演控制方法。反演设计的每一步中,采用自适应算法对不确定性的上界进行估计,给出了具有范数型切换函数的连续的自适应滑模控制律。在实际控制量的设计中显式地考虑了控制量的饱和特性,保证了系统在控制饱和时的稳定性,并采用Lyapunov稳定性理论证明了跟踪误差最终有界。仿真结果表明,在气动参数摄动和控制量存在饱和的情况下,本文的控制方法仍能快速、准确地跟踪指令信号,具有较强的鲁棒性。     

考虑时延的多Euler-Lagrange系统自适应神经网络协调跟踪控制

考虑存在通讯时延,在有向通讯拓扑结构下研究多Euler-Lagrange系统的协调跟踪控制问题。仅有部分跟随者可以获得静态领航者信息。对每一个跟随者设计了一种分布式观测器,以获得领航者的状态量。针对系统模型具有非线性不确定性和外部扰动情况,基于神经网络方法提出了两种分布式自适应协调控制律,分别使每一个跟随者对领航者的跟踪误差最终有界和渐近收敛到零。运用Lyapunov稳定性理论对两种控制律的稳定性进行了证明。数值仿真验证了本文提出的控制律的有效性。     

非匹配不确定非线性系统的变结构控制器设计

考虑一类非匹配不确定非线性系统的变结构控制器设计问题。通过引入适当的坐标变换 ,将非匹配不确定非线性系统描述成两个串联子系统。第一个子系统与控制变量没有直接联系 ,将第二个子系统的状态变量当作虚拟控制量。在考虑所有不确定性的前提下 ,通过求解代数Riccati方程 ,构造非匹配不确定子系统的切换函数 ,由滑模运动可达条件 ,设计整个系统的变结构控制器 ,并根据系统的运行情况在线估计不确定项的参数 ,设计一种自适应变结构控制器。仿真结果表明 ,该方法是有效的。     

Adaptive functional link network control of near-space vehicles with dynamical uncertainties

The control law design for a near-space hypersonic vehicle (NHV) is highly challenging due to its inherent nonlinearity, plant uncertainties and sensitivity to disturbances. This paper presents a novel functional link network (FLN) control method for an NHV with dynamical thrust and parameter uncertainties. The approach devises a new partially-feedback-functional-link-network (PFFLN) adaptive law and combines it with the nonlinear generalized predictive control (NGPC) algorithm. The PFFLN is employed for approximating uncertainties in flight. Its weights are online tuned based on Lyapunov stability theorem for the first time. The learning process does not need any offline training phase. Additionally, a robust controller with an adaptive gain is designed to offset the approximation error. Finally, simulation results show a satisfactory performance for the NHV attitude tracking, and also illustrate the controller's robustness.     

基于ESO的无人直升机轨迹鲁棒跟踪控制

围绕无人直升机实际飞行中的不确定性问题,将扩张状态观测器(extended state observer, ESO)与自适应反步法相结合设计控制器来实现无人直升机轨迹的鲁棒跟踪控制。首先,建立了无人直升机的数学模型,建模过程中考虑未建模动态、模型简化误差、外界大气扰动以及燃油消耗导致的惯性参数摄动等多种不确定性来源。同时,将主旋翼一阶挥舞动态耦合进无人直升机6-DOF刚体动力学方程,建立了简洁且又反映无人直升机旋翼挥舞这一重要特征的等效模型。然后,基于ESO和自适应反步法设计了位置控制器、姿态控制器以及力矩控制器,其中利用自适应策略对无人直升机质量及惯性矩阵等慢变摄动参数进行估计,利用ESO对未建模动态及外界阵风等高频扰动进行观测,并通过前馈补偿实现对系统不确定性的综合抑制。最后,通过数值仿真验证了方法的可行性和有效性。仿真结果表明,该方法比纯自适应反步法具有更高的不确性抑制效率和控制精度,能够实现无人直升机在多种不同类型扰动同时作用下轨迹的鲁棒跟踪控制。     

State derivative-free variable structure model reference adaptive control of linear parabolic systems

The problem of constructing a model dimensional parabolic system is considered in this reference adaptive control law for an uncertain 1- article. The controller designed here involves only the plant state but no its derivatives. A priori bounds on the plant＇s uncertain parameters are used to propose switching laws which serve as an adaptive mechanism. The exponential decay to zero of the state error with any prescribed rate is guaranteed by choosing a controller parameter correspondingly. Numerical studies are also presented to illustrate the applicability of the control law.     

一类串级不确定非线性系统的最优滑模控制器设计

对一类串级不确定非线性系统提出了一种基于SDRE控制的最优滑模控制方法。该方法采用两环控制结构，外环控制器的设计采用基于依赖状态的Riccati方程最优控制，用以产生最优滑模面。内环控制器设计采用滑动模控制以减小控制系统对参数变化、模型误差、外部干扰的敏感。同时提出了两种求解依赖于状态的Riccati方程的方法，所设计的最优滑模控制器能使串级不确定系统具有鲁棒稳定性。最后通过一个仿真算例，验证了该控制方法的有效性。     

一类线性时变系统组合自适应迭代学习控制

针对一类有限时间区间上具有可重复性的BIBO稳定的一阶线性时变系统,将模型参考自适应控制方法与迭代学习相结合,提出了组合模型参考自适应迭代学习控制算法.基于Lyapunov方法推导出迭代学习控制律以及针对时变惯性参数与时不变高频增益的组合自适应参数更新律.该算法适于控制快时变系统,并使跟踪误差、参数估计误差和控制信号有界.当迭代次数趋于无穷时,跟踪误差关于有限时间区间一致收敛到零.系统仿真验证了所提控制算法的有效性.     

变后掠翼航弹最优弹道自适应滑模跟踪控制

根据变后掠翼航弹在预定弹翼构型下对最优方案弹道跟踪的精确性和鲁棒性要求,设计了一种轨迹姿态双回路自适应滑模控制器。外环轨迹跟踪回路以位置偏差为参考输入,得到方案攻角参考指令,同时基于Lyapunov稳定性理论给出外环滑模收敛的充分条件;内环姿态跟踪回路则设计了参数自适应律,抑制由后掠角引起的时变参数摄动,同时生成舵偏控制指令,以实现对姿态的跟踪控制。仿真对比结果表明,该自适应滑模控制器在有效消除参数不确定性影响的同时保证了变后掠翼航弹在弹翼预定作动时对最优方案弹道跟踪的稳定性,并且消除了常规滑模控制的抖振现象。     

基于e-σ-modification混合自适应律的鲁棒级联式侧滑飞行控制研究

针对常规布局飞机舵面故障下的侧滑飞行控制问题,提出一种基于e-σ-modification混合自适应律的级联式侧滑飞行控制方法。在滚转角和偏航角速率响应时间远小于侧滑角响应的假设下,证明了侧滑角级联回路的稳定性并给出调节时间ts与PI参数的关系。在扰动或未建模舵动态下,针对相对阶等于1和大于1的滚转角和偏航角速率通道分别设计模型参考自适应控制器(model reference adaptive controller,MRAC)。利用李雅普诺夫方法证明了在e-σ-modification律下鲁棒自适应控制内环的有界稳定,并给出在e modification律基础上能够进一步减小输出误差和控制参数误差界限的自适应增益选择方法。仿真验证表明在允许的舵偏范围内,该侧滑飞行控制方法不仅具有较满意的侧滑角保持和跟踪性能,而且能够有效减小上述误差界限,有效性得以验证。