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。     

水下超高速航行体双模态控制研究

水下航行体在高速运动时,其全部或大部分表面被空泡包裹.由于水动力和周围环境扰动使航行体尾部与空泡壁相互作用产生滑行力,滑行力的存在使系统具有较强的非线性并导致不稳定的航行状态.针对航行体纵向运动数学模型可以描述为无滑行力的线性模型和存在滑行力的非线性模型,设计了基于状态的切换控制策略并设计了双模态控制器,对于线性模型采用状态反馈控制,对于非线性模型采用基于微分几何的反馈线性化方法.仿真结果表明,基于状态切换的双模态控制器减小了滑行力,对于初始状态扰动具有鲁棒性.     

一类非线性时滞不确定性系统的鲁棒H∞滤波

研究含有状态时滞的非线性不确定性系统的鲁棒H∞滤波器设计问题。利用修正的Riccati型不等式分析了使滤波系统渐近稳定、且从噪声输入到误差输出的传递函数的H∞范数小于指定上界的充分条件，通过两个代数Riccati方程的正定解参数化表示了该滤波器。滤波器的设计过程和结构均是与状态时滞的大小、非线性扰动以及不确定性的参数无关的。仿真试验进一步表明了设计方法的有效性和可行性。     

基于Riccati方程的导弹自适应姿态控制

针对存在参数不确定性的非线性弹体模型,提出基于状态相关Riccati方程的模型参考自适应状态控制方法。首先,针对弹体标称模型,建立特定形式下的Riccati方程,并求得其解析解,获得一种全局渐近稳定的次优控制律。然后,考虑到实际模型与标称模型之间存在的参数偏差会造成控制效果恶化,以标称模型下设计的闭环系统为参考模型,设计自适应控制律通过在线辨识参数使得实际模型趋向于参考模型,并保证跟踪误差和辨识误差有界。仿真结果表明,该控制律能够克服参数不确定性的影响,有效跟踪参考模型下的响应。     

最小相位不确定非线性系统的观测器设计

针对一类系统相对阶小于系统阶数的非线性系统,提出了一种基于输入输出线性化的观测器设计方法。首先考虑了模型已知时的非线性系统,通过微分同胚,将原系统变换为标准型,证明只要系统的零动态是局部指数稳定的,则基于估计误差的非线性动态方程是稳定的,即估计状态收敛到真实状态。然后分析了存在模型不确定性的系统的观测器设计问题,用RBF神经网络逼近不确定性,设计了神经网络加权系数的调整规律和Lyapunov函数,实现了含有不确定性时误差动态方程的渐近稳定性。仿真结果证明了算法的有效性。     

非线性时滞系统的一种新型稳定模糊控制方案

针对非线性时滞系统,基于模糊动态模型,采用分段Lyapunov函数法,设计出一种新型稳定模糊控制方案,克服了采用公共Lyapunov函数法的并行分配补偿法中需求解公共正定矩阵的困难。新方法只要求一系列正定矩阵满足一系列Lyapunov不等式即可,进一步扩大了解的存在性,减小了保守性。采用线性矩阵不等式法,避免了采用公共Lyapunov函数法中繁琐的Riccati方程求解。     

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。     

卫星姿态系统的抗干扰完整性容错控制

研究了一种线性不确定系统的完整性容错控制问题。针对卫星姿态系统中的执行机构完全失效故障,采用4个反作用飞轮结构进行姿态控制,利用Riccati方程和线性矩阵不等式组,提出一种具有抗干扰特性且对执行机构完全失效故障具有完整性的状态反馈容错控制设计方法。在此基础上进一步得出该控制器可以用于更多种故障形式的结论。最后在卫星姿态系统上对此方法进行了数学仿真,结果验证了该方法的正确性和有效性。     

再入轨迹跟踪控制的非线性方法研究

针对高度变化大,速度变化快的可重复使用飞行器的再入轨迹跟踪问题,选用名为状态相关Riccati方程的一种新型非线性控制方法进行再入轨迹跟踪控制器设计.同时在几乎所有涉及Riccati方程的控制器设计问题中,合适的加权矩阵的选择通常是比较棘手的.针对这个问题,提出了一种有效的权阵选择方法,避免了试凑等传统方法带来的误差和工作量.随后给出了最优再入轨迹跟踪控制器的详细设计过程,并在一定的气动摄动条件下进行飞行仿真.仿真结果表明了这种方案的可行性,实用性和鲁棒性.     

具有输入约束的模糊Markov跳变系统H∞控制

针对由Takagi-Sugeno模糊模型描述的非线性Markov跳变系统,讨论其在控制输入受约束情况下的H∞控制问题。基于不变集理论,通过模态依赖的椭圆状态集合,实现对控制输入的范数约束,并提出使得模糊跳变系统随机稳定且满足一定输入输出H∞增益的模态依赖的控制器存在条件。结合线性矩阵不等式变换,给出状态反馈最优H∞控制器的设计方法,仿真示例说明了设计方法的有效性。     

基于SDRE方法的制导律设计与仿真研究

研究基于SDRE的防空导弹的非线性制导律设计问题。首先建立了防空导弹二维制导律模型,选取了弹目相对距离和相对速率作为状态变量,用SDRE方法进行防空导弹二维制导律设计,分别用传统的Schur方法和θ-D方法以及改进的Newton方法对SDRE控制器进行了求解,对这三种算法进行了分析和比较。针对防空导弹的数值仿真显示基于SDRE方法的控制律对于二维制导律的有效性,而SDRE方法虽然比θ-D法的计算量大,但是其控制效果却又明显的优势,而改进的Newton法能比传统的Schur法提高计算的精度。     

空天飞行器再入过程姿态预测控制律设计

针对一类多输入多输出非线性系统,设计了一种基于SDRE(state-dependent Riccati equation)的预测控制方法,并应用于空天飞行器再入过程的姿态控制律设计。SDRE是一种有效的非线性系统优化控制设计方法,利用SDRE的局部渐进稳定的特点,与有限时间预测控制律设计相结合,提出的控制方案保证闭环系统的稳定性。最后利用所提出的控制方案设计了空天飞行器飞行控制系统,并在高超声速条件下进行了仿真验证。仿真结果表明了控制方案的有效性。     

基于干扰估计的BTT导弹鲁棒方差姿态控制

针对存在非线性和不确定性的倾斜转弯(bank-to-turn, BTT)导弹姿态控制问题,提出基于干扰估计的鲁棒方差控制方法。将姿态运动中非线性项和不确定项作为总干扰,采用干扰观测器进行估计,并引入控制系统进行补偿。干扰观测器的观测误差作为BTT导弹姿态运动的干扰输入,为了保证控制系统具有良好的动态和稳态性能,采用鲁棒方差控制理论设计了线性反馈控制器,将闭环极点配置在特定圆盘区域,同时将状态变量的稳态方差保持在给定的范围内。仿真结果表明,所提出的鲁棒方差姿态控制器能够保证良好的控制效果,鲁棒性强。     

Novel backstepping design for blended aero and reaction-jet missile autopilot

The advanced missile uses blended control of nero-fin and reaction-jet to improve missile maneuverability. The blended control design, which is multi-inputs and multi-outputs （MIMO）, severe nonlinear, and model uncertain, is much more complex than conventional nero-fin control. A novel nonlinear backstepping control approach is proposed to design the blended autopilot. Missile model is reformed to a new one by state reconstruction technique so that it is easy to be handled by the backstepping method. Then a Lyapunov function is chosen to avoid oscillation caused in normal backstepping way when control parameters are mismatched. In distribution of both inputs, optimal energy logic is proposed. In addition, a fuzzy cerebellar model articulation controller （FCMAC） neural network is used to guarantee controller robustness to uncertainties. Finally, simulation results demonstrate the efficiency and advantages of the proposed method.     

基于自抗扰与模糊逻辑的大攻角控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制空空导弹的敏捷转弯问题,提出了一种基于自抗扰控制技术与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。将导弹俯仰通道分解为攻角控制回路与俯仰角速度控制回路,使用自抗扰控制方法分别设计控制器,并将其串联组成完整控制回路。由攻角指令得到虚拟控制量,然后通过模糊逻辑将虚拟控制量分配给气动舵与直接力喷流装置。最后使用模糊控制方法对自抗扰控制器的反馈增益进行在线调整。仿真结果表明,所提出的控制方案对大攻角指令有良好的跟踪效果,适用于空空导弹的大攻角敏捷转弯控制。     

具有侧向脉冲推力的旋转导弹建模与控制研究

针对具有气动舵和侧向脉冲推力复合控制的自旋导弹,在准弹体坐标系中建立完整的动力学模型,由于侧向脉冲推力的离散事件特性,提出运用混杂系统理论的方法设计其复合控制自动驾驶仪。根据系统的特性将自动驾驶仪划分成两种不同的工作模式,针对不同的工作模式分别设计不同的控制方法,通过两种模式之间的切换实现导弹的快速响应和能源的合理分配。最后进行仿真检验该自动驾驶仪的有效性,并将仿真结果与气动舵单独控制时的结果作了对比,表明通过复合控制显著改善了导弹的动态响应特性     

Nonlinear differential geometric guidance for maneuvering target

Based on the idea of zeroing the line of sight rate(LOSR),a novel nonlinear differential geometric(DG) law for intercepting the agile target is proposed.In the first part,the DG formulations are utilized to describe the relatively kinematics model of missile and target,and the nonlinear DG guidance(DGG) law is proposed based on the nonlinear control theory to eliminate the influence brought by target.Further,the missile guidance commands are derived to overcome the information loss caused by decoupling condition,the new necessary initial condition is developed to guarantee capture the agile target.Then,the designed nonlinear DGG commands are transformed from an arc-length system to the time domain.A desirable aspect of the designed guidance law is that it does not require rigorous information about target acceleration.Representative numerical results show that the designed guidance law obtain a better performance than the traditional DGG law for agile target.     

具有优化结构的导弹分数阶控制器设计

对导弹俯仰通道过载控制系统进行线性二次型最优控制设计,利用输出反馈和状态重构推导出广义的导弹三回路结构从而引申出改进的分数阶控制结构,据此研究了不同的分数阶控制策略对系统响应的影响。为便于参数选择,通过粒子群(particle swarm optimization, PSO)算法整定分数阶控制器参数,同时提出一种综合频域和时域指标的适应值函数来加快算法收敛速度。仿真结果表明优化结构的分数阶控制器具有良好的效果。     

Solution of the HJI equations for nonlinear H∞ control design by state-dependent Riccati equations approach

The relationship between the technique by statedependent Riccati equations (SDRE) and Hamilton-Jacobi-Isaacs (HJI) equations for nonlinear H ∞ control design is investigated.By establishing the Lyapunov matrix equations for partial derivates of the solution of the SDREs and introducing symmetry measure for some related matrices,a method is proposed for examining whether the SDRE method admits a global optimal control equivalent to that solved by the HJI equation method.Two examples with simulation are given to illustrate the method is effective.