电磁悬浮平台系统的滑模控制研究

针对电磁悬浮系统中存在建模误差和外加干扰的非线性控制问题，研究了磁浮系统的滑模控制方法，设计了磁浮系统的切换超平面和基于最终滑动模态的滑模控制系统。仿真结果表明，该控制系统能有效抑制系统参数摄动引起的扰动和持续的外激力干扰，增强了系统的鲁棒性。     

基于模糊加权的多模态切换控制器设计与仿真

针对多模态切换控制问题,提出并设计了基于模糊加权的模态切换控制器。对无人直升机的飞行模态切换实例进行研究,仿真结果说明该方法可以软化模态切换过程,提高暂态响应特性,并且具有一定的鲁棒性。     

多输入离散时滞系统的保性能变结构控制

针对多输入离散时滞系统,给出了一个保性能滑模变结构控制设计方法.首先利用状态变换将离散时滞系统化成为无时滞的离散系统形式,然后用线性矩阵不等式和保性能控制求解出切换函数的设计参数.该方法不仅既保证了滑动模态渐近稳定,又使得给出的性能指标有界.另外给出了一个新的变结构控制律设计方法,可以有效的抑止了滑动模态的抖振,克服了常规方法系统状态不能渐近到达原点的缺点.仿真结果表明了方法的有效性.     

电液伺服系统滑动模态变结构控制

针对泵控电液伺服系统，用优化方式确定切换函数，用到达条件确定为结构控制律，从实际应用的观点出发，设计了降维观测器，用以观测火炮俯仰速度，再用这种估计的状态构造切换函数，解决变结构控制问题。仿真与试验表明，基于最优化方法设计的滑动模态变结构控制系统, 对外部干扰和参数不确定性具有强的鲁棒性，已成功应用于系统复杂、环境复杂和控制性能要求高的火炮电液伺服系统中，大大优于传统的PID控制系统。     

空天飞行器再入姿态模糊切换多模型控制

针对多模型切换控制在切换边界处的不平滑性,提出了一种模糊切换多模型控制。将其输入空间划分为若干个模糊区域以使区域边界模糊化,在各区域内设计局部T-S模型和控制器。根据所选定的变量将相应的区域控制器切换为全局控制器,由于控制器切换是在模糊了的区域边界处进行的,故保证了切换过程中系统状态轨迹的平滑性。利用该控制方案为空天飞行器设计了再入姿态飞行控制系统,高超声速飞行条件下的仿真实验证明了方法的有效性。     

综合飞行/推进关键自动模态设计与品质评价

先进飞机的综合飞行/推进自动模态设计,是设计具有自动油门功能的自动驾驶系统,实现飞行速度的自动控制,使飞行员松开油门杆,实现真正意义的自动驾驶。以大型客机和运输机为背景,设计了综合飞行/推进关键自动模态,包括巡航模态、自动着陆模态、平飞加减速模态,实现姿态、速度和高度的保持与控制。同时分别给出了相应模态的飞行品质评价指标,利用该指标评价控制律设计结果。评价结果均满足相应模态飞行品质要求。     

导弹协同作战编队飞行控制系统研究

提出了具有3个回路的导弹协同作战编队飞行控制系统,分别对3个回路进行设计分析,并重点分析导弹的四维制导控制外回路和编队控制回路。面向具有过载自动驾驶仪内回路的增广飞控系统,设计了基于总能量控制理论的高度/速度解耦控制器,能够实现导弹制导控制外回路的高度/速度解耦。基于导弹编队队形的位置偏差关系设计了导弹编队控制器,最后综合3个回路构成了导弹编队飞行控制系统。仿真结果表明,各回路以及导弹编队控制系统具有很好的控制性能,能够快速、稳定地完成导弹编队的队形调整动作,进而实现任务规划系统对导弹编队提出的作战任务。     

高超声速飞行器动态面控制系统设计与仿真

针对高超声速飞行器飞行高度和飞行马赫数变化范围大,其数学模型具有严重非线性、不稳定性、多变量耦合以及不确定的空气动力学参数等特点,提出了动态面控制方法为其设计飞行控制系统。该方法通过构造动态面变量并根据能达条件,来设计中间的虚拟控制信号和最终的控制信号。通过在控制律设计过程中增加一阶动态滤波器,避免了设计过程中对非线性虚拟控制信号的微分,大大减少了控制律的计算量。并以某常规高超声速飞行器纵向模型为对象进行仿真。仿真研究表明该控制方法较好的实现了高超声速飞行器对指令信号的跟踪。     

弹性高超声速飞行器抗输入饱和动态神经网络控制

针对弹性高超声速飞行器纵向动力学模型,分析了弹性模态的动态过程,研究了控制器设计问题。控制器设计采用内环与外环相结合的控制方式,内环控制器设计是以攻角和俯仰角速度为被控对象,将俯仰舵偏角作为控制输入,在考虑弹性模态动态过程的情况下设计抗输入饱和辅助系统处理输入饱和问题,采用反演设计方法设计控制器,并利用全局调节动态神经网络逼近控制输入的饱和特性;外环控制器设计是以飞行速度为被控对象,将燃料当量比作为控制量,保证弹性模态良好动态特性的情况下,设计抗饱和辅助系统处理输入饱和问题,采用终端滑模控制方法设计控制器,利用全局调节动态神经网络逼近输入饱和特性,理论分析证明了闭环系统所有信号均有界并指数收敛到原点的一个领域内,仿真分析验证了设计的控制策略可以保证弹性模态具有良好动态特性的情况下,系统的状态可以有效跟踪期望指令信号。     

双滑模变结构控制的BTT导弹自动驾驶仪设计研究

由于倾斜转弯控制技术的特点决定了BTT导弹的数学模型存在多种耦合因素，因此目前STT导弹广泛采用的忽略通道间耦合关系的三通道独立设计方案已远不能满足BTT导弹控制系统的设计要求。基于变结构控制理论，采用了一种新的BTT导弹自动驾驶仪的设计方法。该方法把俯仰和偏航两个耦合严重的通道联合建立状态方程，用自适应极点配置设计双滑动模态，降低了控制量的切换频率；用趋近律方法设计变结构控制，其控制量参数用自组织模糊进行调节，可有效削弱滑动模态的抖振。这种控制器简化了变结构控制，计算量小。     

An Application of Optimal Preview Control in Terrain Following System

1 .ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＣｒｕｉｓｅｍｉｓｓｉｌｅｉｓａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｗｅａｐｏｎｉｎｍｏｄｅｒｎｗａｒ.Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｉｍｐｒｏｖｅｉｔｓｖｉａｂｉｌｉｔｙ ,ａｇｏｏｄｐｉｔｃｈｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｓｈｏｕｌｄｂｅｄｅｓｉｇｎｅｄｔｏｍａｋｅｔｈｅｍｉｓｓｉｌｅ’ｓｆｌｉｇｈｔａｌｔｉｔｕｄｅｆｏｌｌｏｗａｃｅｒｔａｉｎｔｅｒｒａｉｎ .Ｉｎｔｈｅｐｒｅｖｉｏｕｓｌｉｔｅｒａｔｕｒｅｏｐｔｉ ｍａｌｃｏｎｔｒｏｌａｎｄｐｒｅｄｉｃｔｉｖｅｃｏｎｔｒｏｌｗｅｒｅａｐｐｌｉｅｄｔｏｔｈｅ…     

Polytopic LPV modeling and gain-scheduled switching control for a flexible air-breathing hypersonic vehicle

A novel gain-scheduled switching control method for the longitudinal motion of a flexible air-breathing hypersonic vehicle (FAHV) is proposed.Firstly,velocity and altitude are selected as scheduling variables,a polytopic linear parameter varying(LPV) model is developed to represent the complex nonlinear longitudinal dynamics of the FAHV.Secondly,based on the obtained polytopic LPV model,the flight envelope is divided into four smaller subregions, and four gain-scheduled controllers are designed for these parameter subregions.Then,by the defined switching characteristic function,these gain-scheduled controllers are switched in order to guarantee the closed-loop FAHV system to be asymptotically stable and satisfy a given tracking error performance criterion.The condition of gain-scheduled switching controller synthesis is given in terms of linear matrix inequalities(LMIs) which can be easily solved by using standard software packages.Finally,simulation results show the effectiveness of the presented method.     

基于Backstepping的飞行仿真转台自适应摩擦补偿控制

论述了基于backstepping的飞行仿真转台自适应摩擦补偿控制。在实验的基础上,提出了飞行仿真转台的动态模型,其中包括动态LuGre摩擦模型。针对此动态模型推导出包括自适应摩擦补偿的backstepping鲁棒控制器。仿真实验证明:闭环系统的输出可以达到渐进跟踪给定的位置参考信号和速度参考信号,克服了转台在使用传统的PID控制器时,其位置波形存在平顶,速度波形存在畸变的缺点。     

微扑翼飞行器气动力和位置控制研究

随着微扑翼飞行器研究的不断深入,对其控制问题研究已引起了人们的重视.基于准稳态气动力模型,研究了微扑翼飞行器气动升力和阻力,建立了微扑翼飞行器纵向动力学模型,针对微扑翼飞行器非线性强耦合特点,采用切换控制策略进行纵向位置控制,选择扑动平面夹角和扑动幅度作为控制参数,利用位置误差和速度误差线性组合作为反馈信号,通过数值方法计算平均力,确定控制参数取值,完成了切换控制律设计.最后进行了微扑翼飞行器爬升飞行和水平飞行的控制仿真实验.     

飞行控制系统的一体化仿真软件—SIMLAB

介绍用于现代飞行控制系统综合仿真的一体化仿真软件—ＳＩＭＬＡＢ。该软件具有丰富的模型库、算法库以及完善的系统管理功能，能方便的完成建模－实验－分析整个仿真过程。ＳＩＭＬＡＢ采用ＷＩＮＤＯＷＳ窗口技术，将仿真过程与计算机图形技术有机的结合起来，实现了非语言的仿真操作过程。ＳＩＭＬＡＢ具有良好的人机界面及开放性，不仅适用于现代飞控系统的综合仿真，也同样适用于一般控制系统的仿真。     

基于干扰观测器的再入飞行器切换多胞控制

针对再入飞行器飞行包线跨度大,系统不确定性及强干扰的特点,提出了一种基于干扰观测器的切换多胞控制方法。将再入飞行器建模为切换多胞系统,并将系统中的不确定项和干扰项等价为复合干扰。提出基于自适应Super-Twisting算法的干扰观测器对系统复合干扰进行估计,并在控制器设计中进行补偿,抑制复合干扰对系统的影响。利用Lyapunov函数方法证明了考虑复合干扰情况下闭环切换多胞系统全包线内的稳定性。数值仿真结果表明,该方法对于系统不确定和干扰具有较强抑制效果,能够实现对指令信号的精确跟踪。     

Tracking control for air-breathing hypersonic cruise vehicle based on tangent linearization approach

This paper is focused on developing a tracking controller for a hypersonic cruise vehicle using tangent linearization approach. The design of flight control systems for air-breathing hypersonic vehicles is a highly challenging task due to the unique characteristics of the vehicle dynamics. Motivated by recent results on tangent linearization control, the tracking control problem for the hypersonic cruise vehicle is reduced to that of a feedback stabilizing controller design for a linear time-varying system which can be accomplished by a standard design method of frozen-time control. Through a proper model transformation, it can be proven that the tracking error of the designed closed-loop system decays exponentially. Simulation studies are conducted for trimmed cruise conditions of 110 000 ft and Mach 15 where the responses of the vehicle to step changes in altitude and velocity are evaluated. The effectiveness of the controller is demonstrated by simulation results.     

飞行仿真器自动飞行系统研究

自动飞行系统是由自动驾驶仪和自动油门取代人工操纵,保证飞行品质,降低了飞行员的工作量。介绍了自动飞行系统的组成,功能。通过俯仰、横滚通道的控制原理分析,设计相应的控制律。对传统的自动飞行系统进行扩展,增加了自动配平系统,比较器/高度报警系统,偏航阻尼器系统,提高了飞行品质。最后在飞行仿真器中进行仿真,验证。     

Reference tracking control for flexible air-breathing hypersonic vehicle with actuator delay and uncertainty

This paper considers the problem of reference tracking control for the flexible air-breathing hypersonic flight vehicle with actuator delay and uncertainty.By constructing the Lyapunov functional including the lower and upper bounds of the time-varying delay,the non-fragile controller is designed such that the resulting closed-loop system is asymptotically stable and satisfies a prescribed performance cost index.The simulation results are given to show the effectiveness of the proposed control method,which is validated by excellent output reference altitude and velocity tracking performance.