基于二阶滑模的着舰航迹角控制仿真研究

舰载机的安全着舰是以精确的航迹角控制为前提的,由于着舰环境的复杂性,为航迹角控制提出了更高的要求.针对放宽静稳定性舰载机着舰性能进行研究,采用了一种有效的增稳控制方案,来保证舰载机的稳定性,设计了一种新型二阶滑模控制自动驾驶仪,实现了对俯仰角的精准控制,同时避免了舰尾流扰动的影响及通常滑模控制会导致的控制输入信号抖动现象,并解决了舰载机纵向飞行控制系统对航迹角的稳定性控制问题.仿真结果表明,所设计的控制器可完全满足舰载机着舰过程对抗扰能力和精确跟踪的要求.     

基于扩张状态观测器的二质量系统非奇异快速终端滑模控制

针对含未知负载信息的二质量伺服系统,提出一种基于有限时间扩张状态观测器的非奇异快速终端滑模控制方法.首先,利用电机侧位置信息设计有限时间扩张状态观测器估计系统的扰动,并将估计值融入到控制器中作为前馈项对系统的未知扰动进行补偿;然后,引入一种新型的滑模趋近律,该趋近律能够避免传统滑模控制中存在的奇异性问题,据此设计非奇异快速终端滑模控制器,保证系统状态在有限时间内收敛到原点,并根据李雅普诺夫稳定性理论分析闭环系统的稳定性;最后,通过仿真和实验验证所提出方法的优越性.结果表明,与传统的PID等控制相比较,所提出的基于扩张状态观测器的有限时间滑模控制方法能够提高系统的跟踪性能,并有效增强二质量伺服系统的抗扰动能力.     

多输入不确定系统的平滑非奇异终端滑模控制

研究多输入通道的参数摄动和外部扰动对控制系统输入输出和内部状态稳定性的影响. 采用两次模型变换实现输入输出和内部状态解耦, 运用Lyapunov 稳定定理建立系统收敛区域与不确定项范围的数学关系. 提出一种平滑非奇异终端滑模控制方法, 引入虚拟控制项以增加系统的相对阶, 利用鲁棒微分器合理提取微分信号, 实现系统的无抖振滑模控制. 仿真研究表明了所提出方法的有效性.     

动力定位船轨迹跟踪鲁棒自适应容错控制

本文研究了输入饱和状态下的动力定位船故障容错鲁棒自适应控制问题.该问题以动力定位船轨迹跟踪任务为目标,提出了一种新颖的鲁棒自适应控制器的设计,并且引入了二阶快速非奇异终端滑模和神经网络控制算法保证了控制器在实际任务中的执行效果.首先,介绍了三自由度动力定位船的运动模型包括了运动学模型和动力学模型以及推进器故障模型.然后,设计了二阶快速非奇异终端滑模面,提出了一种针对时变扰动和模型不确定性的鲁棒控制方案,保证系统无抖振现象的前提下实现了系统更快的收敛速度.同时运用被动容错控制思想,确保动力定位船在推进器故障发生时依然能够实现预计的跟踪性能.此外,通过Lyapunov稳定性判据分析,证明了提出的改进自适应滑模控制方法可确保系统在初始状态未知前提下,跟踪误差渐近收敛于零.最后,通过数值仿真实验结果验证了控制律的有效性.     

欠驱动无人船非奇异固定时间鲁棒包容控制

针对外界干扰下的欠驱动无人船包容控制问题,提出一种新型非奇异固定时间滑模控制策略.整个控制器设计过程分为运动学回路设计和动力学回路设计.在运动学回路设计中,利用图论知识和固定时间稳定性理论设计非奇异固定时间分布式虚拟控制律,使得所有跟随船在固定时间内收敛于领导船张成的凸包内;在动力学回路设计中,为实现对虚拟控制律的跟踪控制,利用固定时间滑模控制法设计鲁棒包容控制律.最后,证明系统跟踪误差在固定时间收敛于平衡点,且与船舶的初始状态无关.仿真结果验证了所提出控制策略的有效性.     

不确定多变量系统的高阶滑模控制

针对一类系统矩阵和输入矩阵存在不确定性的多变量系统,结合微分估计器技术和极点配置技术,提出一种二阶非奇异终端滑模分解控制方法.所提方法适用于维数较高系统,可简化控制器设计,消除控制信号的高频抖振,实现系统的鲁棒递阶控制.仿真结果验证了所提方法的有效性.     

具有未知干扰的无人机鲁棒滑模飞行控制

研究无人机飞行稳定性控制问题,由于无人机飞行控制系统存在时变外部干扰,飞行过程中升阴比变化激烈,控制稳定性难度较大。利用滑模控制良好的鲁棒能力提出一种神经网络的鲁棒飞行控制方法。因神经网络有良好非线性逼近能力,可对无人机飞行系统中的不确定进行在线逼近,并将神经网络权值误差引入到权值的自适应律中用以改善系统的动态性能。利用神经网络的组合,设计无人机鲁棒滑模飞行控制器。控制器分为两部分,一部分是等效控制器,另一部分是滑模控制器,能有效减小系统的跟踪误差。最后将所设计的鲁棒滑模控制对无人机飞行姿态控制进行仿真。仿真结果表明,新方法能提高无人机的鲁棒飞行控制能力且能实现无人机姿态的精确跟踪和稳定性控制。     

倾转式三旋翼无人机的自适应鲁棒容错控制

本文针对受到外界未知扰动和模型不确定性影响的倾转式三旋翼无人机,研究了其在尾部舵机发生堵塞故障时的容错控制问题.通过对倾转式三旋翼无人机姿态动力学特性的分析,将尾部舵机堵塞故障加入到力矩解算方程中.基于自适应反步法和非奇异终端滑模控制,提出了一种不需要故障诊断的鲁棒容错控制设计.利用基于Lyapunov的分析方法证明了闭环系统的稳定性,以及姿态误差的渐近收敛性质.通过在三旋翼无人机半实物仿真平台的实时实验以及与滑模控制器的对比,验证了该算法在无人机尾部舵机发生堵塞故障时,对姿态运动具有较好的控制效果.     

一类不确定非线性系统的全局鲁棒有限时间镇定

对一类不确定非线性系统提出了一种连续的全局鲁棒有限时间控制律．首先,针对标称系统设计出了一种状态反馈控制律,应用Lyapunov直接稳定性理论和Lasalle不变性原理证明了闭环标称系统的全局渐近稳定性,同时具有负的齐次度;其次,引入辅助变量和采用有限时间收敛的二阶滑模Super—twisting算法,设计出了对不确定性和干扰进行抑制的补偿控制项,并根据有限时间Lyapunov函数给出了补偿控制项参数的取值范围;最后,综合得到一种连续的使实际闭环系统有限时间收敛到平衡点的鲁棒镇定控制律．仿真结果表明了所提控制律的有效性．     

基于自适应积分滑模的舰载机纵向航迹最优控制

舰载机进舰着舰飞行航迹控制严重影响着舰精度和着舰安全。通过建立舰载机着舰纵向运动小扰动模型,将航迹运动模型分解为标称模型和不确定项。结合线性二次型调节器(LQR)与自适应积分滑模,设计了舰载机着舰的纵向航迹控制律。采用LQR对标称模型进行控制,利用自适应积分滑模控制消除不确定项的影响。在不同初始高度误差、舰尾流扰动和甲板运动的工况下,对着舰纵向航迹进行了仿真计算。仿真结果表明,所设计的航迹控制律能够消除初始高度误差、舰尾流扰动和甲板随机运动的影响,实现舰载机纵向航迹的精确跟踪。     

基于干扰估计的非对称运动下飞机刹车系统模型预测控制

针对飞机在非对称运动下的双侧机轮协调控制问题, 提出一种基于滑模干扰估计的模型预测控制方法. 首先, 通过对飞机制动过程横纵方向力矩机理分析并分别考虑左右机轮对刹车性能的影响, 建立全面刻画系统动态的地面滑跑动力学模型. 在此基础上, 设计滑模观测器对侧风干扰进行实时估计, 利用补偿机制实现对侧风扰动的有效抑制. 此外, 提出基于前轮荷载状态门限特征和结合系数阈值范围特征的分析方法, 解决切换跑道环境辨识问题. 设计非线性模型预测算法, 实现飞机纵向防滑刹车和横向跑道纠偏的协调控制. 最后, 在侧风干扰、跑道切换以及不对称着陆等情况下进行仿真实验, 验证了所提出的控制策略能够有效提升刹车系统的防滑效率及纠偏性能.     

Modeling of Maglev Yaw System of Wind Turbines and its Robust Trajectory Tracking Control in the Levitating and Landing Process Based on Ndob

The yaw system is one of the important parts of the horizontal axis wind turbines. In this paper, a novel maglev yaw system (MYS) is introduced, a novel robust controller based on nonlinear disturbance observer (NDOB) is proposed to improve the dynamic suspension stability of the MYS in its levitating and landing process. First, the dynamic model of the MYS is built and analyzed as well as the model of the force caused by crosswind exerting on the MYS, and then the mathematical model of the MYS is derived from its dynamic model. Second, since the uncertain internal disturbance originated from the MYS itself exists, in order to realize the finite time convergence and improve the robustness of the MYS, a NDOB‐based robust controller is designed via like nonsingular terminal sliding mode (LNTSM) method with the aid of backstepping design idea (BDI) to guarantee that the system output asymptotically tracks the reference trajectory, and the levitating and landing velocities of the MYS converge to their expectations globally and asymptotically in finite time. Finally, compared the conventional backstepping control (BC), the extensive simulation results show that the proposed robust controller has a better robustness and the MYS can realize smooth and reliable operations in its levitating and landing process in finite time, therefore the novel robust controller is substantiated to be effective and feasible.     

考虑攻击角度和视场角约束的自适应终端滑模制导律

针对导弹拦截机动目标的末制导问题,基于有限时间滑模控制理论设计一种带有攻击角度和导弹视场角约束的制导律.首先,将导弹末制导问题转化为带有状态约束的制导系统稳定问题,设计一种新型的非奇异终端滑模面和时变的障碍Lyapunov函数,给出一种终端滑模制导律的设计方法,并针对目标机动的不确定性设计一种对目标机动上界的自适应估计;然后,通过稳定性理论证明制导系统的状态变量最终是有限时间收敛的,并且结合时变的障碍Lyapunov函数和滑模面的设计特性证明在末制导过程中视场角约束条件始终不会被违背,相比于现有的考虑视场角约束的制导律,该制导律不存在指令转换,能够加快制导系统收敛速率,增强制导系统的抗干扰能力;最后,通过仿真实验验证所提出制导方法的有效性.     

Gain-scheduled directional guidance controller design using a genetic algorithm for automatic precision landing

This paper discusses the guidance controller design problem of an aircraft in automatic landing and touchdown flight, subject to dangerous and unpredictable gusts known as wind-shear and to directional crosswind. The associated airplane in the landing flight was statically unstable in this paper. The wind-shear, based on the Dryden gust model, was included in the nonlinear airplane model. A directional guidance control system with gain-scheduling fuzzy logic was proposed in this paper. In fuzzy logic, an even number of exponential membership functions in the output are considered and their shape, decay rate, and scaling factors are optimized using a genetic algorithm. In this control system, the glide slope capture logic and the flare logic were also included for longitudinal and lateral control, respectively. The nonlinear aircraft model simulation illustrated that the proposed guidance control system shows satisfactory performances in accurate touchdowns and is adequately robust to the strong crosswind and wind-shear turbulences.     

永磁同步电机的高阶终端滑模控制方法

提出一种基于高阶终端滑模的永磁同步电机转速控制方法, 提高了系统的鲁棒性和响应速度. 根据矢量控制原理, 设计了非奇异终端滑模面, 使得电机转速、直轴电流、交轴电流在有限时间内达到给定值. 同时, 采用高阶滑模消除抖振, 保证系统的稳定性. 仿真结果表明, 和PI控制方法相比, 电机转速能够更快地跟踪给定值, 并且, 系统对于负载扰动具有较强的鲁棒性.     

Adaptive Nonsingular Terminal Sliding Mode Control Design for Near Space Hypersonic Vehicles

This paper presents an adaptive nonsingular terminal sliding mode approach for the attitude control of near space hypersonic vehicles (NSHV) in the presence of parameter uncertainties and external disturbances. Firstly, a novel nonsingular terminal sliding surface is developed and its finitetime convergence is analyzed. Then, an adaptive nonsingular terminal sliding mode control law is proposed, which is chattering free. In the proposed approach, all parameter uncertainties and external disturbances are lumped into one term, which is estimated by an adaptive uncertainty estimation for eliminating the boundary requirement needed in the conventional control design. Subsequently, stability of the closed-loop system is proven based on Lyapunov theory. Finally, the proposed approach is applied to the attitude control design for NSHV. Simulation results show that the proposed approach attains a satisfactory performance in the presence of parameter uncertainties and external disturbances.      

Adaptive sliding mode trajectory tracking control for wheeled mobile robots

This paper discusses the problem of adaptive sliding mode trajectory tracking control for wheeled mobile robots in the presence of external disturbances and inertia uncertainties. A new fast nonsingular terminal sliding mode surface without any constraint is proposed, which not only avoids singularity, but also retains the advantages of sliding mode control. In order to implement the trajectory tracking mission, the error dynamic system is divided into a second-order subsystem and a third-order one. First, an adaptive fast nonsingular terminal sliding mode control law of the angular velocity is constructed for stabilising the second-order subsystem in finite time. Then, another adaptive fast nonsingular terminal sliding mode control law of the linear velocity is designed to guarantee the stability of the third-order subsystem. Finally, a simulation example is provided to demonstrate the validity of the proposed control scheme.     

含攻击角约束的网络化弹药分布式模糊协同制导律

在舰炮网络化弹药打击近岸机动目标的末制导段,提出了一种考虑攻击角约束的有限时间分布式模糊协同制导律.构建网络化弹药–目标相对运动模型,设计扩张状态观测器估计目标的切向、法向加速度.在视线切向,为保证命中时刻在有限时间内趋于一致,采用积分滑模设计分布式有限时间协同制导律;在视线法向,为在有限时间内零化视线角误差、视线角速率并改善控制指令终端发散现象,采用非奇异终端滑模设计两阶段制导律.为削弱控制指令抖振、补偿干扰,设计模糊自适应系统,并通过Lyapunov理论证明了全系统状态的一致最终有界性与有限时间收敛性.仿真实验表明:该制导律使网络化弹药在打击机动形式不同的目标时,均具备较好的协同制导性能.     

混沌系统的有限时间滑模同步控制

采用滑模控制的方法,研究了两个不同的带有不确定性和外部扰动的混沌系统之间的同步问题。基于Lyapunov稳定性理论和有限时间滑模控制方法,设计了终端滑模控制器来实现两个混沌系统的同步。在设计控制器过程中提出了一个新的非奇异的终端滑模面,并证明它能在有限时间内收敛于零平衡点。通过数值仿真验证了所设计的控制器的有效性。     

基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统

传统飞机飞行姿态滑膜控制系统,存在飞机飞行姿态自适应系数稳定性差的问题,在控制过程中会受到多重因素影响,导致飞行姿态可控误差系数增大,需要辅助控制系统修正才能完成飞行姿态的控制操作;针对上述问题,提出基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统;系统硬件基于PID自适应滑模控制器,对飞机飞行姿态控制器进行结构设计;软件部分通过引入自适应滑模控制策略,对PID控制器姿态控制变量进行适配;引入AFSMC算法计算姿态控制器当前时间点下的运动控制方程,得到飞行姿态自适应滑模控制的最优量,完成基于AFSMC算法的飞机飞行姿态自适应滑模控制系统设计;实验结果表明,所设计系统能够在不同飞行工况下,对飞机飞行姿态作出准确控制,系统的整体控制精度范围为90%~97.4%,飞机飞行控制稳定性较好,有效提升了系统对飞机飞行姿态的控制准确度。