碟形飞行器复合控制系统工作范围研究

针对碟形飞行器变质量矩／推力矢量复合控制系统，设计了PD控制器并进行了仿真研究．接着将复合控制与单独控制的输出跟踪输入的范围情况进行了对比，发现复合控制输出跟踪输入幅值范围等于单独推力矢量控制和单独变质量矩控制输出跟踪输入幅值范围的线性叠加，即“1＋1=2”，并进行了理论证明。然后针对系统设计了变结构控制器，进行仿真研究后发现，复合控制能够跟踪输入最大值，能够大于单独推力矢量控制和单独变质量矩控制，能够跟踪输入最大值之和，即出现“1＋1〉2”的效果。     

陀螺稳定平台伺服回路的变结构控制

针对陀螺稳定平台伺服回路模型, 设计了基于角加速度信号反馈的变结构控制器.理论及仿真研究结果表明, 变结构控制系统对平台受到的扰动力矩及参数变化具有完全的自适应性, 并可有效地克服变结构控制器的抖动性对系统的不利影响.由于系统设计从实际对象模型出发, 且控制算法简单、易实现, 可望获得工程应用.     

新型积分型变结构控制器的设计

提出了一种设计单输入－单输出系统积分型变结构控制器的方法，在系统总的函灵敏人定的情况下，可得出需要的开关面及控制函数。针对一电液伺服系统进行了新型积分变结构控制器的设计，仿真结果表明该系统具有良好的动态性能及鲁棒性。的     

基于Ackermann规则的全程滑态变结构控制器及应用

变结构控制是解决在飞行过程中参数、干扰不断变化的导弹控制的一种新途径。基于Ackcrmann规则的滑态变结构控制器，在所设计的滑态函数中引入全程滑态因子，既能保留基于Ackermann规则设计变结构控制器简单的优势，又消除了能达阶段，实现姿态控制系统的全局鲁棒性控制，仿真结果表明该控制器性能较为满意。     

飞行器倾斜转弯的非线性鲁棒控制

利用自适应控制中回代设计的思想，结合基于微分几何的非线性化反馈线性化方法，研究了一类非线性不确定性系统的鲁棒控制器设计方法，得到了带系统不确定性补偿项的控制规律，并证明了闭环系统的一致肋介稳定性不对一类飞行器的非线性运动模型进行了适当的处理，设计了倾斜转弯运动的非线性鲁棒控制器，并进行了闭环仿真计算，结果表明，控制器对系统不确定性的抑制效果良好。     

一种用于反攻击型无人飞行器的导弹末制导律

以反攻击型无人飞行器(AUAV)为工程应用背景。首先,基于导弹与AUAV类目标的非线性相对运动关系模型,给出了导弹的滑模变结构制导。然后,建立了模糊神经网络模型,利用模糊神经网络调整了引起抖振的参数,进一步削弱了滑模变结构制导律中存在的抖振。仿真结果表明:当AUAV作复杂大机动逃逸时,智能制导律能够以较短的时间和较小的指令加速度取得更小的脱靶量,与滑模变结构制导相比该制导律有较大的性能改善。     

细长体飞行器主动弹性抑制控制律设计及分析

针对未来采用大长细比、轻质新型复合材料的飞行器结构模态频率进一步降低、气动伺服弹性问题更加严峻的问题,采用智能变结构控制方法,将广义坐标作为反馈量,并针对静不稳定弹性飞行器设计了纵向姿态控制器;然后,基于李亚普诺夫稳定性理论分析了闭环系统的稳定性;最后,通过定点仿真检验了所设计控制器的时域响应特性和对扰动的鲁棒性。仿真结果表明,当弹性模态频率与刚体频率接近时,与传统的基于陷波滤波器的设计方法相比,增加弹性反馈变量的智能变结构控制方法是一种解决气动伺服弹性问题的有效途径。     

不确定参数摄动的高超声速飞行器滑模控制

针对系统内不确定性参数摄动的高超声速飞行器(Hypersonic Vehicles,HV)模型,考虑到传统气动系数简化模型无法真实反映飞行器的气动特性和高超声速下某些不确定性参数摄动的问题,提出了一种改进的气动系数模型,利用改进模型得到准确的气动系数参数,设计了一种基于某些不确定参数的模糊函数逼近的高超声速飞行器滑模控制器。应用模糊函数的强大函数逼近能力对不确定参数进行逼近,应用非线性最小二乘法对改进的气动系数模型进行参数辨识,并与滑模变结构控制结合,提高了系统的鲁棒性,并实现了对系统指令的稳定跟踪控制。仿真结果表明,飞行器在加入速度阶跃指令和高度阶跃指令后,系统能够保持稳定性,并对不确定性参数具有很强的鲁棒性。     

战略导弹姿态系统的变结构自适应控制研究

文中基于自校正自适应控制器原理，提出一种连续变结构自适应控制系统设计方案。通过对变结构控制中的滑动超平面进行自适应调整，使系统特性得到进一步改善，文中将该方案应用于战略导弹的滚动通道的控制器设计中，通过仿真验证了该方法的有效性和可靠性。     

高超声速飞行器伺服弹性与静不稳定控制方法

针对高超声速飞行器纵向静不稳定和低频结构模态下的气动伺服弹性控制问题,设计了一种双回路结构的鲁棒控制器。内环基于线性变参数(LPV)理论设计变增益控制器,将弹性模型表示成具有仿射参数依赖结构的LPV模型,采用线性矩阵不等式(LMI)求解变增益控制器以保证在任何载荷条件飞行器都具有足够的结构阻尼;外环设计鲁棒控制器实现飞行器对攻角指令的准确跟踪。仿真结果表明,该方法能够主动对结构模态进行阻尼从而达到抑制伺服弹性的效果,同时实现了飞行器纵向短周期模态稳定和对控制指令的高精度跟踪。     

高超声速飞行器的动态滑模飞行控制器设计

基于高超声速航空飞行器的纵向动力学,提出了一种基于动态滑模原理的飞行控制器。在将模型进行输入/输出线性化的基础上,构造辅助的滑模变量,求取了滑模控制量,实现了动态滑模控制的两阶段收敛。证明了传统滑模面以及辅助滑模面有限时间内的收敛特性,并给出了控制器参数所满足的条件。该方法对不连续的控制量输出加以积分作用,有效地降低了普通滑模控制器的抖振现象。在33 528 m高度和马赫数15的平稳巡航条件下的仿真研究表明：与普通滑模控制器相比,动态滑模有效降低了抖振,并且对参数不确定模型具有更好的鲁棒性。     

防空导弹变结构控制器的设计研究

为提高防空导弹控制系统的稳定性，将导弹三通道之间的耦合量处理为单通道未知的有界舵偏干扰，弹体气动参数的非线性变化等效为弹体标称气动参数的有界摄动，设计了一种积分变结构控制器，分析了变结构控制系统滑模的可达性，研究了参数摄动时滑动模态的稳定性。算例表明，所设计的变结构控制器鲁棒性强，对弹体气动参数的非线性变化和外界干扰具有良好的抑制能力。     

连续力矩时间最优姿态机动控制器参数优化设计

研究了时间最优姿态机动的控制器参数优化设计问题。基于一类采用拟欧拉角和绝对角速度为反馈信号的姿态机动控制模型,以其控制器参数为优化变量,机动时间为优化指标,建立了时间最优的姿态机动控制器参数优化模型。采用一类全局收敛的连续模拟退火算法完成了控制器参数的优化设计。仿真结果表明：(1)控制器参数优化可以有效地缩减姿态机动时间,经过优化的控制器参数减少了16．5％的机动时间;(2)模拟退火算法保证了控制器参数优化的全局最优性;(3)机动时间的减小是以增大最大控制力矩为代价的。     

数字式姿态控制系统的离散变结构控制

随着数字计算机的发展，数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统当中。文中针对数字式导弹姿态控制系统，通过对离散变结构控制的研究，提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法，设计了变结构控制律。该变结构控制律在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时，有效地抑制了传统变结构控制的抖振现象。仿真结果验证了文中方法的有效性。     

高超声速飞行器高阶纵向模型的控制器设计和性能分析仿真

采用高阶模型,对于给定的纵向飞行模型,考察其在巡航飞行状态下,升降副翼偏转的纵向分量出现小扰动时的时间响应,并通过极点配置方法,使用三重PID控制器分别优化它的稳定性、收敛速度和其他飞行性能指标,并对此控制器的效率和适用条件进行了讨论,通过数学仿真证明控制器能得到较好的控制效果和适应性.     

变体飞行器LPV建模与内外环鲁棒控制

变体飞行器能够根据复杂的任务、环境等信息自适应地改变本体气动布局，从而达到特定飞行条件下的最优性能。针对一类翼展可自由伸缩的飞行器，研究了基于线性变参数（Linear Parameter Varying,LPV）系统的变体飞行器内外环鲁棒控制问题。采用Jacobian线性化方法建立变体飞行器LPV模型，将双环控制技术拓展到LPV模型中，采用线性二次型最优控制法（Linear Quadratic Regulator,LQR）设计内环控制器，并引入粒子群优化算法（Particle Swarm Optimization,PSO）求出二次型系统的最优权值矩阵，在保证飞行器速度、高度稳定的基础上，有效降低了系统的超调量，提高了控制器的收敛速度。外环加入鲁棒H∞状态反馈控制器，并将输入变量扩展到系统状态中，进一步解决了变体过程中导致的舵偏指令过大的问题，保证了飞行器在变形过程中能够平缓过渡，并证明了该控制器满足二次Lyapunov稳定的线性矩阵不等式（Linear Matrix Inequality,LMI）条件。仿真结果表明：当存在一定的外部干扰时，所设计的内外环鲁棒控制器能够保证飞行器在整个形...     

变体飞行器有限时间切换H∞跟踪控制

针对变体飞行器变形过程中的跟踪控制问题,基于切换线性变参数控制理论建立了变体飞行器模型。为了抑制变形过程中控制器切换和不确定性的影响,保证闭环系统有限时间有界同时满足指定的H_∞性能指标,基于模态依赖平均驻留时间方法和多Lyapunov函数方法,提出一种切换有限时间H_∞跟踪控制器的设计方法,并分析了系统的有限时间鲁棒稳定性,通过求解线性矩阵不等式得到控制器存在的充分条件。仿真结果表明,所提方法能够使飞行器系统准确跟踪指令,且对于控制器切换和不确定性具有鲁棒性,降低了控制器设计的保守性。     

自适应全程滑模变结构在轨迹跟踪上的应用

针对高超声速飞行器(hypersonic reentry vehicle,HRV)轨迹跟踪问题,提出一种自适应全程滑模变结构轨迹跟踪方法。首先,基于最优化理论设计全程滑模面,使系统的轨线一开始便落在切换面上;其次,采用滑模变结构控制与自适应控制相结合的方法,根据辨识结果自动调整控制律,在保证稳定性的同时削弱抖振;最后,采用Lyapunov定理证明系统的稳定性,并在一定的干扰作用下,将所设计的跟踪算法进行数值仿真,通过与二次型调节器(linear quadratic regulator,LQR)跟踪算法进行比较,验证了控制器的有效性。     

基于遗传算法的一类碟形飞行器的控制研究

为了改善传统PID控制器的控制效果，简要介绍了自适应在线遗传算法整定PID参数的控制方法,并将其应用于一类碟形飞行器的纵向控制系统中，仿真结果表明，采用自适应在线遗传算法整定的PID控制器具有良好的控制品质。     

激光制导炸弹控制通道模型参考变结构控制

针对激光制导炸弹侧向控制通道为导引回路的一部分，同时其参数随投放高度和投放速度发生很大变化等特点。给出了一种线性时变系统模型参考变结构控制器的设计方法，并进行了仿真研究，结果表明，所给方法性能优良。