基于LMI的磁悬浮列车姿态H∞／H2混合控制

针对目前新型的单轨磁悬浮列车姿态控制问题，建立了磁悬浮列车姿态的状态空间模型，在对该模型进行线性化后，设计了基于ＬＭＩ的Ｈ∞／Ｈ２混合控制器，有效地控制了列车运行时发生的车厢上下振动及其倾斜，通过系统仿真，得到此种控制器具有良好的控制性能。     

空间飞行器大角度姿态机动控制能量优化

空间飞行器姿态控制系统以开关式小推力器为执行机构, 为实现该飞行器在执行Rest-to-Rest大角度姿态机动任务的过程中消耗燃料最小化,从姿态控制律设计和姿态机动指令设计两方面出发进行能量优化.首先, 给出了空间飞行器6个脉冲式姿控发动机布局, 建立了用四元数描述的空间飞行器大角度姿态机动非线性控制系统的数学模型.在此数学模型的基础上,设计了一种空间飞行器三轴大角度姿态机动非线性PD控制律,并用Lyapunov方法证明了非线性姿态控制系统的稳定性.设计了三轴姿态控制中6个脉冲式姿控发动机的分配逻辑.为了配合开关式小推力器以脉冲宽度调制方式近似输出连续型控制量并减少燃料消耗,在非线性PD控制律中引入了3个开关门限,并应用粒子群与遗传算法优化选取这些开关门限.在Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计中,提出了一种令欧拉角匀速变化的角速度和四元数指令规划方法,提高了姿态控制系统的瞬态响应品质,并相对于阶跃型指令明显减少燃料消耗.结果表明,数值仿真验证了非线性控制律的开关门限设计,以及Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计在减少燃料消耗方面的有效性.     

汽车主动悬架H2/H∞多目标优化控制

为协调主动悬架各项相互冲突的性能,采用基于H₂/H_∞混合控制进行约束优化,解决半车电液主动悬架系统多目标优化控制问题。选择路面扰动到悬架质量垂直加速度和俯仰角加速的闭环传递函数的H₂范数为平顺性指标,路面扰动到悬架动行程、主动控制力和轮胎动位移的闭环传递函数的H_∞范数为操纵稳定性指标,选择合理的γ₁值,最终求出全状态最优控制律。仿真中假设平整路面上有一个包块,作为路面扰动脉冲输入,将该控制方案与半车被动悬架的时域仿真结果进行对比。结果表明该方案较好地解决了舒适性与操纵稳定性指标之间的矛盾。     

弹性飞机的混合H2/H∞最优PID控制器设计

针对弹性飞机强鲁棒性、低阶次、低增益鲁棒控制器的设计问题,以某弹性飞机12阶模型为研究对象,研究了基于弹性飞机降阶模型的混合H2/H∞最优PID控制器的设计。首先基于平衡截断法得到了6阶降阶模型。然后,根据全阶模型和降阶模型的频域降阶误差选取了合适的鲁棒加权函数。之后,给出了系统跟踪误差的H2范数的一种简化计算方法用于计算H2范数优化设计指标。最后使用粒子群优化算法进行了混合H2/H∞最优PID控制器参数的优化得到了最优PID控制器。仿真结果表明,与H∞混合灵敏度控制器相比,混合H2/H∞最优PID控制器阶次更低,并能同时镇定参数和非参数两种不确定性具有更强的鲁棒性;对弹性形变有较好的抑制作用,对刚性模态也取得了很好的控制效果。     

小卫星大角度姿态机动的变结构控制方法

大角度姿态机动是高分辨率遥感小卫星的关键技术之一,在反作用轮速率饱和限制条件下,为获得较短的机动时间,在极大值原理和变结构控制理论的基础上,提出分步优化的方法,设计了次最优控制,避免了直接优化控制存在的困难,仿真结果表明：控制算法能在反作用轮速率饱和限制条件下较快地实现姿态大角度机动,具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。     

具有大型天线的卫星姿态大角度机动解耦控制

为了解决卫星-天线系统的耦合动力学问题,利用一种三自由度驱动与测量机构连接天线臂与卫星平台并控制天线指向.通过该机构在卫星姿态控制系统中引入前馈控制来补偿反作用力矩,从而实现卫星平台与天线之间的解耦控制.在卫星姿态大角度机动条件下建立带有解耦机构的卫星-天线系统动力学模型.以该模型为基础设计姿态大角度机动的控制方案并进行仿真验证.仿真结果表明解耦控制方法将卫星姿态稳定度提高了两个数量级.解耦控制方法能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定度.     

小卫星姿态大角度机动联合控制算法

由于星上能源需求、空间目标探测和地面目标跟踪定向的要求,小卫星必须具备姿态大角度机动能力。基于磁力矩器和反作用飞轮联合控制,提出了一种绕瞬时欧拉轴旋转的机动控制算法。该算法根据运动学原理规划姿态机动的时间最短轨迹设计控制器进行跟踪,以实现时间较短的姿态大角度机动控制。仿真结果表明,算法鲁棒性好,设计简单且易于在轨实时计算,显著减少了反作用飞轮在机动过程中的饱和机会。     

输入受限空间飞行器大角度机动控制器设计

研究了控制力矩受限时空间飞行器的大角度姿态机动控制问题。为克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题,文中使用四元数形式的微分方程来描述飞行器的运动。首先运用Lyapunov方法,然后根据能量重置耗散思想,基于非线性脉冲混杂系统的扩展La-Salle不变集原理,设计了混杂脉冲大角度调节器。仿真结果表明:控制算法能在输入力矩有限的条件下较快地实现姿态大角度机动,具有设计简单、易于工程实现的特点。     

长时延网络控制系统的H2／H∞混合控制

提出了具有长时延的网络控制系统的一种新模型,利用信息接收缓冲区将不确定的长时延转变成在几个确定时延间进行转换,从而将延迟扩大化的程度减小。根据离散马尔可夫跳跃线性系统理论,提出了网络控制系统的H2/H∞混合控制问题,得到通过求解线性矩阵不等式来获得鲁棒均方稳定的跳跃反馈控制器的设计方法,设计出的控制器计算简单且易实现。将结论应用到三容系统中,仿真结果表明了此方法的有效性和优越性。     

多轴转向车辆转向系统的H2／H∞混合控制

推导了多轴转向车辆三自由度动力学模型,用Matlab软件和H2/H∞优化控制理论,设计了三自由度多轴转向车辆横摆率跟踪控制的H2/H∞混合最优控制器,建立了理想跟踪目标模型.以三轴转向车辆为对象,分析了该控制器对多轴转向车辆转向性能的影响.仿真分析结果表明,H2/H∞混合最优控制器使得多轴转向车辆具有很好的系统性能,同时保持了良好的鲁棒性能,提高了车辆的转向性能,保证了多轴转向车辆的安全性和操纵稳定性.     

固定结构混合H2／H∞控制器参数的全局优化

首先运用增广Hermite-Biehler定理，解析地给出使任意给定(稳定或不稳定)被控对象闭环稳定的控制器参数取值域．然后，在该参数取值域内运用遗传优化算法得到了满足指定混合H2／H∞性能指标的Pareto最优控制器参数值．仿真例子验证了该方法的有效性．     

柔性航天器大角度姿态机动的变论域分形控制

针对具有开环树状拓扑结构的柔性多体航天器,基于真一伪坐标形式的拉格朗日方程,建立柔性多体航天器的动力学模型,充分考虑了柔性航天器的时变与不确定性的动力学特征,设计了改进的变论域分形模糊控制器,并对该系统进行了仿真验证．仿真结果表明,该方案回避了实时计算收缩因子所导致的论域范围实时收缩的缺点,实现了对柔性多体航天器大角度...     

新型混合H_2/H_∞控制策略的研究

研究了混合H2/H∞控制问题,在保证系统一个输出满足给定H∞干扰衰减约束下,使另一个输出的H2性能指标最小,在此基础上,推出了一个控制器存在的约束条件,给出了控制器的求解方法,并以数值实例证明了所提算法是可行的.     

新型混合H2／H∞控制策略的研究

研究了混合H2／H∞控制问题,在保证系统一个输出满足给定H∞干扰衰减约束下,使另一个输出的H2性能指标最小,在此基础上,推出了一个控制器存在的约束条件,给出了控制器的求解方法,并以数值实例证明了所提算法是可行的。     

模糊时滞系统基于状态反馈的H2/H∞控制

考虑一类连续模糊时滞系统基于状态反馈的H2/H∞控制问题.目的是设计模糊状态反馈控制器,使得闭环系统渐近稳定,且闭环系统满足给定的H∞性能指标,同时给定的二次成本函数有上界.利用线性矩阵不等式方法,给出了该问题可解的充分条件.分析表明,期望的状态反馈控制器可通过求解一组给定的线性矩阵不等式而得到.仿真结果验证了所提出方法的有效性.     

分散H2／H∞控制的LMI方法

描述了大系统分散Ｈ２／Ｈ∞状态反馈控制问题,提出了存在分散Ｈ２／Ｈ∞状态反馈控制器的参数化定理和２种设计方法;直接线性矩阵不等式（ＬＭＩ）方法和迭代ＬＭＩ（ＩＬＭＩ）方法,并用实例说明了这２种方法的应用,理论和实验结果表明,所获得的状态反馈矩阵具有块对角结构,闭环系统稳定且能优化闭环传递函数的Ｈ２／Ｈ∞性能指标。     

混合H2／H∞控制问题的降阶控制器

考虑混合H2／H∞控制问题的降阶控制器的设计问题．基于线性矩阵不等式（LMI）,分别‘给出了连续和离散情形下混合H2／H∞问题的降阶控制器的设计．     

长时延网络控制系统的H_2/H_∞混合控制

提出了具有长时延的网络控制系统的一种新模型,利用信息接收缓冲区将不确定的长时延转变成在几个确定时延间进行转换,从而将延迟扩大化的程度减小。根据离散马尔可夫跳跃线性系统理论,提出了网络控制系统的H2/H∞混合控制问题,得到通过求解线性矩阵不等式来获得鲁棒均方稳定的跳跃反馈控制器的设计方法,设计出的控制器计算简单且易实现。将结论应用到三容系统中,仿真结果表明了此方法的有效性和优越性。     

H2/H∞鲁棒控制器设计的线性矩阵不等式方法

对于一类同时具有H2和H∞性能指标约束的线性系统,基于线性矩阵不等式处理方法（LMI）,设计了系统的状态反馈控制器。通过LMI工具箱提供的求解器,可以方便、有效地得到所求控制器的参数化表示。仿真结果表明了混合H2/H∞控制对干扰抑制的有效性。     

Mixed H2/H∞ State Feedback Attitude Control of Microsatellite Based on Extended LMI Method

For the appearance of the additive perturbation of controller gain when the controller parameter has minute adjustment at the initial running stage of system,to avoid the adverse effects,this paper investigates the mixed H_2/H_∞ state feedback attitude control problem of microsatellite based on extended LMI method.Firstly,the microsatellite attitude control system is established and transformed into corresponding state space form.Then,without the equivalence restriction of the two Lyapunov variables of H_2 and H∞performance,this paper introduces additional variables to design the mixed H_2/H_∞ control method based on LMI which can also reduce the conservatives.Finally,numerical simulations are analyzed to show that the proposed method can make the satellite stable within 20 s whether there is additive perturbation of the controller gain or not.The comparative analysis of the simulation results between extended LMI method and traditional LMI method also demonstrates the effectiveness and feasibility of the proposed method in this paper.