摘要：首先采用Terminal吸引子函数代替原不连续函数,以避免滑模微分器的抖振;然后针对现有文献中高阶滑模微分器设计参数选取苛刻这一问题,放宽了设计参数选择范围,并分不同情况证明了高阶滑模微分器的稳定性.在此基础上,给出了高阶滑模微分器估计误差的上界与设计参数和滑模微分器阶次的关系式;通过对设计参数的选取和系统整体结构的分析,提出了高阶滑模微分器减小估计误差且更适于工程应用的设计方法,并给出所需条件.仿真结果表明了所得结论的正确性和有效性.

摘要：针对带有状态输出有界约束的一类不确定仿射非线性系统,提出一种单向辅助面滑模控制器设计方法.该方法通过将状态量的约束条件引入单向辅助面的设计,并利用单向辅助面构成系统状态输出量正不变集的边界,以保证系统状态能够满足状态输出量的约束条件.随后给出了该方法稳定性以及单向辅助面构成正不变集的理论证明,并通过仿真验证了所提出的设计方法的有效性.

摘要：对于高阶非线性系统,首先采用改进的高阶滑模微分器作为间接干扰观测器,获得前n-1个子系统中的非匹配复合干扰的估计值,证明了估计误差可任意小.为避免代数环,设计了三种方案获得最后一个子系统中非匹配复合干扰的估计值,并证明了估计误差有界.在此基础上设计递阶Terminal滑模控制器,证明了控制器参数非奇异及结构非奇异,并给出所需条件.最后,证明了系统稳定,跟踪误差可任意小.近空间飞行器姿态控制仿真验证了本文结论.

摘要：为加快Terminal滑模收敛速度,并避免控制器奇异,首先分析了Terminal滑模产生奇异的原因,基于李代数给出Terminal滑模控制器非奇异判据。然后,设计了两种新型非奇异快速Terminal滑模,其收敛速度在任意点均快于现有标准快速Terminal滑模;给出了收敛时间公式。将新型快速Terminal滑模与动态滑模相结合,避免了控制器抖振,设计了近空间飞行器快、慢回路控制器。采用改进的非线性干扰观测器逼近近空间飞行器复合干扰,进一步提高控制精度。基于Lyapunov理论,严格证明了系统的稳定性。最后,进行了仿真验证。

摘要：首先利用Terminal吸引子函数代替高阶滑模微分器中的不连续函数,以避免抖振;然后在高阶滑模微分器每一层滑模面中增加快速收敛项,以提高收敛速度,并分别针对不同情况证明了快速高阶滑模微分器的稳定性,给出了估计误差的具体表达式,提出了一种抑噪设计方法;最后比较了快速高阶滑模微分器与标准高阶滑模微分器的收敛时间和误差,总结了快速高阶滑模微分器的一般设计方法,并通过仿真结果表明了所得结论的正确性和有效性。

摘要：针对飞控系统设计面临的各种问题,研究了一种基于图形化建模语言、支持模型驱动开发的飞控系统数字样机设计技术。基于Rhapsody,STATEMATE,Simulink等搭建了用于飞控系统数字样机设计的支撑平台,研究了基于支撑平台的飞控系统数字样机设计流程及数字样机的四个不同侧面;以一小型无人机飞控系统为例,详细介绍了其数字样机设计,并进行了两个层次的检查和仿真验证。设计实践表明该方法能有效缩短设计时间,提高设计质量,支持后期软件的模型驱动开发,适用于各类飞行器控制系统数字样机的设计。

摘要：研究了一种基于SysML与Simulink的飞控系统概念样机设计方法。首先分析了SysML相对于UML的扩展及其比STATEMATE/UML更适合飞控系统概念样机设计的原因;其次,为了实现对飞控系统概念样机设计过程的完整支持,研究了一种实现SysML与Simulink模型集成及协同仿真的SysML扩展机制,分析了扩展机制需要解决的关键问题以及扩展机制的Profile定义;最后,以一无人飞行器飞控系统Predator为例,基于SysML与Simulink对其概念样机进行了设计,并进行了仿真验证。设计实践表明该方法能有效支持飞控系统概念样机设计。

摘要：针对一类存在不确定性和外干扰的非线性系统滑模控制的抖振问题,本文首先证明了以高斯函数为隶属度函数的模糊基向量对状态向量的偏导在任意情况下有界,解决了模糊辨识同二阶动态滑模结合的关键问题.然后设计了二阶动态Terminal滑模,有效克服了滑模抖振,且能保证滑模面上的滑动在有限时间内收敛.再基于模糊干扰观测器的输出设计自适应鲁棒补偿项.基于李雅普诺夫理论证明了系统稳定性.最后将本文提出的控制方案用于近空间飞行器姿态角跟踪仿真,并分析了高阶动态滑模收敛时间增加的问题.结果表明本文提出的控制方案跟踪速度快、精度高,且有效去除了抖振.与常规Terminal滑模相比,二阶动态Terminal滑模增加的收敛时间非常有限,适于工程应用.

摘要：对具有非匹配不确定的高阶非线性系统,采用改进的高阶滑模微分器获取已知状态的任意阶微分估计值,再以恰当阶次的状态微分估计值之差,得到非匹配不确定项及其微分的估计值,证明了其误差任意小.为避免奇异性和抖振,采用两种方案设计了滑模控制器,并设计鲁棒项提高系统鲁棒性.基于Lyapunov理论证明了系统稳定性.同现有其他方法相比,该方法具有适用范围更广、收敛速度快、控制精度高、运算量小、保守性低等优点.最后仿真证明了本文所有结论.

摘要：针对近空间飞行器(NSV)在高超音速飞行时气动参数变化剧烈且容易受到外界干扰的特点,提出快速自适应干扰观测器抗干扰方法.建立近空间飞行器的数学模型,进行抗干扰自适应观测器的设计.通过调整自适应参数和设计补偿项的自适应律,在自适应律中增加非线性指数项,提高了干扰观测系统对复合干扰的逼近速度,使其能够在有限时间内将系统误差收敛为零.对闭环系统性能进行严格的理论分析.在高超声速条件下对NSV进行仿真验证,结果表明,设计的控制方案具有更好的快速性和收敛性.