摘要：为提高高速再入飞行器的控制品质,开展了基于非线性动态逆解耦技术及分数阶PI^(λ)D^(μ)(FOPID)的控制技术研究。首先,在时标分离的基础上,建立了飞行器高速无动力再入模型。在此基础上,设计了动态逆分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器进行了三通道解耦控制。仿真结果表明,相对于传统PID控制器,动态逆分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器具有超调量小、响应快、稳态误差小等优点,以及良好的控制品质和鲁棒性,有利于高速飞行器的稳定控制。

摘要：针对空地导弹的制导控制一体化设计问题,给出了基于扩张状态观测器的动态逆设计方法。建立了导弹纵向通道的制导控制一体化模型,使用动态逆方法对导弹进行了制导控制一体化设计。为克服动态逆方法的缺陷,将制导控制系统的建模误差和未知扰动皆视为不确定性,设计了扩张状态观测器并对其进行估计。仿真结果表明,该方法具有较高的制导控制精度,并满足攻击角约束。

摘要：针对一类不确定非仿射严反馈非线性系统,提出一种引入动态逆的线性自抗扰控制器设计方法.首先,利用微分同胚映射将严反馈非线性系统变换为积分串联型系统,然后针对积分串联型系统设计线性自抗扰控制器.提出的线性自抗扰控制器将闭环系统划分为3个时间尺度,其中线性扩张状态观测器位于最快的时间尺度上,用来估计系统的状态和总和扰动,动态逆位于次快的时间尺度上用以求解非仿射情况下的控制律,系统动态位于最慢的时间尺度上.利用奇异摄动理论分析了闭环系统的稳定性和性能.提出的自抗扰控制设计方法同样适用于控制增益不确定的仿射非线性系统.仿真和实验结果验证了提出的线性自抗扰控制器的可行性.

摘要：针对直升机仿真中的飞行控制问题,采用非线性动态逆控制方法设计并实现了直升机的姿态以及航迹控制模型.对直升机运动的各个状态量进行分组,划分"部分逆"回路,分别对各组状态量进行控制回路设计,内外环回路分别采用动态逆方法进行设计.通过内外环回路的解算,实现直升机对输入姿态角的跟踪以及对过载的控制,进而实现航迹控制.动态逆的非线性飞行控制模型设计,使直升机运动方程的非线性和线性部分兼容,较好地实现系统动态特性的解耦,简化了直升机控制系统设计,实现了直升机的各种机动动作.以黑鹰直升机数据为例,对模型进行了验证,结果显示:各控制通道的输出响应速度较快,控制结果较好.

摘要：将导弹动力学分离为快变状态动力学子系统和慢变状态动力学子系统,分别进行非线性动态逆控制设计。应用基于李雅普诺夫稳定性的鲁棒控制方法,设计出期望的慢变动力学和快变动力学,以保证动态逆控制系统对气动系数摄动的鲁棒稳定性。给出了通过构造动态反插值表,由力矩系数指令反解舵偏角指令的反插值方法。动态逆方法所需要的速度指令、滚动角指令及其一、二阶导数通过滤波器得到。对过载回路的稳定性问题和跟踪误差进行了定性分析,给出了过载回路的无静差设计方案,作为对动态逆的补充设计。给出了导弹控制系统六自由度数学仿真结果。

摘要：针对无人自主飞艇上升或下降的速度控制问题,提出了一种基于神经网络自适应动态逆控制的飞行速度控制设计方法。基于自主飞艇浮力控制系统的配置状况,建立了飞艇飞行速度的数学模型。引入速度控制系统的参考模型,并利用神经网络学习功能,获得非线性控制系统的动态逆;通过引入速度误差的非线性补偿项,自适应补偿整个控制系统由于动态特性变化引起的误差,克服包括参数摄动与外界扰动在内的各类不确定性因素的影响,实现飞艇对期望速度的稳定跟踪。最后仿真结果表明,所提出的控制方案对无人自主飞艇的飞行速度具有良好的控制效果,从而验证了控制系统设计的有效性。

摘要：质量矩控制是一种全新的飞行控制方法,与广泛应用的空气动力控制相比,可以避免飞行器在超高马赫数飞行时舵面的气动加热问题,而且,可以提高飞行器的机动性和敏捷性。以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础,通过对模型合理的简化,得到一个耦合的非线性动力学系统。考虑到系统的鲁棒性要求和三个滑块的协调控制问题,应用双时标分解的方法,提出将拦截弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学。然后,设计了拦截弹模糊动态逆飞行控制系统,分别针对快变和慢变子系统,提出了一种基于模糊神经网络(FNN)的动态逆误差补偿方法,可以有效地抑制气动参数摄动而引起的控制系统性能的下降,提高了控制系统的鲁棒性。仿真结果表明系统性能指标满足设计要求,只需微调滑块位置,即可以实现拦截弹的飞行控制。

摘要：针对导弹六自由度非线性模型,根据时标分离原理将导弹系统分为快慢不同的4个回路.以快回路和较慢回路为例,提出在快回路和较慢回路中设计动态逆控制器以实现非线性解耦控制,并在较慢回路中设计鲁棒分散控制器以补偿整个控制系统的不确定性及干扰.鲁棒分散控制器结构简单,且不依赖于被控对象精确的数学模型.仿真结果表明,按照该方法设计的导弹闭环控制系统具有良好的稳态性能和动态性能,鲁棒性强.

摘要：为了提高反舰导弹的突防能力,有效规避敌方舰空导弹的拦截,完成精确打击目标的战术要求,从便于工程实现的角度出发,应用时标分离的方法,将弹目相对运动模型分离为2个一阶的动力学子系统,这2个子系统分别对应于视线角速率层(慢动力学系统)和自动驾驶仪惯性滞后层(快动力学系统),对这2个子系统分别进行动态逆控制设计,设计了一种能够实现反舰导弹主动规避机动的动态逆导引律.通过控制视线角速率跟随期望视线角速率有界振荡,并控制视线角速率在末制导终端趋于零,来控制反舰导弹的弹道变轨.所设计的导引律考虑了自动驾驶仪的动态特性,并对目标的机动信息进行了估计,能够在保证打击精度的同时,实现导弹自身的规避机动,设计方法简单实用,利于工程实现.仿真结果验证了方法的正确性和有效性.

摘要：考虑高超声速飞行器再入过程中存在气动舵低效的问题,提出了质量矩/气动舵复合控制方式,研究了这两类执行机构的复合控制分配问题,并针对高超声速飞行器强非线性和不确定性的对象特性,基于神经网络方法设计了自适应动态逆姿态控制系统。首先给出了质量块配置原则以及质量矩/气动舵复合控制模型;其次,为获得良好的控制分配精度并保证较小的执行机构能耗,基于二次规划方法设计了质量矩/气动舵复合控制分配策略;再次,利用神经网络权值的自适应调整来逼近系统中存在的不确定性,补偿动态逆误差,设计了基于神经网络的自适应动态逆控制器。最后,通过仿真验证了文中控制分配策略和自适应动态逆方法的有效性。