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：目的是选用普通舵系统来设计一种低成本高性能飞航导弹过载数字控制系统。这种情况下舵系统的动态特性将不能忽略。假设舵系统具有一阶动态特性,导弹的单通道(例如纵向通道)成为一个三阶的被控对象。应用三时标分离的方法将导弹动力学(含舵系统)分离为3个一阶的动力学子系统,这3个子系统分别对应于过载层(慢速子系统)、角速度层(中速子系统)和角加速度层(快速子系统),对这3个子系统分别采用Adams-Bashforth数值方法进行离散化、并进行离散化动态逆控制设计,应用李雅普诺夫综合法,分别设计出期望的慢、中、快离散动力学子系统。给出了各子系统带宽参数的选择方法。仿真结果验证了本文方法的正确性和有效性。

摘要：针对喷水推进船舶机动过程中的航向控制和航速损失的问题,提出一种基于时标分离的航向航速控制系统结构,将航向和航速之间的耦合归结为系统之间的干扰,利用反步法在不匹配不确定系统设计中的优点,以及滑模控制对系统干扰的抑制能力和动态逆对反步设计中逆求解精确性的提高能力,分别设计航向反步滑模控制器和航速反步动态逆控制器,解决船舶机动过程中航向和航速的稳定控制问题。

摘要：针对微型无人直升机惯性参数不确定并受外部扰动的情况,提出了一种新的自适应路径跟踪控制方法。该控制方法采用了双回路结构,外回路结合无人直升机的特点,设计了基于制导律的路径跟踪控制器,通过控制无人直升机升力和姿态完成对期望路径和期望速度的跟踪;内回路设计了基于L1自适应算法的姿态控制器,经自适应律对惯性参数以及外部扰动进行实施估计和补偿,通过控制无人直升机的力矩达到跟踪期望姿态的目的。双回路控制器能够避免设计欠驱动系统带来的问题和困难,并由时标分离原理,能够证明有惯性参数不确定性和扰动情况下的系统跟踪误差一致有界。最后,对所设计的控制方法进行了数值仿真与飞行实验,验证了控制算法的可行性和性能。

摘要：提出了高机动非线性导弹自动驾驶仪的动态面控制器设计方法,该方法基于光滑二阶动态滑模,所设计的虚拟控制足够光滑,在利用反步法设计内环控制器时不需要进行积分滤波,克服了反步法所带来的项数膨胀问题。二阶动态滑模控制器能够对非匹配不确定性或未建模动态进行补偿,并且比传统滑模有更高的跟踪精度。在考虑了系统不确定性和外部干扰的情况下,仿真结果显示所设计的控制器有较强的鲁棒性和控制精度。

摘要：四旋翼飞行器为欠驱动形式,其模型存在强耦合、大不确定性的特征,需设计具有强抗扰和强鲁棒能力的控制器以提升四旋翼飞行性能。首先建立包含结构参数不确定性的四旋翼飞行器动力学模型,分析其特性并基于时标分离原则进行模型的双回路划分。利用小角度假设对模型进行线性化处理并求取模型的状态空间表达形式,给出满足不确定性区间内稳定控制要求的鲁棒控制律,并采用Lyapunov理论进行控制律的全局收敛性证明。为增强控制器的抗扰性,利用Super-twisting算法设计了滑模干扰观测器对外部扰动进行观测并予以补偿。仿真结果表明,所设计的基于滑模观测补偿的鲁棒动态逆控制器在应对较大结构不确定性和外部扰动情况具有良好的控制品质。

摘要：为了使红外成像导引头能够稳定、精确地跟踪目标,必须保证目标视线始终位于侧窗允许的视场范围之内.本文以美国THAAD拦截弹动能杀伤器导引头为研究对象,建立了目标视线角与弹体前部的动能杀伤器(kinetic kill vehicle,KKV)弹体姿态角之间的联系,根据测得的目标视线的变化及时调整KKV弹体姿态.为了进一步拓展研究思路,使控制量为连续形式的控制方法也能够用于KKV弹体的姿态控制,基于时标分离原理设计了控制器,并利用脉宽脉频调制将连续控制变量转换为离散常值输出力矩.仿真试验表明,当导引头处于跟踪阶段时,所设计的控制律能够使滚转角速度保持为0,滚转角保持不变,而俯仰角、偏航角准确跟踪指令值,整个过程中实现了姿态角的精确跟踪.

摘要：提出了一种新的多导弹攻击时间与攻击角度制导,其制导过程分为精确时间及粗略角度控制阶段和精确角度控制阶段。第一阶段:先将攻击时间控制问题转化为攻击距离跟踪问题,并将导弹导引模型转换为以弹目距离为输出的二阶非线性模型;然后估计各枚导弹到达时间,并据此指定攻击时间,再由指定攻击时间来设计期望的弹目距离;最后对此攻击距离跟踪系统采用时标分离的方法设计慢子系统和快子系统,针对这两个子系统分别进行动态逆设计,同时考虑对攻击角度进行粗略控制。第二阶段:在第一阶段控制的基础上,进一步采用变结构制导律,实现对攻击角度精确控制。另外,本文给出了一种考虑攻击角度的攻击时间确定方法。仿真结果验证了本文给出方法的有效性。

摘要：针对推力矢量飞机大迎角飞行纵向控制,提出一种鲁棒动态逆方法.对时标分离非线性动态逆的内外回路控制结构进行修改,通过坐标变换得到一个弱非线性系统;然后对该系统模型的已知部分和不确定部分同时进行小扰动线性化,转化得到线性不确定系统;在此基础上利用综合方法设计鲁棒控制器.该方法能够为非线性动态逆控制提供鲁棒稳定性和鲁棒性能保证,并可回避时标分离问题.仿真结果验证了所提出方法的有效性.

摘要：研究了具有大离轴角及越肩发射能力的敏捷导弹初始段敏捷转弯的控制方法,用反作用喷气控制系统来提供大角度敏捷转弯时大攻角飞行的控制力矩。首先利用时标分离的思想将导弹姿态控制系统的运动学部分和动力学部分分别视为慢变子系统和快变子系统,然后应用动态逆和变结构控制相结合来设计各子系统的控制律;最后,在考虑了导弹各个环节非理想因素的情况下,对导弹进行全耦合状态下三通道联合仿真。仿真结果表明所提出的控制方法,能够有效消除敏捷导弹大角度姿态机动时的结构参数变化以及各种外部干扰的影响,可以很好地控制导弹的大迎角机动飞行,鲁棒性强,简单易行,具有一定的实用性。