首先, 针对光电稳定平台滑模控制中普通滑模趋近率对系统造成的抖振、收敛较慢的问题以及对于系统转动惯量摄动的抑制问题, 提出了一种在指数趋近率基础上引入系统状态和跟踪误差的状态误差趋近率, 系统状态点在滑动过程中使误差减小, 从而控制增益逐渐减小, 误差满足允许误差范围内时稳定在原点附近, 减小了抖动, 加快了收敛速度。其次, 又针对光电稳定平台跟踪时框架系统的低速性造成不可避免的转矩扰动, 提出了一种基于LurGre摩擦模型的自适应滑模控制方法, 建立了包含该摩擦模型的机电伺服控制模型。最后, 利用李雅普诺夫函数验证了控制器的稳定性, 通过Matlab仿真加以证明该控制器比传统的控制方法具有较强的鲁棒性和较好的跟踪精度及抗干扰能力。

提出了一种基于改进指数趋近律的滑模控制器的无人机编队建模与控制方法。首先采用弹性系统模型对无人机编队进行动力学分析, 把每个无人机看作一个质量点, 无人机之间的位置关系可以视为编队控制时的约束力; 在此基础上采用一种固定的通信拓扑, 对编队平衡状态进行分析, 建立无人机编队的动力学模型。同时利用一种基于改进指数趋近律的滑模控制器实现无人机编队协同控制, 以此加快系统稳定的收敛速度, 削弱传统滑模控制器的抖振现象, 保证无人机编队协同控制的稳定性。最后,通过实际无人机编队飞行试验来验证无人机编队动力学模型的可行性与无人机编队控制器的稳定性。

针对信息物理系统遭受虚假数据注入攻击和有限通信带宽等问题,提出一种鲁棒安全事件触发滑模控制方法。首先,利用异常检测机制的阈值信息,获取虚假数据注入攻击的上界信息。然后,引入事件触发机制,并结合估计的攻击上界信息,设计鲁棒安全事件触发滑模控制方法。利用李雅普诺夫稳定性理论证明所提方法的有效性,并证明设计的方法不存在芝诺现象。最后,仿真实例表明本研究设计方法能以最小事件触发次数确保系统安全稳定运行,节约了通信资源。

利用自适应动态规划算法, 研究了带有扰动的导弹自动驾驶仪系统的鲁棒最优控制问题。首先, 设计了非线性扰动观测器估计系统中的未知扰动; 接着, 考虑一类积分滑模面, 根据扰动观测器的输出, 设计积分滑模控制器, 使得系统沿着滑模面进入滑动模态运动; 然后, 针对等效滑动模态系统, 设计带有新权值更新律的评价网络, 利用自适应动态规划技术自适应学习最优控制律, 通过Lyapunov方法证明了闭环系统的稳定性和权值估计值的收敛性; 最后, 运用导弹自动驾驶仪系统验证了算法的可行性和有效性。

内外框架间的耦合力矩、非线性摩擦和未建模动态是影响双框架控制力矩陀螺框架系统高精度角速率伺服控制的主要因素。为提高框架系统的干扰抑制能力, 保证框架系统输出角速率精度, 本文提出了一种基于非线性级联扩张状态观测器和滑模控制的复合扰动抑制方法。框架系统中的所有干扰都被认为是集总干扰并由设计的NCESO估计, 通过滑模控制可从系统输出通道中消除集总干扰的影响。最后, 将本文提出的控制方法与线性级联扩张状态观测器和状态反馈结合的复合控制方法进行了对比仿真实验。仿真和实验结果表明, 本文提出的方法具有更好的干扰抑制和动态响应性能, 内框架角速度波动从0.5 (°)/s减小到0.2 (°)/s, 外框架角速度波动从0.45 (°)/s减小到0.15 (°)/s; 跟踪正弦参考信号时, 速度跟踪误差从1.8 (°)/s减小到1.2 (°)/s, 相位滞后从8°减小到1.3°。

为提高导引头稳定平台抗扰性, 提出了一种导引头稳定平台的扰动补偿及改进滑模控制策略。首先根据扰动特点将扰动分为摩擦力矩和“剩余扰动”两部分, 基于Stribeck摩擦模型辨识摩擦参数, 并进行摩擦力矩补偿; 采用扩张高增益观测器对“剩余扰动”进行估计, 并给出了扩张高增益观测器的收敛条件。然后设计了改进滑模控制器作为稳定回路的控制器实现伺服控制, 采用Lyapunov函数证明其稳定性。最后, 搭建测试系统分别进行了稳定平台性能测试和导引头性能测试, 用于验证跟踪和抗扰效果。实验结果表明, 跟踪1 (°)/s的梯形波时, 提出的控制器有效地补偿了摩擦, 同时稳态精度提高了0.032 8 (°)/s; 给定三轴转台典型幅值和频率扰动下, 采用提出的控制器时系统隔离度至少提高了0.57%。表明提出的控制器改善了系统抗扰性。

根据新型电液伺服阀的驱动要求, 设计了叠堆式超磁致伸缩致动器(SGMA), 为补偿其固有的非线性, 提高位移输出精度, 研究了SGMA的控制策略, 并对控制策略进行了仿真和实验验证。首先, 采用永磁体和GMM棒交替排布的结构形式设计了SGMA, 有助于提高偏置磁场的均匀性; 然后, 根据SGMA的结构特点, 将其视为多自由度振动系统, 建立了系统的位移输出模型; 接着, 在输出模型的基础上, 结合模型预测控制与滑模控制策略, 设计了模型预测滑模控制器; 最后, 进行了控制策略仿真和实验验证。实验结果表明, 模型预测滑模控制器能够实现SGMA的精密控制。在阶跃控制实验中, 系统稳定时间低于1.5 ms, 无超调和稳态误差; 在正弦控制实验中, 系统最大控制误差约为0.83 μm, 相对值约为6.9%, 证明了控制策略的有效性。

为了提高导引头稳定平台抗扰性及速度稳态跟踪性能, 提出了一种基于扩张状态观测器(Extended State Observer, ESO)的双积分滑模控制器 (Double Integral Sliding Mode Controller, DISMC)。首先, 采用二阶扩张状态观测器对系统的未知扰动进行估计; 然后, 采用了双积分滑模控制器实现了系统的低稳态误差跟踪, 同时采用了改进的幂次趋近律来削弱控制系统的抖振影响; 最后, 采用导引头稳定平台进行目标跟踪实验和隔离度性能测试。实验结果表明, 与传统基于扰动观测器(Disturbance Observer, DOB)的PI控制方法相比, 跟踪3 (°)/s的梯形波时, 在提出的控制器作用下速度跟踪快速性提高了48 ms, 跟踪误差标准差提高了0.0131 (°)/s。同时用转台模拟弹体扰动分别为sin(πt)°、3sin(5πt)°、7sin(2πt)°时, 系统的隔离度分别提高了2.91%、0.45%、0.7%, 表明基于扩张状态观测器的双积分滑模控制器对导引头稳定平台具有较强的抗扰性和较好的跟踪性能。

针对四旋翼欠驱动、强耦合非线性系统轨迹跟踪问题, 提出了一种滑模轨迹跟踪控制策略。基于典型牛顿-欧拉动力学模型, 无人机控制系统分为了全驱动子系统(ψ, z)和欠驱动子系统(x, y, φ, θ)。全驱动子系统先通过终端滑模控制器使变量ψ, z收敛到理想值, 然后二阶滑模控制器实现欠驱动子系统中变量x, y, φ, θ的有效跟踪, 二阶滑模控制器滑模面参数通过Hurwitz稳定性理论设计。控制器通过Matlab/Simulink进行仿真, 仿真结果表明,设计的控制器位置和姿态控制具有良好的位置、角度跟踪效果, 且具有很好的鲁棒性。

为了去除不定积分环节产生的直流偏置项, 提出了一种基于“一次移动平均法”的改进积分算法。利用一个整数周期的积分信号值构成一个集合, 计算出集合的算术平均值作为瞬时直流偏置, 将原积分信号减去该直流偏置, 最终可得到无直流偏置项的积分信号。为实时更新直流偏置, 在每个时钟上升沿将一个积分信号的新采样值加入集合尾部, 并去除集合首部的数值点, 从而确保集合长度维持固定值并能实时反映出最新的直流偏置。以FPGA为信号处理平台, 采用Modelsim仿真和实验测试相结合的方法验证了该算法的可行性。该方法已成功用于电磁式微陀螺仪的滑模控制器之中。同已有方法相比, 该积分算法复杂度低、实时性好、易于实现。