自动驾驶仪的一种自适应极点配置设计方法

本文主要讨论了战术导弹自动驾驶仪的自适应控制设计。文中以简化的导弹自动驾驶仪的差分方程为控制对象,采用衰减记忆最小二乘法直接识別弹体的时变参数,再应用极点配置控制方法计算出反馈控制量,实现系统的闭环自适应控制。数字仿真结果表明,在改善象自动驾驶仪这样的随机控制系统的性能方面,极点配置自校正控制是一项行之有效的方法。     

自适应控制方法的直接命中目标本体的平行接近制导律

本文在最少量测条件下采用视线角速度ｑ趋于零的指标函数和低阶等效辨识模型与快速自适应控制方法实现了战术导弹的平行接近制导律。这种最优制导律可以实现直接命中目标本体，实现一弹多用，可以用于反导弹的控制。能使制导装置简化并使其尺寸和重量减小，算法简单易于工程使用。经过大量数学和半实物仿真试验表明，上述成果可应用于实际工程当中。     

方位角约束自主交会变结构制导律设计

针对空间交会视线相对运动动力学模型具有时变非线性和参数不确定性的特点,提出了一种基于非线性滑动模态的自主交会变结构制导算法。通过将视线运动模型划分为横向和纵向运动模型,分别设计了相应的非线性滑动模态。横向滑动模态是一种由视线角速率、视线角和时间构成的非线性函数,而纵向滑动模态则是由距离、速率以及时间构成的非线性函数。然后,根据Lyapunov稳定性理论分别推导了横向和纵向自主交会变结构制导规律。横向制导实现了带有末端方位角约束的自主接近;纵向制导保证了软交会所要求的距离和速度协同控制。仿真结果表明,设计的方法在只使用相对信息量的前提下克服了交会模型的耦合非线性和参数不确定性,并能适用于不同高度圆轨道和椭圆轨道上的V-bar和R-bar自主交会任务。     

基于奇异摄动与反馈线性化的滑翔制导律

针对高超声速再入飞行器最远距离滑翔制导关键技术,设计了一种新型制导律.首先,利用奇异摄动理论对再入飞行器状态变量进行两个时间尺度的划分,将系统状态方程分解成两个低维子系统.然后,应用最优控制理论得出慢时间尺度上的解,并将其作为降维后的最优参考轨迹;在此基础上,利用非线性微分几何反馈线性化方法,设计快时间尺度制导指令,实...     

巡航段高超声速飞行器的高阶指数时变滑模飞行控制器设计

针对高超声速飞行器的巡航控制存在的不确定气动参数问题,提出了一种具有全局鲁棒性的指数时变滑模控制方法。首先将纵向模型进行精确线性化,提出了一种新的指数时变滑模面,在此基础上设计了一种高阶时变滑模控制律。该控制律使系统相轨迹从初始时刻起始终处于滑动阶段,消除了常规时不变滑模控制的到达阶段,保证了控制过程中对系统参数不确定性的全局鲁棒性。最后,用李亚普诺夫理论证明了该控制律的稳定性。控制律参数采用遗传算法进行优化,优化的指标由系统响应误差的积分和参数违反约束时的惩罚项组成。仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于参数自整定模糊PID控制的大型液压源温控系统设计

根据液压源温度控制系统的非线性、时变的大滞后特性,采用参数自整定模糊比例积分微分(PID)控制算法,通过模糊推理在线调整PID的3个参数,给出了PID参数在线整定原则和模糊控制器设计。仿真结果表明:用该法设计的控制器较传统PID控制器有更好的动态性能和鲁棒性。不同工况的实验验证其液压源油温控制精度达到文献[1]的B级要求(±2℃)。     

一种改进的航天器时变模态参数递推辨识方法

针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题，提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比，改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵，而是利用仿射投影算法(APA)实现状态量的递推估计，从而减少了辨识过程中的数据量。在此基础上，利用该状态变量递推得到时变系统的状态空间模型和模态参数。在数值仿真中，建立带有大型挠性附件的卫星动力学模型，分别考虑系统模态参数线性变化、突变和周期改变的情况，利用改进的RPBSID方法对结构的时变频率和阻尼比等参数进行了辨识。理论分析和数值仿真的结果表明这种改进的方法不仅能够有效地辨识系统的时变模态参数，而且与原方法相比具有更高的计算效率。     

组合导航的自校正滤波控制

本文介绍了一种新的组合导航自校正滤波与控制方法，它是将卡尔曼滤波、参数辨识与自校正控制结合起来，从而提高了适应能力与误差补偿精度，文中分别讨论了误差模型、自校正滤波与自校正控制，并把它们统一起来，得到了封闭解。     

月球软着陆的二次型最优制导方法

为实现在月球表面指定区域的精确软着陆,研究了月球软着陆的线性二次型最优制导方法。利用简化的轨道动力学模型,给出了一种基于状态和能耗最优的软着陆二次型制导方法。由于制导律要求同时提供3个方向的时变推力,所以需要通过变推力发动机和姿态机动来实现。该制导方法虽能满足精确软着陆的需要,但对姿态变化的要求超出了着陆器姿态机动能力。因此,本文修正了二次型最优制导方法,取消了对轨道参数的过程约束,仅对其终端进行约束,通过求解着陆指定目标点的能耗最优两点边值问题,得到了发动机推力大小和方向的显式表达式。研究结果表明,利用一定的姿态机动能力,修正的制导方法能够满足精确软着陆的需要。     

Rapid generation of entry trajectories with waypoint and no-fly zone constraints

Waypoints are positions for multiple payload deployments or reconnaissance missions, and no-fly zones are exclusion zones that cannot be passed for threat avoidance or due to geopolitical restrictions. This paper proposes a rapid entry trajectory generation approach satisfying waypoint and no-fly zone constraints for entry vehicles with relatively high lift-to-drag ratio. A lateral planning algorithm based on a Newton iteration scheme is developed to simultaneously design both the magnitude and sign of the control variable according to waypoints and no-fly zones. The algorithm converts the highly constrained trajectory planning problem into a series of one-parameter search problems based on a reduced-order system. Then, the quasi-equilibrium glide phenomenon is employed to extract the remaining state variables corresponding to longitudinal motion. The algorithm is tested using the Common Aero Vehicle model, and the results demonstrate that the algorithm can generate flyable entry trajectories rapidly within allowable tolerances while satisfying all the flight constraints.