基于时间最优的大气层外拦截律设计

针对大气层外拦截提出了一种基于拦截时间最短的拦截律。根据最优控制理论由相对运动参数确定拦截弹时间最优的推进方向,用变结构控制理论调整拦截弹姿态角以跟踪指令姿态角,拦截弹沿体轴方向持续推进直至拦截结束。拦截律要求控制器在较短的时间完成对指令姿态角的跟踪后即停止工作。仿真结果表明：拦截律有很好的拦截精度,可引导拦截弹对目标实施碰撞杀伤。     

先进上面级变轨段姿态解耦控制研究

针对多星部署先进上面级变轨段三轴姿态严重耦合以及主发动机开机引起的较大干扰力矩问题,研究了基于反馈线性化的姿态解耦算法。通过给出上面级多星部署任务中的坐标系和姿态角定义,建立了欧拉角描述的姿态动力学与运动学方程。分析了推力矢量与姿控发动机的控制方案,描述了该方案中主发动机、伺服机构和姿控发动机的配置结构,推导了推力矢量控制中的主发动机摆角计算公式和主发动机工作时质心偏移引起的干扰力矩。基于反馈线性化理论,设计了上面级姿态解耦控制律。算例验证结果表明姿态角速率误差和姿态角误差能够快速趋于1°/s和0.5°。文中设计的姿态解耦控制算法具有良好的稳定性和可行性。     

拦截器模糊姿态控制律研究

针对带有姿控发动机、在大气层外飞行的拦截器,提出了一种模糊姿态控制律。根据姿控发动机布局,给出了发动机开关逻辑表,考虑到姿控机构具有多级控制能力,基于模糊控制的思想,设计了发动机开启方向和数量的切换策略。随后,利用相平面方法分析了该控制律和PD控制律的相似之处,并指出了前者的优越性。最后,对该控制律的控制效果进行了数字仿真。仿真结果表明,该控制律具有抗干扰、动态品质优良、稳态精度高的特点。     

空间拦截器姿态控制系统变结构控制规律研究

结合空间拦截器的姿态控制问题,本文介绍了一种对系统参数摄动和外在不确定性干扰具有鲁棒性的变结构控制律。在此基础上,研究了当控制信号幅值受限的情况下,非线性系统的变结构控制律的设计问题。此方法考虑了空间拦截器姿控发动机推力幅值受限这一实际情况,提出了基于姿态角双包络线概念的实用姿控方法。因此,更符合系统实际的运行情况。仿真结果证明了此方法的有效性。     

基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究

空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。     

导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现

针对带有姿控式直接侧向力/气动力复合控制系统导弹的控制律设计问题,建立了俯仰平面内姿态控制系统的数学模型,应用非线性系统理论对模型进行了分析,在此基础上建立了进行控制系统设计的简化模型。基于滑模变结构控制理论进行了复合控制律设计,并分别考虑气动力控制和直接侧向力控制的特点对所设计的控制律进行了实现。所设计的复合控制系统在进行快速攻角指令跟踪的同时,可以有效节省姿控发动机的使用数量。仿真结果说明了所提出方法的有效性。
     

动能拦截器末制导控制系统建模与仿真

对动能拦截器末段拦截的制导与姿态控制系统进行建模和仿真分析。首先建立末制导系统模型,其中包括拦截器结构模型、六自由度动力学与运动学模型、测量模型和制导控制律模型。重点分析了拦截器质心位置误差和发动机推力偏心造成的推力和力矩误差,以及由此造成的轨控系统与姿控系统的相互影响。采用一种分段末制导律,并将基于相平面分析的方法用于姿态控制律设计,以克服干扰力矩的影响。仿真分析表明,采用相应的轨控和姿控方案,能保证系统的稳定性,对目标进行成功拦截。     

一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法

为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。     

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。     

偏置比例导引律在大气层外拦截器末制导中的应用

大气层外拦截器采用直接碰撞方式进行目标毁伤,要求脱靶量很小甚至零脱靶量.本文以大气层外拦截器为研究对象,考虑到脱靶量很小和拦截过程中的接近速度比较大,针对发动机只能提供常推力,能多次启动并具有脉冲工作状态,且不具有变推力工作状态的特性,运用偏置比例导引律设计了适合于轨控发动机的开关阈值.数学仿真结果表明,运用偏置比例导引确定的发动机开关线能够明显地减小脱靶量和轨控发动机的开关次数.     

基于非线性干扰观测器的临近空间拦截弹姿态控制

为满足临近空间拦截弹在大干扰强耦合情况下高精度姿态控制问题,设计了基于非线性干扰观测器的自适应鲁棒反演控制器。建立了基于直接力控制的拦截弹三通道姿态控制系统模型;采用二阶滑模微分器,估计计算反演控制中虚拟控制量的导数,解决了"微分膨胀"的问题;为提高姿控系统控制精度,对模型的未知信息和外界干扰做高精度的估计和补偿,依据二阶跟踪微分器,设计了一种新型非线性干扰观测器;并采用PSR调制器将连续控制量离散化,通过姿控发动机实现变推力控制。数字仿真结果显示,设计的姿态控制器跟踪速度快、精度高,对系统不确定和干扰具有强鲁棒性。     

再入飞行器大攻角飞行时的姿态控制律设计

再入飞行器大攻角飞行时,会造成方向舵失效,且较小的滚转角速度,就可能导致舵偏指令饱和,对此,本文设计了一种在方向舵失效情况下的抗饱和姿态控制律。该控制律首先基于时标分离假设,将再入飞行器大攻角飞行时的姿态运动模型分解成快、慢回路子系统,然后采用新型的高阶滑模控制律,设计出了一种有限时间收敛且连续可导的慢回路控制器;针对快回路子系统,结合分层滑模控制理论和自适应控制理论,设计了具有抗输入饱和功能的自适应分层滑模控制器。对以上控制器进行仿真验证,结果表明该控制律在大攻角飞行造成偏航舵失效情况下,具有良好的抗饱和姿态控制能力。     

基于鲁棒H_∞控制的运载火箭姿态控制系统设计

针对某新型运载火箭的特点,建立发动机振动方程,分析发动机振动与全箭振动耦合关系,考虑气动参数以及弹性参数不确定性,建立全箭姿态动力学模型。采用鲁棒控制理论,进行运载火箭姿态控制系统设计,比较鲁棒控制器与PD控制仿真结果。仿真结果表明,所设计的控制器,能够实现考虑发动机振动在内的姿控系统稳定,且对参数不确定性具有良好的鲁棒性,适合工程应用。     

直/气复合控制导弹的自抗扰控制系统设计研究

提出了一种直/气复合控制导弹的姿态控制系统设计方法。建立有轨控式直接力装置和空气舵导弹的短周期运动模型,基于自抗扰控制技术分别设计俯仰、偏航和滚转通道的姿态控制器,给出了俯仰、偏航和滚转通道的控制结构。俯仰(偏航)通道中用俯仰(偏航)角速度环实现对俯仰(偏航)角速度指令的快速跟踪;用攻角(侧滑角)环实现对攻角(侧滑角)指令的快速跟踪;用法向(侧向)过载环实现对过载指令的快速跟踪。滚转通道中采用了有角速度环和角度环的双闭环结构,内外环均采用自抗扰控制器。设计了直接力开启逻辑。用Lyapunov法证明了设计的闭环系统的稳定性。对用该方法设计的某直/气复合控制导弹模型进行数值仿真,结果表明可保证设计的导弹姿态稳定且具良好的过载响应特性。     

一种基于SGCMG的欠驱动姿态控制方法

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。     

基于模糊控制的拦截弹姿态控制器设计方法研究

针对大气层内拦截弹这一非线性、强耦合、时变系统及姿控发动机的非 线性特性,给出一种基于模糊控制的拦截弹姿态控制器设计的新方法。文中给 出该控制器的结构、具体设计过程和相关参数的确定方法。不同初值和不同扰 动情况下的数字仿真结果表明采用该方法设计的控制器具有鲁棒性好、结构简 单、易于工程实现等特点。     

考虑动态控制分配的空天飞行器再入姿态复合控制设计

针对空天飞行器再入大气层阶段的直接力/气动力复合控制分配问题,设计了一种基于改进指标函数的动态控制分配律,兼顾了反作用控制系统燃料消耗和闭环控制系统响应速度需求。此外,针对空天飞行器面对称大攻角再入引发的横侧向气动强耦合问题,在预测控制律中引入了通道间交叉耦合反馈项,对姿控过程进行增稳。对比仿真结果表明,动态分配算法在提高了再入姿态控制精度的同时降低了反作用控制系统的燃料消耗;交叉耦合反馈项的引入,缓解了倾侧角指令突变对偏航通道稳定性的干扰影响。     

一种拦截机动目标的多导弹协同制导律

针对多导弹协同拦截一个机动目标问题,基于有限时间一致性理论提出了一种带有攻击角约束的多导弹协同制导律。首先建立了带有攻击角约束的多导弹协同制导模型。其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分：一是基于有限时间一致性,同时结合积分滑模和自适应控制设计沿着视线方向上的加速度指令,保证所有的导弹能够在有限时间内同时拦截机动目标;二是利用非齐次干扰观测器并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的视线角。最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明该设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。     

运载火箭姿态控制多速率陀螺融合方法

针对柔性火箭姿态测量中弹性信号会严重影响姿控系统设计和稳定性的问题，提出基于遗传算法的速率陀螺融合方法。首先，以降低姿控回路摆角指令传递函数的弹性峰值为目标，提出多速率陀螺融合方法的目标函数;其次，将多速率陀螺融合方法转化为多约束非线性规划问题，采用遗传算法求解多速率陀螺融合方法;最后，研究多速率陀螺融合方法对火箭姿态控制回路弹性信号的影响，以及对火箭控制器性能的影响。仿真结果表明:多速率陀螺融合方法可以有效减弱火箭姿态控制回路中的弹性信号，提高火箭控制器的性能，以增强火箭姿控系统的稳定性，降低火箭控制器设计难度。     

空间微分几何制导律应用研究

分析了空间微分几何制导指令在弹道导弹拦截场景中的捕获条件和捕获能力。首先根据古典微分几何的曲率理论将微分几何制导曲率和挠率指令从弧长体系转换到时域下,然后基于理想飞行控制系统假设给出了指令攻角和指令侧滑角的算法以及空间微分几何制导律,最后推导出拦截高速目标时的初始捕获必要条件和奇异条件。仿真结果表明,空间微分几何制导律可以应用于实际的拦截场景,且与传统的比例导引律相比,该制导律对机动目标具有更好的拦截性能。