一种基于自适应变结构的高超滑翔飞行器控制方法研究

针对高超声速滑翔飞行器的不确定性及强非线性耦合特性,研究了一种自适应变结构姿态控制设计方法。首先建立了高超声速飞行器在滚转通道快速将最大升力面滚转到制导机动方向时姿态控制系统的非线性数学模型,然后将结构干扰力矩、非线性耦合和气动参数摄动等不确定的输入因素视为一类有界干扰,提出了一种自适应变结构控制方法,该法在保证系统闭环稳定的前提下,在线对不确定因素的界进行估计,从而对系统中的不确定因素进行补偿,并选择适当的趋近律,通过符号函数连续化方法来解决由于变结构控制带来的抖振问题,最后进行仿真验证。仿真结果表明该方法具有良好的解耦控制效果,与传统方法相比可有效提高控制系统的控制性能和鲁棒性。     

高超声速飞行器俯冲段制导与姿控系统设计

针对高超声速飞行器俯冲飞行段制导与姿态控制问题,建立基于飞行器加速度分量的三通道角速率解算模型,提出一种新颖的制导控制系统设计方法。建立高超声速飞行器俯冲段六自由度(6DOF)质心和绕质心动力学与运动模型,以目标-飞行器三维(3D)空间相对运动模型为基础,利用终端滑模控制方法和零化视线(LOS)角速率原理得到飞行器期望过载进而解算对应的俯仰、偏航和滚转角速率指令;姿控系统基于滑模控制理论完成该三通道角速率指令的跟踪并生成飞行器舵偏指令;该方法以解析模型替代传统姿控系统设计中欧拉角指令的跟踪回路,可有效降低制导与姿控系统阶数并减少控制系统设计参数,同时省略了根据气动系数反求欧拉角指令的过程;仿真结果显示,该方法能保证高超声速飞行器(GHV)精确命中地面固定目标,且俯冲飞行过程中各项状态变量均稳定可控。     

含扩张状态观测器的高超声速飞行器动态面姿态控制

针对高超声速飞行器复杂非线性、高不确定性和强通道耦合等特点,提出了一种飞行器姿态控制的非线性设计方法。根据高超声速飞行器无动力飞行的姿态运动方程组,给出一个可面向姿态控制的非线性设计模型。针对一类非线性系统,提出了一种基于扩张状态观测器（ESO）的动态逆设计方法,并通过动态面控制理论,将其应用于高超声速飞行器的三通道姿态控制中。仿真结果表明,相比基于传统动态逆的动态面控制方案,本文所提出的控制方案可以保证飞行器快速、精确地跟踪角位置指令,并且具备针对系统不确定性的强鲁棒性能。     

弹性高超声速飞行器建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气,需要对高超声速飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动问题极大影响其精细姿态控制精度。以高超声速飞行器的纵向通道为例,分析弹性振动问题对飞行控制系统的影响,建立面向控制的弹性高超声速飞行器数学模型,考虑气动参数和模态参数的大范围摄动,采用主动控制策略,基于鲁棒H∞理论和LQR理论设计精细姿态控制系统。大量仿真表明：在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下,控制系统能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,并保证进气口当地攻角±0.4度的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法

鉴于风洞中测评飞行器控制性能更加真实的特点,研究了一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法。首先,明确评估对象,即基于风洞可评估的导弹姿态控制性能及其指标;其次,提出一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法,包括试验方法、数据处理方法与性能评定方法,通过试验方法可以获取到性能评估所需的原始试验数据,通过数据处理方法可将试验原始数据转换为性能评定所需的性能指标参量,通过性能评定方法可以对导弹姿态控制性能的优异进行界定。最后,以某高超声速导弹为例,基于其数学仿真模型,对该评估方法进行仿真验证,初步论证该评估方法的可行性。     

高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导综述

针对多约束条件下高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导问题,从离线和在线两个方面综述了高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导方法,并进行了展望。首先建立了带随机干扰的高超声速滑翔飞行器轨迹优化与制导问题模型。针对是否考虑随机干扰,从确定性和鲁棒性两方面对离线轨迹优化与制导进行了综述。在线轨迹优化与制导方面主要对在线轨迹生成加轨迹跟踪的标准轨迹制导和预测制导两方面进行了综述。最后,提出轨迹优化与制导技术应加强在模型、计算效率、多任务、高精度制导等几个方面的研究。     

考虑特征模型的高超声速飞行器全通道自适应控制

针对高超声速飞行器具有强非线性、高不确定性及强耦合等特点,提出一种基于反馈线性化控制与特征模型自适应控制相结合的姿态控制律设计方法,解决姿态控制系统的非线性耦合与不确定性,保证飞行器控制系统稳定。首先,建立高超声速飞行器全通道非线性耦合的动力学模型。其次,利用反馈线性化控制方法将全通道非线性耦合系统解耦成近似线性系统,并对线性解耦系统设计输出反馈控制律;而对于反馈线性化控制依赖于系统的精确数学模型,并对建模误差和外部干扰敏感的问题,设计基于误差特征模型的自适应控制律,提高系统的适应性;针对原动力学模型,证明闭环控制系统是有界稳定的。最后,通过数学仿真校验了控制律设计的正确性与有效性,仿真结果表明设计的姿态控制系统可以很好地跟踪指令,具有较强的鲁棒稳定性。     

高超声速飞行器的神经网络PID控制

高超声速飞行器是一种强耦合性、存在不确定性和高度非线性的复杂控制系统,在其应用神经网络PID控制方法进行纵向通道的姿态控制时,将控制系统分为快慢内外环,基于神经网络控制理论,针对高超声速飞行器的动力学模型和运动学模型设计单神经元PID控制律和PID神经网络控制律,推导了权值调整的学习算法。仿真结果表明,高超声速飞行器的神经网络PID控制系统能够有效抑制气动参数变化的影响,较好地跟踪期望攻角,有较强的鲁棒性。     

分数阶PIλDμ在高超声速飞行器姿态控制中的应用展望

高超声速飞行器的发展是一个必然的趋势,但是其具有强耦合、严重非线性、大范围气动环境变化的特点,这对飞行器的姿态控制系统提出了更高的要求.本文简述了现代控制及智能控制在姿态控制器中的应用,回顾了传统PID及其改进控制技术,针对新的被控对象特点,介绍了分数阶PIλDμ及其发展.由于分数阶PIλDμ具有比传统PID更好的鲁棒性和控制性能,展望分数阶PIλDμ控制在高超声速飞行器姿态控制中得到更广泛的应用.     

新型控制系统稳定性分析方法研究与展望

介绍了两类新型控制系统稳定性定量测度:奇异摄动裕度和广义增益裕度。这两类稳定裕度是相位裕度和增益裕度在非线性时变系统中的推广,能在使用于非线性系统时反映出与系统多种非线性性质的具体关系,是适用于非线性时变系统稳定性量化的评估标准。将奇异摄动裕度应用于高超声速飞行器模型,估计了滚转角快变条件下控制环的允许滞后时间,并对相关开放性问题进行了展望。该裕度有潜力用于进一步揭示飞行器制导精度和姿态控制动态特性之间的关联机理,为总体设计、姿态控制和气动布局的协调提供参考依据。     

状态/输入约束下飞-推一体化的保性能安全控制

基于飞行-推力一体化思想提出了一种针对搭载超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器速度通道的状态/输入约束自适应鲁棒保性能安全控制方案。首先根据超燃冲压发动机的机理分析与计算流体动力模型数据，建立了安全子系统与性能子系统面向控制的仿射非线性模型。之后基于障碍Lyapunov理论与动态面设计方法设计了一套安全子系统状态约束控制器，从理论上保证了飞行器在跟踪指令的全过程中，发动机相关状态不会触碰安全边界，并结合自适应技术与辅助系统提高了该控制系统的鲁棒性。针对性能子系统设计了一套鲁棒自抗扰控制器，达到“保证安全的前提下不折损性能”的目的。仿真结果表明所设计的控制系统可以在保障安全的同时达到预想的性能，并显著放宽了超燃冲压发动机对飞行器飞行姿态的约束，保证了高超声速飞行器的机动灵活性。     

基于自适应动态逆的高超声速飞行器姿态复合控制

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。     

吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究

针对吸气式高超声速飞行器气动力、气动热、结构、推进、飞行轨迹以及姿态之间的多物理场强耦合给飞行控制系统设计带来的问题,提出一种适用于此类飞行器机体/推进/控制一体化设计的建模方法.首先,依据类乘波体高超声速飞行器基本外形参数体系设计飞行器的三维外形;然后在飞行器流场分析的基础上,给出飞行控制系统需要满足的姿态约束条件,并采用一套完整的工程预测方法建立了适合进行飞行控制一体化设计的气动力/推力耦合模型;最后基于拉格朗日方程推导了一体化弹性体动力学模型.模型算例验证了该方法在吸气式高超声速飞行器机体/推进/控制一体化设计中的可行性.     

空天飞行器六自由度数学建模研究

研究了空天飞行器超声速和高超声速飞行条件下六自由度仿真模型,该模型包含了完整的六自由度动力学方程和运动方程。气动力和力矩系数是迎角、马赫数及控制舵面偏角的函数;发动机模型为吸气发动机和变推力火箭发动机的组合推进装置;飞行器的质心;惯性矩是飞行器质量的时变函数。所得结果可以用于未来高超声速飞行器或新一代单级入轨运载器轨迹优化、姿态控制等问题的概念设计和仿真研究。     

考虑约束的高超声速飞行器制导与控制一体化设计

针对高超声速飞行器上升段飞行过程中强耦合、强非线性同时要求满足过程约束的特点，提出了一种结合级联控制方法和控制障碍函数的新型三维制导控制一体化算法。首先通过对速度子系统设计控制障碍函数约束算法来满足飞行器的过程约束要求，然后利用反步法、动态逆控制方法设计其余子系统的控制器，两者共同组成制导控制一体化控制器。考虑到飞行器在上升过程中容易遭遇阵风扰动的问题，设计非线性干扰观测器以增强算法的鲁棒性。最后通过李雅普诺夫函数证明了系统的稳定性，并且通过仿真验证了该新算法能够在满足高超声速飞行器上升段过程约束的同时，实现飞行器的三维跟踪控制。     

临近空间飞行器多物理场耦合建模的网格映射方法

临近空间飞行器的研制面临许多复杂的问题和挑战,涉及总体、气动、结构、控制、防热、动力等多个学科和专业领域的相互作用、高度耦合的子系统。全系统、全流程的仿真验证与性能评估能够为设计工作提供重要依据,缩短研制周期。而气动、结构、防热等专业的仿真建模和模型解算基于有限体积法或有限元方法,依赖于不同的工具软件,且网格的划分方法不同。本文研究了临近空间高超声速飞行器多物理场耦合建模方法,研究并实现了异构网格耦合界面之间与耦合域之间的信息传递方法,从而实现了临近空间高超声速飞行器的多物理场耦合建模与仿真。