吸气式高超声速飞行器爬升段关键任务点的鲁棒优化

针对吸气式高超声速飞行器爬升段飞行任务，考虑飞行器气动/推进特性及参数不确定性问题，采用鲁棒优化思路，结合巡航性能指标，优选了飞行器爬升段的关键任务点。首先，由能量状态法结合发动机工作约束，确定了飞行器的爬升起始任务点；其次，依据飞行器巡航性能分析方法，提出了兼顾气动/推进效率的性能指标，优化得到了高超声速飞行器爬升末端任务点；最后考虑飞行器质心位置的不确定性，采用鲁棒优化方法确定了爬升段末端的飞行任务窗口。仿真结果表明，设计的优选流程快速可行，飞行任务窗口能同时满足飞行器的巡航飞行性能要求及不确定性最坏情况的约束，具有较强的鲁棒性。     

高超声速飞行器再入段LQR自抗扰控制方法设计

针对高超声速飞行器(HSV)再入过程中强非线性、强耦合、气动参数变化剧烈的不确定性的特点，提出一种基于线性二次型调节器(LQR)和自抗扰控制(ADRC)的高超声速飞行器再入段的姿态控制方法。首先，建立高超声速飞行器再入段线性化模型，并采用LQR方法完成了状态反馈控制律设计。然后，结合自抗扰控制技术，设计了扩张状态观测器(ESO)对系统的模型不确定性和外部干扰进行补偿，大幅增强了系统的扰动抑制能力。最后，将得到的高超声速飞行器再入段LQR自抗扰姿态控制器(LQRADRC)应用于高超声速飞行器六自由度仿真，仿真结果表明本文所提出的控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令，并且对系统不确定性具有强鲁棒性。     

面向高超声速飞行器双重不确定性的自适应状态估计

将高超声速飞行器双重不确定性因素建模为未知干扰输入项，针对状态演化方程和量测方程含有不同未知干扰输入的高超声速飞行器控制系统状态估计问题开展研究，提出一种基于自适应方差极小化的递推状态估计器(Adaptive variance minimization based Recursive Estimator, AVMRE)。首先建立了状态估计递推滤波器模型，实现滤波误差中的量测未知干扰解耦，之后引入自适应调整因子刻画状态未知干扰并推导了最小上界估计误差协方差矩阵，最后，基于最小方差估计准则设计了滤波器中的量测增益反馈矩阵。以外部突风和传感器故障为例，受内外部双重不确定性因素影响下的高超声速飞行器仿真实验验证了本文算法的有效性，与相关算法的仿真对比反映了本文算法的优越性。     

高超声速飞行器鲁棒控制方法研究

针对冲压推进高超声速飞行器飞行高度和飞行马赫数跨度范围大,飞行环境非常复杂 ,而其飞行过程中各种复杂的力学过程不可能完全精确地考虑在用于控制设计的飞行器控制 模型中,且飞行过程中往往又会受到各种事先无法完全预知的扰动,采用μ分析方法 设计了高超声速飞行器鲁棒控制系统,设计结果表明μ分析方法可以较理想的解决高超 声速飞行器飞行控制系统在多种不确定因素情况下的建模误差难题。     

高超声速飞行器的抗饱和切换控制

针对高超声速飞行器动力学模型强非线性及飞行过程中系统参数变化剧烈的问题，提出一种根据飞行包线分区并分别建立独立的子系统的切换系统建模方式和抗饱和切换控制方法。通过缩小子系统模型对应的飞行空域，降低系统线性化以及参数变化带来的影响，使得线性控制理论能够应用于高超声速飞行器的控制器设计当中。考虑到飞行过程中可能会遇到的执行器饱和问题，本文在切换系统模型的基础上，为高超声速飞行器设计了抗饱和切换控制器。仿真算例验证了提出的切换系统模型的优越性及抗饱和控制器的有效性。     

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。     

高超声速飞行器基于路径跟踪的制导方法

针对具有高位置精度要求的高超声速飞行器制导问题,提出一种基于路径跟踪和自适应动态面控制（ADSC）方法的轨迹跟踪制导的方法。根据高超声速飞行器动力学建立数学模型,同时为了方便跟踪控制对数学模型进行了部分线性化处理。针对高超声速滑翔飞行器三维轨迹跟踪存在的欠驱动问题,引入路径跟踪的思路将其转化为二维的跟踪控制问题;针对高超声速飞行器建模不确定性强的特点,使用具有较强鲁棒性的ADSC方法实现鲁棒的路径跟踪。能够证明所提出的方法可以以任意小的误差实现参考轨迹跟踪。仿真结果表明,该制导方法具有较高的跟踪精度并且具有较强的克服模型不确定性的能力。     

高超声速飞行器Terminal滑模控制系统设计

针对高超声速飞行器模型的强非线性、快时变、强耦合和强不确定性,提出了基于动态逆和Terminal滑模控制的制导/姿控一体化设计方法.该方法将动态逆控制的非线性解耦能力与Terminal滑模控制的强鲁棒性有机结合,实现了模型的反馈线性化和多通道解耦,保证高超声速飞行器在存在参数不确定性和外界干扰的条件下实现稳定飞行.仿真结果表明该控制方法对高超声速飞行器是可行的.     

高超声速飞行器非线性自适应姿态控制

分析了影响高超声速飞行器姿态运动的关键要素和不确定性,提出了包括动压关联输出变换、非线性黄金分割自适应控制律Ⅲ、积分器以及可选择的前馈控制在内的一种高超声速飞行器姿态控制新方案,解决了飞行过程中气动动压快速变化对姿态控制系统稳定性和控制精度影响的问题,提高了系统对关键参数不确定性如气动参数偏差、气动阻尼系数偏差、大气密度偏差、惯量偏差以及初始条件偏差的鲁棒性和适应性;所提方案用于高超声速飞行器再入过程高度、速度快速变化导致动压急剧变化的下压段的姿态控制系统设计中。仿真结果表明,在标称和多种偏差组合条件下,性能指标满足要求,控制量满足约束条件。     

高超声速飞行器鲁棒自适应控制律设计

针对具有强耦合特性与模型不确定性特点的高超声速飞行器控制问题,提出了一种新的鲁棒自适应控制律设计方法。首先,结合高超声速飞行器数学模型,在引入参考模型的基础上,建立了一种具有非匹配特性的耦合控制模型。然后,基于该非线性模型,结合Riccati方程,通过动态调节参数的方法,得到了一种鲁棒自适应控制律。最后,对该控制算法的有效性进行了仿真验证。仿真结果表明：此算法在气动参数摄动与干扰同时存在的情形下,可以满足高超声速飞行器的稳定飞行要求。     

基于变增益观测器的高超声速飞行器输出反馈控制

针对吸气式高超声速飞行器飞行控制问题，提出一种基于变增益观测器的双回路非线性输出反馈控制方案。首先，为解决部分状态信号不可直接测量的问题，设计了一种可变增益状态观测器。通过状态变换将飞行器模型变换为双回路形式，并设计自适应的观测器增益系数在保证其稳定性的同时提高鲁棒性。在此基础上，将高超声速飞行器本体模型与所设计的观测器一起构成新的严反馈系统，结合反步法与动态面设计控制器。另外，引入扩张状态观测器补偿系统观测误差及耦合项。利用Lyapunov理论证明了闭环系统的一致有界稳定。最后，在不同情况下的数值仿真校验了所提控制方案在存在较大参数不确定情况下可获得理想的指令跟踪效果。     

高超声速滑翔飞行器再入轨迹快速、高精度优化

针对高超声速滑翔飞行器再入轨迹优化问题，提出一种基于稀疏差分法和网格细化技术的快速、高精度求解方法。该方法应用局部配点法将再入轨迹优化问题转化为非线性规划(NLP)问题，从两方面提高轨迹优化的效率和精度。一方面，引入一种高效的稀疏差分法计算NLP的一阶偏导数，提高NLP的求解效率；另一方面，提出一种基于新型广义二分网格的网格细化算法调整离散节点的数量和分布，使得方法能够采用较少的节点数目取得较高的优化精度，从而减小NLP的规模和计算量。应用该方法求解了高超声速滑翔再入轨迹优化问题，仿真结果表明所述方法能够快速生成一条严格满足各种约束的最优三维再入轨迹。在此基础上，研究了滑翔飞行器的再入落点区范围，进一步检验了该方法的有效性。     

高超声速飞行器多约束再入轨迹快速优化

针对高超声速飞行器再入过程中面临测控区和绕飞区的再入轨迹设计问题，提出了一种基于Gauss伪谱法(GPM)的分段轨迹优化策略。将轨迹优化的一般最优控制问题转换为多段最优控制问题，进而将各段轨迹按Gauss伪谱方法进行离散化，将连续多段最优控制问题转换为非线性规划问题(NLP)进行求解。所得再入轨迹能够使得飞行器在满足各种约束条件的情况下成功进入测控区并且有效规避绕飞区，最终到达指定点。此外，本文综合考虑飞行器再入飞行的快速性和工程实用性，并提出了再入时间、弹道倾角以及航向角相关指标的加权性能指标，同时保证了轨迹规划快速、再入轨迹平滑以及控制量变化平缓等实际需求，提高了计算效率。仿真结果表明，本文所提出的分段优化方案能够快速规划出适应不同飞行任务的再入轨迹。     

飞行器切换多胞系统抗干扰控制

针对存在参数不确定和外部扰动的飞行器切换多胞系统跟踪控制问题,提出了一种基于改进微分器的抗干扰控制方法。该方法将参数不确定和外部扰动带来的影响均视为干扰,提出一种改进微分器实现对干扰的精确光滑估计并设计控制器进行补偿,抑制干扰对系统的影响。与H∞等传统鲁棒方法相比,本文所提方法避免了对不确定满足凸包形式的假设,且在名义情况和不确定情况下均具有良好的性能。结合微分不等式理论和平均驻留时间方法证明了闭环系统的稳定性。为了验证本文所提方法的良好性能,将其应用到一类高超声速飞行器的轨迹跟踪控制问题中,仿真结果表明该方法能够有效抑制干扰,实现对参考信号的精确跟踪。     

基于子孔径波面拼接的直接波前解卷积效率

为提高气动光学效应下目标图像清晰化处理的运行效率,提出了子孔径拼接波前复原方法。分析了波面拼接下的直接波前解卷积效果,研究了波面拼接与传统泽尼克模式法在运行效率上的差异。仿真结果表明:子孔径拼接方法具有良好的波前复原能力,与泽尼克模式法相比具有更低的算法复杂度。基于子孔径波前拼接的直接波前解卷积方法可有效提高点源图像探测的斯特列尔比(Strel ratio),可应用于高超声速飞行器的红外寻的系统中,抑制气动光学相位畸变的影响,增强目标探测、识别和跟踪性能。     

一种高超声速试飞器助推段主动弹性抑制方法

针对高超声速试飞器助推段由于其高静不稳定特性所引起的低频弹性模态与刚体高带宽控制之间动态耦合问题，具有低频模态和大静不稳定度等特征，引入主动弹性抑制技术，即在传统控制器的设计基础上引入弹性振动能量在线辨识技术相结合的改进自适应增广控制技术(Adaptive augmenting control, AAC)，动态改变开环系统控制增益，以降低弹性模态对舵机的影响，同时增加刚体控制系统的稳定性。仿真结果验证了该方法能够有效减小由干扰激励出的弹性模态所引起的附加舵机摆角，抑制伺服弹性耦合作用。该方法对高超声速试飞器助推段的控制具有重要的理论意义和工程应用价值。     

高超声速飞行器制导与控制性能评估方法

针对高超声速飞行器的特点,探讨了高超声速飞行器制导与控制系统性能评估问题。对控制系统性能定性评估原则及需考虑的影响因素进行了描述,建立了较完整的制导与姿态控制性能评估指标体系。根据层次化分析思想,通过定性分析与定量评估相结合,提出了一套适用于高超声速飞行器制导与姿态控制性能评估方法。最后,提出了制导与姿态控制性能综合评估验证系统的框架,为后续仿真验证平台搭建及不同制导姿控方法评估提供了重要依据。