弱模型依赖通用智能姿态控制技术

超高速跨域飞行、敏捷机动等是新一代飞行器发展方向,而长时高速飞行产生的气动外形变化带来的气动参数大范围改变等问题,都对控制系统设计提出了更高的要求。为提高飞行器对模型不确定性的适应能力及控制方法对不同外形、复合执行机构的通用性,深入研究了弱模型依赖的通用智能姿态控制技术,分层次地开展了基于深度学习(DL)的自适应姿态控制、基于深度确定性策略梯度算法(DDPG)的通用姿态控制、弱模型依赖的多维复合控制等技术研究,显著提高了控制系统的鲁棒性和通用性,对人工智能技术在飞行器姿态控制中的应用具有一定的指导意义。     

考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面设计及优化

针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面—控制参数一体化设计方法。首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行条件、控制舵面尺寸及质心位置的变化关系,为控制舵面一体化设计提供输入。然后,设计了基于C*结构的空天飞行器纵向参考模型跟踪控制律,并将考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面一体化设计问题转化成多约束条件下的多目标优化问题。并采用非光滑优化算法计算得到了同时满足飞行品质、舵面饱和、舵面偏转速率等约束的最小控制舵面及对应的控制参数。仿真结果表明,该方法能够在满足性能指标约束的前提下有效减小控制舵面的尺寸,具有较强的工程应用价值。     

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。     

飞行器再入段最优自适应积分滑模姿态控制

针对飞行器再入段的姿态跟踪控制问题,提出了一种最优自适应积分滑模控制(Optimal Adaptive Integral Sliding Mode Control, OAISMC)方法。首先针对飞行器的标称模型设计了基于状态相依黎卡提方程(State Dependent Riccati Equation, SDRE)的姿态控制器,使标称系统的性能满足提出的最优指标。然后,考虑系统的不确定性和外部干扰,在SDRE标称控制器的基础上设计积分滑模姿态控制方法,使系统在满足性能指标要求的同时,对不确定性和干扰具有鲁棒性。进一步采用自适应方法调整切换增益,避免了对复合干扰上界的先验要求,并引入滑模干扰观测器提高系统的性能。最后,仿真结果表明,在考虑外部干扰以及气动系数和大气密度摄动的情况下,本文设计的控制方法不仅能够实现姿态跟踪、满足设计的性能指标,而且具有较好的鲁棒性。     

飞行器多学科不确定性设计理论概述

设计是充分利用设计知识做出智能决策得到最优解的过程，在基于建模与仿真的飞行器设计过程中，由于客观存在的不确定性，产生基于模型预估结果与真实结果的不一致。飞行器传统设计采用基于串行的确定性设计方法，无法得到性能、可支付性、可靠性、鲁棒性等综合平衡的设计。本文旨在建立飞行器多学科不确定性设计理论，介绍解决飞行器多学科不确定性设计相关计算、组织和不确定性科学处理复杂性问题的方法和基本思想。     

多约束航迹规划与跟踪制导律

研究升力式飞行器多约束航迹规划与跟踪制导律设计。考虑到飞行器为满足任务需求规定了一定范围的禁飞区，为确保滑翔段末状态处于中末制导交班窗口内设置了严格的终端约束，导致传统基于最大升阻比、平衡滑翔策略的航迹规划不适用。针对飞行器在不同空域的动力学特性，结合飞行策略预划分手段分段提出不同状态下的攻角、倾侧角剖面，通过优化剖面构型参数将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题，完成多约束航迹规划。最后，考虑到气动不确定性带来的轨迹偏差，利用线性二次型调节器以位移加权误差最小为优化指标完成轨迹跟踪制导律设计，实现对规划航迹的在线纠偏，并通过仿真分析验证所提方法的有效性。     

航天器柔性太阳翼最优PPF主动振动抑制方法

针对采用可变速控制力矩陀螺(VSCMG)进行柔性太阳翼振动抑制问题，提出一种基于求解非光滑 H∞ 综合问题的最优参数正位置反馈(PPF)控制方法。首先，建立考虑VSCMG和柔性太阳翼耦合的振动模型，得到了线性化的约束陀螺柔性板动力学模型，基于同位控制思想推导了以角度陀螺为测量装置的约束陀螺柔性板全阶状态空间模型。针对被控对象特性，确定最优PPF控制器的结构构型和待优化参数。进而，通过对约束陀螺柔性板全阶状态空间模型进行降阶、修正和加权处理，将PPF控制器参数优化问题转化为在PPF控制器构型约束条件下的非光滑H∞综合问题，并应用一阶下降算法进行寻优求解，实现最优PPF控制器的设计。该方法能够实现对各阶陀螺模态的独立控制，在保证快速性和鲁棒性的前提下，实现最优PPF参数的稳定高效求解。仿真结果表明，所提出的最优PPF控制方法能够快速、鲁棒地实现航天器柔性太阳翼的主动振动抑制。     

飞行器热气动布局优化设计研究

开展飞行器热气动布局设计方法研究,初步建立了高速飞行器概念设计阶段的热气动布局优化设计方法,通过参数化布局设计技术、气动力、热环境、弹道及优化技术等多学科性能分析及优化方法的综合应用,进行飞行器的热气动布局设计。对带控制舵钝双锥体机动飞行器的设计研究表明,考虑热环境的热气动布局可以在保证升阻比不变的条件下,降低驻点及第二锥身等特征点的轨道峰值热流达30%以上。
     

飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较

综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。     

考虑伺服回路动态的飞行器攻角鲁棒控制技术

为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。     

姿控载荷多约束下的内外弹道联合优化

为提升固体运载器整体性能,提出一种姿控载荷多约束的内外弹道联合优化建模方法。首先,建立固体运载器内弹道计算模型和外弹道计算模型,给出大风区和级间分离的姿态控制模型以及杆状减阻装置载荷计算模型。其次,以灵敏度分析方法选择出内外弹道设计参数作为优化设计变量,将姿控摆角需求、减阻杆承载能力作为约束条件,建立以射程最优为目标的优化模型。最后,将该方法应用在某三级固体运载器的优化设计中,以差分进化算法开展仿真校验,射程提高了10.8%,并且优化结果满足姿控和载荷约束。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

再入制导和弹道跟踪误差分析

新一代可重复使用运载器对再入制导提出了更高地要求。目前的空间运输系统证明基于阻力加速度的制导方法是行之有效的。其基本概念是跟踪基准阻力加速度包线，在飞行过程中可根据需要更新这个包线。跟踪适当的阻力加速度包线保证了飞行器可以飞行准确的距离达到目标，同时满足弹道约束。在横向上，我们可采用类似于美国航天飞机的倾斜反转逻辑或航向角跟踪技术。本文推导出了基于反馈线性化的控制算法，并将其应用于可重复使用运载器纵向和横向的制导。最后，我们分析了阻力加速度跟踪的误差。     

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。     

利用轨道瞬时根数预报的离轨制动控制方法

针对再入飞行器离轨制动问题，在考虑地球引力J2项摄动及有限推力影响下，设计了一种航天器自主离轨制动控制算法。该算法根据再入点状态约束，确定了离轨过渡轨道的平均轨道根数及其与离轨待命轨道平均轨道根数的关系，从而得到制动参数初值。通过在线数值递推轨迹，实时预报再入点瞬时轨道根数并计算再入点航迹倾角，当预报的航迹倾角满足约束条件时结束制动，并根据再入点纬度幅角误差修正制动起始点，从而修正制动参数。制动过程中，在考虑了J2项摄动影响下实时预报再入点瞬时轨道根数，依据实际任务需求确定关机时机。最后通过考虑初始状态误差、质量误差、推力误差以及姿态误差情况下的蒙特卡洛打靶仿真，分析了不同关机策略的落点散布特性，检验了该算法的自主决策和高精度再入点控制能力。     

基于MATLAB的现代优化算法在飞行器气动外形设计中的应用

本文发展了MATLAB语言环境下的现代优化算法，包括遗传算法、模拟退火算法和基于分支联赛选择的多目标遗传算法，并用来求解高超声速飞行器气动外形参数优化问题。所研究的气动外形为带控制舵飞行器和可变弯体飞行器。在MATLAB环境下，求解了最大化升阻比的单目标优化问题和具体有两个冲突目标（最小化铰链力矩并且最大化平均操纵效率）的多目标优化问题。实际算例表明，在快速有效的气动力分析方法辅助之下，本文所发展的MATLAB现代优化算法可以在飞行器初始设计中发挥作用。本文所提供的现代优化算法是对MATLAB优化工具箱的一个有益的扩展。     

一种低RCS无人飞行器外形的气动特性实验研究

根据气动布局的基本原理,结合低RCS要求,设计了一种鸭式布局、带边条的翼身融合无人飞行器外形,实验结果表明,该外形不仅具有低RCS特征,而且具有良好的气动特性,升阻比达到8左右。     

基于有向图的航天器编队鲁棒自适应姿态协同跟踪控制

针对一组有向通讯拓扑关系的编队航天器的协同控制问题,考虑航天器的模型不确定性(指惯量不确定性)以及受到的外部干扰的影响,设计了分布式自适应协同姿态跟踪控制器,使得各航天器姿态协同的同时跟踪时变的期望姿态。首先,针对由MRP参数描述的航天器误差动力学方程,选取了包含相对误差项以及绝对误差项的滑模面,将模型不确定项和外界干扰项作为整体处理,基于Lyapunov稳定性理论给出了非回归项的自适应算法和分布式协同跟踪控制律的设计方法,以使得各航天器协同收敛到期望的姿态,最后通过仿真验证了该算法的有效性、可行性。     

自适应学习率的增量强化学习飞行控制

针对预先设定学习率的增量强化学习(IRL)飞行控制律失败率较高,并且无法适应飞行器大范围动力学特性变化下的稳定控制问题,提出一种自适应学习率的增量强化学习(ALRIRL)控制方法.首先,基于小波分析方法构造控制系统稳定度评价函数,用于评估控制器稳定度.然后,基于梯度下降法设计学习率在线迭代计算方法,以提升强化学习控制器...     

一种地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法

针对传统捷联惯导算法模型为非线性,需要对姿态、速度和位置分步运算,且高动态下算法精度较低的问题,提出一种地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法。利用伪线性模型及其分析方法,将传统的地理系下捷联惯导方程各部分转换成伪线性形式,定义导航向量并建立其系统模型;再利用高阶数值积分算法提升导航向量更新精度,得到地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法。最后,用仿真评估算法精度,与传统捷联惯导算法相比,大机动条件仿真中伪线性捷联惯导算法的精度提升了两个量级;旋转弹飞行仿真中导航误差不到传统算法的1/5。提出的伪线性捷联惯导算法结构简单,采用一个更新回路即可完成导航向量更新,且在高动态大机动条件下具有更高的算法精度,因此,对于捷联惯导算法研究与工程应用有一定的参考价值。