空间飞行器大角度机动飞行的变结构姿态控制

研究了空间飞行器大角度机动飞行的变结构姿态控制。应用四元数来描述姿态运动，以消除大角度机动飞行时欧拉角描述所存在的奇异性。基于Lyapunov方法设计了变结构控制的切换函数，以保证系统的滑动模态．亦即四元数偏差的稳定性。基于所给切换函数，设计了变结构控制器。数值仿真的结果说明了设计方法的有效性。     

地形跟随航迹规划

运用综合航迹平滑算法对地形跟随航迹进行规划,规划的航迹满足飞机机动能力和安全高度限制要求,并分析了飞行速度、飞机机动能力及飞行姿态对规划航迹的影响。     

基于驾驶员操纵特性的飞机航路飞行仿真研究

基于驾驶员航路飞行任务中的操纵特性,首先对飞机横侧向、法向、切向过载的机动指令进行了设计,重点对横侧向通道机动指令的设计进行了研究,提出了一种利用飞机速度矢量与目标航路点坐标来设计偏航指令的方法;然后用差分算法实现了驾驶员实际操纵指令的平稳变化;最后对飞机的航路飞行进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法可以较为真实地实现飞机的航路飞行。在仿真过程中,机动指令的变化较为平缓,并且飞机的航迹姿态角等信息得到了实时展现。     

利用转移矩阵进行姿态控制

传统欧拉角控制方法在处理大姿态角机动时往往出现奇异和交联问题。针对这一问题对欧拉角的跳变现象进行了讨论,并从飞行器实际姿态与需求姿态之间的空间关系入手,给出了一种消除欧拉角跳变现象的有效方法－转移矩阵法,仿真计算表明,该方法在大型航天器的姿态控制中可以有效地消除欧拉角奇异、交联和跳跃现象,在欧拉角跳变的情况下仍然能够实现对飞行器的控制。     

飞机常规机动仿真的过载控制模型设计研究

在空战战术和战法研究中,通常以飞机机动过载大小和方向(法向过载、航迹滚转角和速度/发动机状态)为输入控制量,继而解算预期动作的飞机动力学参数.根据飞机的航迹特征和飞行员操纵习惯,考虑飞机性能的限制,对飞机实现盘旋、跃升、俯冲、加减速、筋斗、按航路点飞行等常规机动的控制律进行了设计.仿真结果表明,所设计的控制律可以满足常规机动的仿真要求,具有一定的实用价值.     

最佳过失速机动研究

 分航迹变向和机头指向目标两类问题对飞机过失速机动进行数值优化研究。结果表明,为获得大转弯率应在最大升力迎角区贴近角点速度飞行,因减速较快需用大油门。经典的转弯率图能够反映这类航迹机动的特点。而机头指向目标机动的前段仍是航迹变向问题,到适当位置后再利用超大迎角机动能力指向目标。飞行仿真表明,飞机具有过失速操纵力矩和良好的飞控系统时大部分最佳机动可顺利实施,但若有极低速度要求则仍可能超出操纵极限。     

四旋翼无人机建模及其四元数控制律设计

对四旋翼无人机进行建模与控制.在建模时采用了物理机理建模方法,尤其是对电机和螺旋桨进行了详细的建模,然后应用四元数对所建的模型进行了姿态角的控制.首先将欧拉角转换为四元数,然后求出误差四元数,接着由误差四元数推导出所要转动的角度和所要绕的轴.在此基础上,又对各个方向上的速度进行了控制,并与PID控制结果进行了对比.仿真结果表明,基于四元数的控制律更能有效地控制四旋翼速度较大的情况.     

基于总能量理论的着舰飞行/推力控制系统

为提高舰载飞机在低动压着舰条件下飞行操纵性能和实现飞行航迹/速度之间的解耦,首先设计了阻尼器,使飞机的短周期阻尼达到了一级飞行品质的要求;然后,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21 rad/s。仿真结果表明,该系统能够在保持速度恒定的条件下实现航迹角的快速响应,而且对气动参数摄动具有较强的鲁棒性。     

空间飞行器大角度姿态跟踪机动问题研究

研究了姿态跟踪机动问题。通过引入视线坐标系,将时变终端条件的控制问题转化为定边界的控制问题。建立了飞行器相对于视线坐标系的四元数姿态运动学模型,提供了由已知信息计算姿态四元数的函数关系,引入了气度欧拉角变换,基于拟欧拉角信号设计了跟踪机动控制律。通过对空间预警卫星监视低轨道飞行器问题的仿真,验证了设计的正确性。     

四元数在伴随卫星姿态控制中的应用

针对传统的欧拉角方法不适用于航天器大幅度姿态机动运动的数值仿真。研究了用四元 空间站伴随卫星的姿态控制问题。介绍了空间站伴随卫星的概念及任务;根据航天器动力学方程,利用李雅普诺夫直接法推导出用四元数表示的空间站伴随卫星姿态控制律,并对该控制律进行了仿真计算,仿真结果表明,所推导的控制律能对空间站伴随卫星进行准确、快速的姿态控制。     

提高飞行器姿态角计算精度的方法研究

分析了传统的通过方向余弦矩阵、四元数形式的飞行器转动微分方程数值积分结果确定姿态角方法的不足,介绍了基于改进的牛顿法确定飞行器姿态角的方法.基于多次测量均值效应原理,介绍多使用上述两种方法中的元素提高飞行器姿态角计算精度的算法及仿真结果.     

四元数在欧拉方程中的应用研究

无论是定步长还是变步长，龙格－库塔法在求解四元数下的欧拉方程时都会有一定的误差，对此作了深入的研究。结果表明，定步长时有很大的累积误差，单位四元数的“单位”性不能得到满足，而变步长有明显的改观，对一般的飞行模拟状态，都能得到较好的模拟结果，可以有实际中使用。     

双欧法与四元数法的应用比较

对解决欧拉方程奇异性的双欧拉和四元数法进行了对比研究，四元数法从理论上讲比较完美，但实际应用中存在较大的累积计算误差，从而影响计算精度；双欧法利用正、反欧拉方程间精华区倒挂关系进行分区交替运算，把精华区扩展到全域，不仅根除了奇异性，而且计算误差小。因此，对于解决欧拉方程奇异性来讲，双欧法要优于四元数法。     

基于Kane方法的双旋弹飞行动力学建模及仿真

针对双旋弹飞行动力学建模,提出了基于Kane方法建立树形多刚体系统动力学方程的方法.分析了双旋弹后体和前体的运动,并分别建立了其动力学方程,综合得到了双旋弹的七自由度飞行动力学方程.基于四元数转换,建立了双旋弹转动运动学方程.通过编程对双旋弹的无控和有控运动特性进行了仿真分析.结果表明,双旋弹无控时以小迎角稳定飞行;有控飞行时弹体产生配平迎角,且纵向和横向修正会出现交叉耦合.     

四元数的核心矩阵及其在航天器姿态控制中的应用

基于旋转群代数,以航天器姿态控制研究为背景,提出了四元数的核心矩阵的概念。以此为中心,首先导出了核心矩阵本身、逆、行列式及其导数的若干关系式,然后应用核心矩阵得到了四元数姿态误差及其运动学关系的非常简洁的表示形式,最后利用核心矩阵证明了用缩减四元数为广义坐标和以常规 Euler角为广义坐标对描述航天器姿态动力学的等效性。研究结果可应用于航天器的快速、大角度和三维姿态机动控制     

Disturbance observer-based backstepping control for hypersonic flight vehicles without use of measured flight path angle

In this paper a nonlinear control method is proposed for the tracking control of hypersonic flight vehicles. The designed control laws do not utilize the measured flight path angle due to its inferior accuracy in practical engineering. For this, an estimated flight path angle is designed via the measurements of the altitude and velocity. A tracking differentiator is designed for constructing nonlinear disturbance observer which is used to estimate the model uncertainties including the parameter indeterminacies and external disturbances in the channels of velocity and pitch rate. A robust high-order differentiator is introduced to avoid the employment of the measured flight path angle and estimate the lumped disturbance in dynamics of flight path angle. Meanwhile, the possible saturation of the control inputs is considered and compensated by the auxiliary states. The boundness of closed-loop signals is proved through the Lyapunov theory. Comparative simulations are carried out and the results demonstrate the effectiveness of the proposed method.     

低动压着舰状态下飞机的操纵特性研究

低动压着舰状态下飞机的操纵特性下降,导致轨迹角不能跟踪姿态角的变化,从而对着舰安全造成严重影响。首先通过剖析历史上已有的观点,提出研究低动压状态飞机轨迹角响应问题时应全面考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性。其次对两种动力补偿系统进行了分析,其中速度恒定动力补偿实际上对应速度稳定性和轨迹稳定性,而迎角恒定动力补偿兼具速度稳定性、轨迹稳定性和机动性增强。最后的仿真证实,考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性的迎角恒定动力补偿是全面的、可行的。     

总能量控制原理在地形跟随飞行控制中的应用

应用总能量控制原理设计了控制飞行高度的地形跟随飞行控制系统,并通过引入飞行高度和飞行速度的偏差控制,基本消除了总能量控制系统存在的稳态误差;引入俯仰角和俯仰角速率反馈回路以增加阻尼,消除俯仰角振荡,最后对该系统进行了解耦性能和地形跟随仿真。结果表明,用总能量原理设计的地形跟随飞行控制系统体现了飞机升降舵和油门杆一体化设计的思想,可实现飞行速度/航迹角的解耦控制,对给定地形可达到良好的跟随效果。     

Flight trajectory optimization of sun-tracking solar aircraft under the constraint of mission region

The optimal yawing angle of sun-tracking solar aircraft is tightly related to the solar azimuth angle, which results in a large arc flight path to dynamically track the sun position. However, the limited detection range of payload usually requires solar aircraft to loiter over areas of interest for persistent surveillance missions. The large arc sun-tracking flight may cause the target area on the ground to be outside the maximum coverage area of payload. The present study therefore develops an optimal flight control approach for planning the flight path of sun-tracking solar aircraft within a mission region. The proposed method enables sun-tracking solar aircraft to maintain the optimal yawing angle most of the time during daylight flight, except when the aircraft reverses its direction by turning flight. For a circular region with a mission radius of 50 km, the optimal flight trajectory and controls of an example Λ-shaped sun-tracking solar aircraft are investigated theoretically. Results demonstrate the effectiveness of the proposed approach to optimize the flight path of the sun-tracking aircraft under the given circular region while maximizing the battery input power. Furthermore, the effects of varying the mission radius on energy performance are explored numerically. It has been proved that both net energy and energy balance remain nearly constant as the radius constraint varies, which enables the solar aircraft to achieve perpetual flight at almost the same latitude as the large arc flight. The method and results presented in this paper can provide reference for the persistent operation of sun-tracking solar aircraft within specific mission areas.