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讨论了一类非线性系统的变结构解耦控制在再入飞行器的应用,变结构解耦控制号输入输出线性比相结合得到的控制规律,可对象模型的不确定有鲁棒性,对于再入飞行器再入段存在的多变量非线性和参数不确定,应用了相应的变结构解耦控制的方法,讨论了其滑模面的构造方法和解耦控制条件,在姿态控制中保证了姿态跟踪期望值,在轨迹跟踪中,设计了内外回路在控制律,内回路运用变结构解耦控制保持姿态稳定,外回路通过设计比例微分控制保 相似文献
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吸气式高超声速飞行器巡航状态下飞行环境复杂,建模时存在非线性以及参数摄动.基于小扰动假设的传统经典控制理论难以适应当前任务对鲁棒性的要求,对此提出了一种非线性动态逆-滑模控制律改进方法.通过对吸气式高超声速飞行器模型精确反馈线性化得到解耦形式的线性方程,为速度和高度设计出动态逆控制律来抵消非线性特性,在动态逆的基础上采用滑模变结构来补偿参数摄动带来的误差.仿真结果表明,所设计的控制方法具有良好的动态性能及鲁棒性. 相似文献
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推力矢量控制与飞机过失速动仿真研究 总被引:1,自引:2,他引:1
非线性动态逆为非线性系统控制律的设计提供了一种重要手段,针对过失速机动飞机探讨了非线性动态逆方法飞行控制系统设计中的应用。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性为为快慢不同的状态变量。对快变量应用非线性动态逆进行控制律设计是将飞机气动控制面和推力矢量控制作为输入;慢状态为量控制律的设计是利用状态变量作为输入。并采用伪逆的优化计算方法对各控制面的以限分配进行了搪塞。“Cobra”和“Herbat”两 相似文献
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过失速大机动飞机的飞行控制律设计 总被引:1,自引:0,他引:1
对新一代带推力矢量的战斗机在大迎角过失速机动下的飞行控制律进行设计,并进行了机动指令飞行仿真。引进推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机模型方程;采用奇异摄动理论,将控制回路分为两个快慢(内外)回路,对每个回路分别用动态逆方法进行飞行控制律设计;并采用结构奇异值μ综合和分析的方法对快(内)回路设计了鲁棒控制器;最后所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真,仿真结果表明设计的过失速机动控制律良好。 相似文献
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《飞机设计》2019,(5)
文中将粒子群优化算法及动态逆控制方法,应用到无人机控制律的设计与仿真验证中。设计了动态逆控制律及其仿真,引用了基于动态逆控制理论的无人机控制律。应用动态逆控制(Dynamic Inversion Control,DIC)技术,设计了姿态角速率回路与姿态角回路,作为无人机控制系统的内回路;应用PID (比例、积分、微分控制技术,设计了三轴位移回路,作为控制系统的外回路。通过PSO优化算法及样条函数,设计了符合无人机使用要求的航迹曲线。最后,对航迹点进行样条插值,得到平滑的航迹曲线。对无人机控制律响应与航迹跟踪,进行了综合仿真验证。仿真结果表明,所设计的无人机控制律,在允许精度的范围内,跟踪无人机预定航迹效果良好,满足无人机飞行控制需求。 相似文献
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《飞行力学》2021,(3)
针对直线参考轨迹的截获和跟踪问题,提出了一种新的飞行器轨迹制导律设计方法。通过建立轨迹偏差运动方程和一系列坐标转换,利用非线性动态逆(NDI)、增量非线性动态逆(INDI)和PID控制方法推导出制导指令。借助于投影张量和矩阵伪逆等数学手段,使得公式推导过程更加简洁和容易理解,物理概念也更加清晰。针对常见的以法向过载制导律作为内回路输入指令时仿真效果不佳的问题,推导出了以俯仰速率制导律作为内回路输入指令的制导方法,可显著改善制导性能。最后,将所提方法应用于某飞机的高度模态和进近阶段的航向信标(LOC)/下滑信标(GLS)制导律设计,并进行了初步仿真验证。研究结果表明,所提出的制导律能够实现精确轨迹制导,具有较好的动态特性和鲁棒性。 相似文献
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考虑弹性高超声速飞行器纵向动力学模型,提出了一种基于时标分解的智能控制方法。考虑刚体状态和弹性模态具有不同的时标特性,采用奇异摄动理论进行快慢时标分解,将模型转换为刚体慢变子系统和弹性快变子系统。针对刚体子系统考虑动力学不确定,基于平行估计模型构造表征不确定逼近效果的预测误差,结合跟踪误差给出复合学习控制策略。针对弹性子系统设计自适应滑模控制稳定弹性模态。通过李雅普诺夫稳定性分析可证系统状态一致终值有界。仿真表明所提出的控制方法能够实现刚弹模态的稳定收敛,且具有更高的跟踪精度、更好的学习性能和更快的收敛速度。 相似文献
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针对空天飞行器应用传统数值预测校正再入制导算法实时性不佳的问题,提出一种基于Kalman滤波的预测校正制导算法。该算法采取四阶多项式拟合速度-高度飞行剖面,利用Kalman滤波估计选定的速度点对应的高度,得到满足再入走廊及航程要求的拟合系数。在此基础上,减少一个终端约束,增加一个待估计剖面参数,可实现对再入过程飞行时间的调节。研究发现,再入过程中通过在线辨识修正不确定性参数能够提高制导指令的适应性;飞行末段利用跟踪参考剖面制导可有效避免飞行速度与终端速度接近时发生拟合系数求解发散的问题。多组不同再入条件下的算例仿真结果表明,基于Kalman滤波的空天飞行器再入制导算法实时性好,制导精度高,能够实现飞行时间可控,具有较强的鲁棒性和工程应用潜力。 相似文献
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轨迹/飞行器总体参数的一体化优化方法研究 总被引:4,自引:0,他引:4
基于飞行力学、最优控制理论、最优化方法,采用两种轨迹/飞行器总体参数的一体化优化方法--静态+动态一体化优化方法和参数最优化方法,研究载人飞船再入的轨迹/总体参数的优化,并比较了两种一体化优化方法的不同特点。通过数字计算,得到飞船的最优滚转程序、升阻比,再入角和再人终端时间。结果分析表明,两种一体化优化方法有得到较高精度。 相似文献
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研究在Simulink下进行无人机自主飞行全程仿真的方案,用Aerospace模块建立无人机的非线性数学模型,以Simulink的使能模块构造内回路控制律,Stateflow实现外回路的制导、导航模块,并使用仪表模块和虚拟现实模块实现实时监控,可以搭建出完全基于Simulink的模型,能够实现控制律和控制策略的仿真验证。无人机的多模态仿真结果说明Matlab/Simulink下实现飞行控制全程仿真的有效性。 相似文献
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从饱和打击任务需求出发,针对多高超声速飞行器时间协同再入制导问题进行研究,提出时间可控再入制导律和协同再入制导架构,在改善现有制导律实时性、在线约束管理等性能的基础上,重点解决再入飞行时间不可知、不可控问题,最终实现时间协同再入飞行。协同再入制导结构分为两层,其中底层提出了基于神经网络的时间可控再入制导律,以实现再入飞行时间的可知性与可控性为目标;上层根据不同再入阶段特点设计相应的协调函数,生成时间协调信息。该结构适用于集中式或分布式的通讯结构,同时上层协调策略可以根据任务需要进行有针对性的设计与拓展。最后,通过仿真验证了时间可控再入制导律对时间的可控性和协同再入制导结构的有效性。 相似文献
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从高超声速飞行器集群"探测-打击-评估"一体化任务需求出发,针对多滑翔飞行器时间协同再入轨迹规划问题进行研究,提出集群再入的协同形式及轨迹规划方案,基于改进序列凸化算法解决了再入总飞行时间的精确控制问题,从而实现滑翔段时间协同。首先,给出了滑翔飞行器集群的协同策略,将求解模型转化为协同时间的确定、协同时间约束下的轨迹规划子问题。将模型中的时间项误差等加入罚函数,提高了协同轨迹求解可行性。引入飞行路径角预设剖面作为软约束,并通过罚函数与信赖域自适应调整,以避免轨迹求解时的振荡问题,提高了序列凸化算法的收敛性。以CAV-H飞行器模型为例验证了算法的有效性,仿真结果表明,所提算法对初值的敏感性低,求解得到的再入总时间可调范围与伪谱法一致,轨迹规划结果的平滑性及计算时间均优于伪谱法。 相似文献
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分析了月地返回飞行过程中的误差因素和量级采用蒙特卡洛法和统计理论,定量分析了月地返回轨道入轨时刻误差、入轨状态误差、入轨控制误差、转移段定轨误差、中途修正控制误差等各种误差对轨道终端参数的影响。给出了月地返回轨道中途修正的计算步骤,然后以预期再入时刻和目标再入点为修正目标,采用微分改正法计算中途修正所需的速度增量。结合误差分析结果和测控条件,给出第一次中途修正时机的建议和一个具体算例,计算结果表明所提中途修正方法和策略可以修正入轨误差、定轨误差和控制误差的影响,使月地返回轨道可以按预期的再入时刻返回预定再入点。 相似文献