BTT导弹动态逆-PID控制律设计

针对动态逆对被控对象模型依赖性较强且鲁棒性较差的缺点,研究了一种非线性动态逆和PID相结合的控制方法,用该方法设计了BTT导弹动态逆-PID控制律。首先,利用奇异摄动理论对导弹飞行状态进行时标分离,把导弹状态划分成快慢2个回路,分别对2个回路设计动态逆控制律;然后,将PID引入到慢回路中,以补偿由于未精确建模引起的系统逆误差;最后,对所设计的控制律进行仿真验证。仿真结果表明,该设计方法是有效的,所设计的控制律具有较好的动态特性和鲁棒性能。     

基于动态逆和鲁棒轨迹跟踪控制的导弹控制系统设计

基于动态逆方法及鲁棒轨迹跟踪控制理论提出了一种新的导弹控制系统设计方法。首先基于导弹的非线性模型设计快、较慢回路的动态逆控制器以实现其非线性解耦,然后在较慢回路中设计鲁棒控制律以补偿整个控制系统的总不确定性及干扰。即对较慢回路进行动态逆控制的基础上,通过引入一种辅助控制输入信号以抵消不确定性及外部干扰对系统性能的影响。稳定性分析表明了闭环系统稳定且系统跟踪误差能满足给定的性能指标。最后通过对所设计控制系统的仿真分析,验证了该方法的有效性。
     

基于RBF神经网络的导弹鲁棒动态逆控制

讨论了一种基于神经网络的导弹鲁棒动态逆控制方法。导弹的基本控制律采用动态逆方设计,针对存在动态逆误差的慢回路设计神经网络鲁棒逆控制器。用RBF神经网络逼近导弹慢模态数学模型,并把逼近误差引入到网络权值的调节律以改善系统的动态性能;鲁棒控制器用于减弱模型不确定性及神经网络的逼近误差对跟踪精度的影响。所设计的控制器不仅保证了闭环系统的稳定性,而且使模型不确定性及神经网络的逼近误差对跟踪精度的影响减小到给定的性能指标。最后通过仿真分析,验证了该方法的有效性。
     

基于最优控制/自抗扰控制的直/气复合控制系统设计研究

为提升控制系统的性能,对直/气复合控制导弹的控制系统设计进行了研究。以俯仰通道为例,用最优控制理论设计了基于状态反馈的导弹俯仰通道控制回路,用线性二次型调节器(LQR)获得控制律。给出了加权矩阵的选取方法:依次调整表征过载偏差、角加速度和角速度的权重,使求出的反馈增益系数满足要求。针对状态反馈控制律无法快速抑制直接力开启带来的干扰问题,用自抗扰控制(ADRC)理论改进了控制器,通过构建状态观测器在线实时估计外界干扰并予以补偿,快速抑制扰动。仿真结果表明:用最优控制/自抗扰控制设计的控制器跟踪速度快,动态过程平稳并具有较强的干扰抑制能力,提高了系统的鲁棒性。     

基于状态重构的吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制

针对吸气式高超声速飞行器参数不确定弹性体模型,仅考虑速度、高度和俯仰角速度可测的情况,提出了一种基于状态重构的鲁棒反演控制器设计方法。首先,将被控对象模型表示为严格反馈形式,分别采用动态逆和反演设计实际控制律和虚拟控制律;其次,引入反正切跟踪微分器来简化虚拟控制律求导运算,并用于对弹道角和攻角进行状态重构;最后,为了保证反演控制器的鲁棒性,基于非线性-线性跟踪微分器,设计了一种新型非线性干扰观测器,可实现对模型不确定项的精确估计和补偿。仿真结果表明,所提策略取得了较高的状态重构精度,控制器能够克服模型不确定项的影响,且能保证速度和高度对参考输入的稳定跟踪。     

框架式导引头自抗扰控制应用研究

对框架式导引头视线稳定回路控制问题,提出了自抗扰控制器设计方法。视线稳定回路双通道所受干扰具有不确定性,通过线性扩张状态观测器对系统的总和扰动实时估计并予以动态补偿,使被控对象化为"积分器串联型",再利用跟踪微分器和PD控制设计ADRC控制律。试验结果表明,在低成本约束条件下,ADRC能将隔离度从7.5%降低到3%,较PID控制有更好的控制品质。     

防空导弹控制系统分析

基于弹体动力学,讨论了防空导弹运动的可控性及其条件。采用以速率陀螺为敏感元件与伺服系统构成的速率反馈回路,以及为适应静不稳定弹体的气动特性引入的具复合反馈的稳定回路,以使弹体的跟踪过程有较佳的动态响应,并分析了两种回路的特性。讨论了导弹非中立稳定、中立稳定等状态的控制,以及控制系统的响应。研究表明：具复合稳定回路控制系统的弹体运动稳定和指令控制的鲁棒性较优。     

基于滑模微分器的吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制

针对吸气式高超声速飞行器气动\推进\结构弹性耦合运动学模型,提出了一种基于滑模微分器的鲁棒反演控制器设计方法。分别采用反演和动态逆方法设计虚拟控制量和实际控制量。引入滑模微分器来精确估计虚拟控制量的导数,避免了传统反演控制方法"微分项膨胀"问题。基于滑模微分器,设计了一种非线性干扰观测器,可对模型不确定项进行精确估计和补偿,从而增强了控制器的鲁棒性。仿真结果表明,该控制器对模型不确定性和气动弹性影响具有较强的鲁棒性,且能实现对速度指令和高度指令很好的跟踪效果。     

拦截高速机动目标的动态终端滑模制导律设计

针对新型高速机动目标的拦截问题,提出了一种基于动态终端滑模控制理论的鲁棒制导律设计方案。首先,基于动态终端滑模控制的有限时间收敛特性,研究了一种带补偿因子的终端滑模切换函数;然后,将其通过微分环节构造了非线性动态滑模超平面;最后,设计了动态终端滑模制导律,并对其有限时间收敛特性进行了分析。该制导律不仅具有有限时间收敛特性,而且针对导弹指令加速度的导数进行设计,可将滑模控制中具有的不连续项转移到制导律的一阶导数当中去,有效消除了抖振。仿真结果表明,该制导律可使导弹视线角速率有限时间收敛,且具有更强的鲁棒性和更高的制导精度。     

基于模糊滑模理论的纵向控制器研究

将模糊滑模控制方法与经典三回路控制结构结合起来,针对超声速导弹设计了纵向控制器.通过定点仿真和空间弹道仿真,检验了所设计控制器的时域响应特性和在有干扰条件下的程序过载稳定跟踪能力,仿真结果说明了该控制器的有效性和鲁棒性.     

速度信息缺失的平动点轨道交会预设性能控制

以平动点轨道的交会对接为研究背景，基于高阶积分链微分器和预设性能控制理论提出了一种仅需相对位置信息的平动点轨道近程交会控制律。首先利用高阶积分链微分器估计两航天器的相对速度状态，并设计预设性能控制器使得两航天器的相对运动状态在预设的边界内渐近收敛到期望状态。然后利用李雅普诺夫函数证明相对运动状态存在扰动时控制器的稳定性。该方法为闭环控制，且与模型无关，容易在线操作。仿真结果表明，在平动点轨道航天器存在未知扰动以及导航制导等不确定的情况下，利用所提交会控制律能够实现追踪航天器与目标航天器交会任务的高精度实时控制，具有较强鲁棒性。     

线性自抗扰控制器的噪声抑制改进研究

针对线性自抗扰控制器对噪声敏感的问题，提出了一种基于预报线性跟踪微分器的噪声抑制自抗扰控制器。首先给出了基于预报思想的线性跟踪微分器的一般形式，并分析了其频域特性；然后以航空飞行器姿态控制为例，设计了二阶预报-跟踪微分自抗扰控制器，并利用控制器疲劳度(Weariness degree)的概念，分析了噪声抑制自抗扰控制器的对噪声的抑制特性及闭环控制频域特性；最后通过飞行器硬件在环仿真(Hardware-in-the-Loop Test)对将该方法与传统惯性滤波器、线性跟踪微分器进行对比。结果表明该方法能有效抑制噪声污染对线性自抗扰控制器闭环特性的影响，降低扩张状态观测器高增益带来的噪声放大问题，增强控制器的鲁棒性，并能降低滤波带来的相位延迟，具有工程实用性。     

Inertia-independent generalized dynamic inversion feedback control of spacecraft attitude maneuvers

The generalized dynamic inversion control methodology is applied to the spacecraft attitude trajectory tracking problem. It is shown that the structure of the skew symmetric cross product matrix alleviates the need to include the inertia matrix in the control law. Accordingly, the proposed control law depends solely on attitude and angular velocity measurements, and it neither requires knowledge of the spacecraft's inertia parameters nor it works towards estimating these parameters. A linear time-varying attitude deviation dynamics in the multiplicative error quaternion is inverted for the control variables using the generalized inversion-based Greville formula. The resulting control law is composed of auxiliary and particular parts acting on two orthogonally complement subspaces of the three dimensional Euclidean space. The particular part drives the attitude variables to their desired trajectories. The auxiliary part is affine in a free null-control vector, and is designed by utilizing a semidefinite control Lyapunov function that exploits the geometric structure of the control law to provide closed loop stability. The generalized inversion singularity avoidance is made by augmenting the generalized inverse with an asymptotically stable fast mode that is driven by angular velocity error's norm from reference angular velocity. Asymptotic tracking is achieved for detumbling maneuvers as the stable augmented mode subdues singularity. If the steady state desired quaternion trajectories are time varying, then asymptotic tracking is lost in favor of close ultimately bounded tracking because the stable augmented mode continues to be excited during steady state phase of response. A rest-to-rest slew and a trajectory tracking maneuver examples are provided to illustrate the methodology.     

应用跟踪微分器的高超声速飞行器的反演控制

针对存在参数摄动和外部干扰等不确定性的高超声速飞行器模型，提出一种基于新型跟踪微分器的鲁棒反演控制方法。利用正切sigmoid函数和终端吸引子函数设计跟踪微分器，通过扫频测试得到了参数整定规则，并进行了对比仿真试验。在此基础上，构造一种非线性干扰观测器对模型的不确定项进行估计，增强了控制器的鲁棒性；并利用所设计的跟踪微分器对虚拟控制量进行滤波处理，解决了传统反演控制的“微分项膨胀”问题。最后，通过仿真校验了所设计控制器的有效性。     

导引头量测故障下的增量式三维制导律设计

考虑导引头量测故障下拦截机动目标的末制导问题,以提高制导系统的鲁棒性、降低制导增益、减小系统残差、避免视线角速率剧烈振荡/发散为目的,基于增量式控制方法设计了一种具有鲁棒增强特性的三维末制导律。首先,将末制导问题转化为零化视线角速率的控制问题。其次,通过弹目相对距离及视线角速率定义辅助变量,给出传统的滑模制导律作为设计参考。然后,基于增量式非线性动态逆滑模控制方法,充分挖掘视线角加速度估计信息及上一采样时刻的制导指令,得到增量式三维鲁棒制导律。最后,在目标机动及导引头量测故障下,分析并比较了两种制导律所产生的系统残差。理论分析及多工况仿真结果表明,增量式制导律不仅对目标机动及大范围失效的导引头量测故障具有强鲁棒性,而且所需制导增益也较小,同时避免了末端视线角速率严重发散的问题     

空空导弹大角度姿态推力矢量控制研究

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹敏捷转弯方法，研究了空空导弹的大角度姿态机动控制律。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看做快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律。利用动态逆方法设计了快子系统控制律。分析了控制系统的鲁棒性和稳态精度。仿真结果证明了所提控制方法能够大大减小空空导弹大角度姿态机动时各种力矩干扰的影响。最后给出了采用姿态控制实现的越肩发射的仿真结果。     

高超声速飞行器无在线求导backstepping控制方法

针对高超声速飞行器纵向通道跟踪控制问题,提出一种无需对虚拟控制量进行在线求导的新型backstepping控制方法.首先将飞行器动力学模型划分为速度子系统和航迹倾角子系统,然后采用backstepping方法设计航迹倾角子系统控制器,利用高阶微分器技术直接设计虚拟控制量一阶导数的控制律,这样即避免了现有backstep...     

基于ESO的用户星天线跟踪指向控制技术

基于独特的非线性扩张状态观测器(ESO),提出了一种用户卫星天线跟踪指向控制系统。该系统由程序跟踪内环和自动跟踪外环组成。内环控制器由三阶ESO、线性比例微分控制律和静态解耦律组成。外环控制器为一简单的积分控制器。ESO能够在不依赖天线模型的情况下估计出系统状态和总扰动(称为扩张状态)。利用该扩张状态实现动态反馈补偿,则天线系统被简化为解耦的积分系统。基于ESO设计天线控制系统,无需精确的用户卫星天线模型。仿真结果表明,提出的天线控制系统具有较高的跟踪指向性能和对干扰和不确定性具有较强的鲁棒性。