导弹滑模抗干扰自动驾驶仪设计

针对拦截弹的抗干扰控制问题，设计了一种基于扩张状态观测器和快速滑模控制的三通道自动驾驶仪。首先建立考虑有界未知不确定性和外界干扰的拦截弹系统模型，构建扩张状态观测器对有界未知不确定性和外界干扰进行估计；在此基础上，根据自动驾驶仪系统特性，设计了一种快速滑模控制算法使得系统在受到有界未知不确定性和外界干扰的情况下仍然能精准快速跟踪指令信号，并基于李雅普诺夫函数证明了其稳定性。仿真结果验证了所设计控制算法的有效性。     

基于残差反馈控制的自动驾驶仪滚动回路设计研究

为满足战术导弹自动驾驶仪滚动回路面临的抑制严重干扰和稳定滚转姿态的需求,针对常规控制采用折中方法设计存在的问题,对基于残差反馈控制的自动驾驶仪滚动回路设计进行了研究,以解决系统鲁棒性与动态性能的矛盾。用Youla参数法分析标准闭环控制系统,提出针对被控对象发生模型摄动的控制策略:控制器分为两部分,针对无干扰等未建模特性的额定状态控制器和针对外来干扰、内部噪声等未建模特性时的残差信号反馈控制回路,分别保证系统稳定性、动态性能与鲁棒性。给出了自动驾驶仪滚动回路设计。用仿真与滑模变结构控制方法比较,验证了方法的有效性。     

输入饱和约束下导弹自动驾驶仪鲁棒最优自适应控制

针对遭受外部扰动和输入饱和约束条件下的导弹自动驾驶仪系统,研究其鲁棒最优控制问题。首先,引入光滑函数处理输入饱和约束,并设计超螺旋干扰观测器实现对外部扰动的实时估计;然后,结合滑模控制理论,设计基于观测器的自适应滑模控制策略;接着,针对等效滑动模态系统,引入自适应动态规划算法构造评价网络求解哈密顿-雅可比-贝尔曼(HJB)方程,设计新的更新律在线学习最优控制策略使得系统稳定的同时满足预设的性能指标;最后,导弹自动驾驶仪系统的仿真结果表明了算法的有效性。     

BTT导弹时变滑态变结构自适应自动驾驶仪设计

针对倾斜转弯导弹的具体特点, 提出了一种基于模型参考时变全程滑态变结构控制理论的协调式耦合自动驾驶仪的设计方法, 并分别针对滚转通道、俯仰/偏航耦合通道进行了设计分析; 最后进行了三通道联合仿真, 得到了满意的结果     

制导炸弹滚转通道自抗扰控制设计方法研究

针对航空制导炸弹的滚转通道,提出了利用自抗扰控制进行滚动控制设计的新方法.通过降阶扩张观测器对系统的扰动实时估计并实时补偿,使被控制对象被“线性化”成“积分串联型”系统,针对该系统仅仅需要PD控制.仿真结果表明,该控制器比PID具有较强抗干扰能力及较高的控制品质.     

基于自抗扰的直接力与气动力复合控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制导弹的设计问题,提出了一种基于自抗扰控制技术的自动驾驶仪设计方法.首先分析了复合控制系统的特点和控制问题,建立了三通道的复合控制模型.然后针对俯仰通道和偏航通道提出了一种三环设计方法,内环和中环应用自抗扰控制器设计,主要考虑自抗扰控制器对对象参数变化和外部扰动的不敏感特性,外环采用PI控制器设计.最后针对滚转通道提出了一种双环设计方法,内环和外环均采用自抗扰控制器设计.仿真结果表明,所提出的控制方案对过载指令具有较好的跟踪效果,且控制器具有很强的鲁棒性,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计.     

飞行器上干扰的测量和补偿

1、引言在“具有参数补偿的线性最优化系统设计”中论论了飞行器稳定系统采用观测器获得系统状态的方法,用参数补偿原理消除弹体弹性弯曲振动,及通过反馈增益阵实现全状态最优反馈控制。本文在上述工作基础上,设计增广系统全维或降维观测器,观测包括干扰变量在内的全部状态。这样,观测器不但是状态测量装置,也是干扰的测量装置。在满足一定的条件下,设计干扰补偿通道,用干扰补偿干扰。     

BTT导弹的三通道驾驶仪频带匹配关系研究

针对BTT导弹滚转角速度较大,俯仰和偏航通道具有强耦合、非线性的飞行控制特点,基于合理假设,通过线性化策略解耦得到相互独立的三通道弹体动力学模型,采用三通道独立设计的思想完成导弹三通道驾驶仪的设计。在此基础上,得到了三通道驾驶仪的闭环阶跃响应、开环系统幅相裕度以及导弹飞行参量的变化曲线,讨论了三通道控制系统响应快速性及频带匹配关系。根据仿真结果,得到了BTT导弹在满足滚转通道稳定性的前提下,尽量提高其频带,保持俯仰和偏航通道响应速度的一致性有利于消除通道间的耦合,增强BTT导弹的协调转弯能力。     

低速巡飞弹非匹配干扰观测控制器设计

针对低速巡飞弹倾斜转弯控制系统的非线性、强耦合、不确定的特征,研究了一种基于干扰观测器的自适应反演控制方法。将参数摄动、外界干扰和执行机构的响应偏差分别等效进成系统的匹配干扰和非匹配干扰,并设计在有限时间内估计误差收敛的非线性干扰观测器进行估计。利用反演控制的思想,在虚拟控制量中抵消非匹配干扰,在实际控制量中抵消匹配干扰。利用李雅普诺夫理论设计自适应调节律补偿干扰观测器的估计误差,改进控制系统的瞬态性能。仿真结果表明,干扰观测器估计误差在有限时间内收敛到一定区间,系统能够有效地克服干扰的影响,快速准确地跟踪滚转角、攻角、侧滑角参考指令。     

基于PSO算法的自动驾驶仪控制参数设计

针对自动驾驶仪控制器参数设计问题,提出一种基于PSO算法的导弹自动驾驶仪参数整定方法并对该方法所整定的控制器参数进行仿真验证.该方法在自动驾驶仪俯仰通道Simulink建模基础上,定义一个包含系统时域指标和频域指标项的适应度函数,根据控制系统对快速性和稳定性的要求,对各项指标进行适当加权,采用PSO算法对自动驾驶仪进行优化设计,实现了自动驾驶仪的控制参数整定.应用本算法对大量特征点的优化设计,均取得了良好的线性化设计结果,并对其进行了仿真验证,亦能满足仿真要求.仿真实验表明了该算法用于控制参数优化的有效性和优越性,有一定工程应用价值.     

亚轨道飞行器无动力自动着陆的横侧向控制

针对重复使用亚轨道飞行器无动力自动着陆的横侧向控制,偏航通道根据状态反馈和输出反馈理论将“偏航角速度+偏航角”反馈转换成适于工程应用的“偏航角速度+侧向过载”控制方式;滚转通道设计了“滚转角速度+滚转角”控制方式,在此基础上首次推导了BTT控制方式侧偏距回路的稳定性分析原理,并据此理论设计了横侧向回路的控制参数.仿真结果表明所设计的横侧向控制器能够快速消除侧滑角,有效消除侧偏距,并且对平稳风和切变风有较强的鲁棒性.     

考虑执行机构故障的运载火箭自适应滑模容错控制

针对执行机构故障下的运载火箭姿态指令跟踪问题，在考虑内部未建模动态、外部不确定干扰等因素的影响下，设计了一种基于新型扩张状态观测器(ESO)的自适应滑模容错控制器。首先，基于一种新型级联降阶扩张状态观测器，对系统的未建模动态、外部干扰等不确定性进行估计。在此基础上，结合滑模控制理论，设计了一种固定时间收敛的自适应滑模控制律，能够获得观测器干扰估计误差的上界信息，同时消除滑模控制的抖振现象。通过李雅普诺夫方法证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明，所提出的基于新型扩张状态观测器的自适应滑模容错控制器在执行机构故障情况下仍具有较好的跟踪性能和抗扰能力。     

基于复合抗饱和策略的火星飞机自适应控制

目前,伴随着火星探测的兴起,火星飞机越来越受重视。目前对火星大气研究不充分,火星飞机飞行环境特殊,存在强烈的不确定性和干扰。同时稀薄的火星大气与受限的飞机尺寸限制了操纵的机构控制能力。为了解决这2个关键问题,提出了一种基于复合抗饱和策略的自适应控制器,将模型误差、不确定性和干扰视为系统的"总和扰动",利用扩张状态观测器观测并加以补偿。针对控制能力受限带来的控制饱和,提出伪控制限制与基于误差补偿的扩张状态观测器抗饱和方案相结合的复合抗饱和策略。仿真结果表明,该控制方法能较好地完成指令跟踪,并有效抵制不确定性和干扰影响,效果良好,有效改善了控制饱和带来的响应迟滞等现象,使系统具有较强的抗饱和特性。     

基于扩张状态观测器的小型固体火箭控制系统设计与验证

以自研小型固体火箭为对象，基于扩张状态观测器，对三通道姿态控制器进行了设计及验证。建立了以攻角、侧滑角和滚转角为控制目标的积分链状态空间模型；结合扩张状态观测器，应用极点配置法对三通道姿态控制器进行了鲁棒设计；通过数值仿真和半实物仿真，结合拉偏分析，对控制器设计进行校核，证明了设计的有效性和鲁棒性；通过飞行试验验证了控制器性能，跟踪结果符合仿真分析，基本无延时、无静差，证明了该方法的可行性和工程应用价值。     

旋转导弹自动驾驶仪设计

根据旋转导弹自动驾驶仪的特点,阐述其设计中遇到的特殊课题及其解决方法.旋转导弹自动驾驶仪的设计和分析方法有必要进行补充和完善,以便用一个通道完成对导弹的飞行控制.对旋转导弹阻尼回路及其特点作了介绍.     

末段直接力姿态控制拦截弹的一种侧向稳定回路设计

针对采用侧向直接力姿态控制的拦截弹,设计了一种工程上比较可行的侧向直接力姿态控制方式的自动驾驶仪.首先,将侧向直接力发动机组看作一个离散的"鸭式"舵,进而对弹体进行线性化,得到弹体的传递函数;然后,在传统三回路增稳自动驾驶仪的基础上通过增加一个前馈通道的方式来设计直接力侧向稳定回路;最后,通过仿真验证了该种自动驾驶仪能够显著提高导弹的快速性.     

基于智能PID和扩张状态观测器的姿态控制方法

针对在实际工程中人工设计飞行器姿态控制参数造成工作量大的问题,提出一种基于模型参考自适应控制的神经网络姿态控制方法。首先在模型参考自适应控制的基本框架下,利用BP神经网络的自学习特性,实现PID控制参数的自适应整定。随后设计了两阶线性扩张状态观测器以对控制量进行补偿,并对观测器进行了误差分析。仿真结果表明通过神经网络训练得到的控制参数变化规律和工程实际较为相似,姿态角指令跟踪误差在允许范围内,幅值裕度和相角裕度均符合要求。通过分别在常值干扰和正弦变化干扰下的两阶线性扩张状态观测器和三阶线性扩张状态观测器的仿真对比,发现两阶的观测器更能够降低外界扰动对系统的影响。     

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。     

基于NHDO的机动目标拦截攻击角度约束导引律

为了精确控制导弹在有限时间内以期望攻击角度拦截机动目标,采用将导弹自动驾驶仪简化为惯性环节的方法,结合终端滑模控制理论设计了一种带攻击角度约束的有限时间收敛制导律。为了滤除视线角速率噪声,提出一种非线性跟踪微分滤波器对噪声进行滤波,建立了考虑滤波的制导系统状态方程,基于此方程设计非齐次干扰观测器,用于目标机动不确定项的估计补偿。仿真结果表明,所设计的制导律能达到对视线角速率有效滤波,对目标机动状态精确估计的目的,克服系统动态延迟对制导精度的不利影响,满足攻击角度和制导精度的双重要求。     

远程操控飞行器自适应神经网络观测器设计

针对无人飞行器远程操控系统设计时，由于远程操控飞行器动力学的非线性和飞行器控制系统性能的不确定性，无法精确建立远程操控飞行器控制系统模型的问题，提出了一种自适应神经网络状态观测器设计方法实现对远程操控飞行器的控制系统模型的估计。首先将飞行器的动力学环节与自动驾驶仪构成的闭环回路作为一个整体建立了远程操控飞行器控制系统的非线性模型。然后针对模型中存在未建模动态的问题，采用神经网络算法对非线性动力学模型进行在线辨识，并引入鲁棒项对附加扰动进行抑制。最后设计自适应律对神经网络的权值进行实时调整，保证了系统的稳定性，并基于Lyapunov理论证明了观测器的估计误差是最终一致有界的。仿真结果表明，所设计的观测器能够保证远程操控飞行器在存在未建模动态和附加扰动的情况下对飞行状态具有良好的估计性能。