基于滑模干扰观测器的近空间飞行器非线性广义预测控制

近空间飞行器(NSV)的飞行包络很大,特别在高超声速飞行过程中,系统将具有强烈非线性 、耦合性和快速时变性,同时将受到较大的外干扰及不确定性影响,这对控制系统提出了很 大的挑战。为此,提出了基于滑模干扰观测器(SMDO)的非线性广义预测控制(NGPC)策略,将 滑模控制的强鲁棒性和预测控制良好的动态性能相结合,设计了高超声速条件下NSV的姿态 制导控制律,进一步仿真实验,结果表明该飞控系统具有良好的控制性能和抗干扰能力。
     

不同尾翼受发动机羽流作用对弹体飞行性能的影响

针对某型靶弹在试验飞行时采用不同尾翼布局所得的截然不同的飞行结果，开展了固体火箭发动机喷流干扰对飞行器飞行性能影响的研究。结果表明，发动机喷流与发动机推力偏心、偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生影响，且影响程度与飞行器尾布局有很大关系。     

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。     

空间站的变结构鲁棒稳定控制

针对空间站的参数不确定性和环境干扰，提出将变结构控制技术应用于空间站姿态稳定控制系统的设计，所得闭环系统具有良好的动态特性和较强的鲁棒性，能够有效地克服各种不确定性因素和外界干扰的影响，同时控制器结构简单、工程易实现。     

运载火箭主动段自适应增广控制

针对运载火箭上升段在复杂飞行环境、大不确定性干扰和振动等因素的影响下，传统PID控制方法难以满足高品质控制需求的问题，进行了自适应增广控制(AAC)方法研究，以实现对运载火箭姿态的精确控制。在深入分析自适应增广控制系统整体构架的基础上，通过标称PID控制器设计与基于粒子群优化(PSO)的数字滤波器设计实现了刚体控制及对弹性振动的抑制；继而针对大范围干扰、不确定性和由于滤波器切换产生的弹性振动影响，设计了在线调整算法自适应调节PID控制增益，并对其工作机理与参数设计原则进行研究；然后设计干扰补偿回路和主动减载回路以减小内外扰动、弹性振动和风载荷影响；最后在弹性振动、风干扰和参数不确定性等因素同时作用的状态下进行仿真分析，验证了自适应增广控制系统能够有效应对运载火箭主动段复杂飞行环境的影响，大幅度提升综合控制性能，具有理论研究意义与工程应用价值。     

飞行器姿态的一种鲁棒自适应模糊解耦控制

飞行器姿态系统具有非线性、强耦合、多输入多输出(MIMO)的特点。本文针对飞行器姿态模型的非线性和不确定性，提出鲁棒自适应模糊解耦控制方法，对飞行姿态进行机动控制。首先，设计基于精确反馈线性化的模糊解耦控制环节。针对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项，采用H∞鲁棒补偿控制方法，使误差干扰项对系统的影响最小。为充分利用有限的模糊规则，采用非线性可调参数模糊模型。模糊参数的自适应调节律由李雅普诺夫综合法得到。数学仿真表明，该控制方案对于空间飞行器姿态系统中的非线性和参数不确定性具有较强的适应能力。     

天问一号火星探测器EDL过程自主导航技术

针对天问一号探测器进入、下降和着陆(EDL)过程的大动态、强不确定性给导航系统带来的挑战,基于多敏感器信息融合理论,设计了天问一号探测器高容错强自主着陆导航算法,以实现在EDL过程大不确定性、多敏感器故障以及陀螺饱和带来的姿态基准丢失情况下的导航状态准确可靠估计.天问一号探测器实际在轨飞行结果验证了自主导航系统设计的正...     

近空间高超声速飞行器输入饱和抑制模糊自适应控制

针对近空间高超声速飞行器三通道姿态跟踪控制问题，提出了一种基于输入饱和抑制的非线性模糊自适应滑模控制器。考虑到飞行器模型具有严格反馈形式的特点，以反步法为基础，结合非奇异快速Terminal滑模方法设计控制器。设计了模糊系统估计模型中的干扰项，并通过自适应鲁棒项补偿估计误差，引入非线性增益函数提高控制系统的饱和抑制能力，并基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。最后，通过仿真对比实验验证方法的有效性。仿真结果表明，所设计的控制器能够保证飞行控制系统在存在模型参数不确定性的情况下具有良好的姿态跟踪性能和输入饱和抑制能力。     

小型固体运载器一级飞行段姿态控制方案研究

为降低结构质量、提高运载能力,某小型固体运载器采用复合材料箭体结构设计方案和静不稳定气动设计方案,运载器具有较大的挠性,一级飞行过程中,由于稠密大气的影响,结构和控制耦合现象明显,对控制系统设计提出巨大挑战;同时,控制系统还面临发动机结构引起的干扰、风干扰、质量质心时变特性以及气动参数不确定性等问题。针对这些问题,设计了带有主动振动补偿和漂移控制的Backstepping控制器,通过滑模观测器估计低频弹性振动的影响,并给予补偿,采用反演控制技术设计非线性鲁棒控制器,以适应系统中存在的较强的不确定性,确保在一级飞行过程中的全局渐进稳定,提供可选择的漂移控制通道,修正由于风干扰引起的横向、法向漂移。通过运载器飞行仿真环境验证了控制器性能。Montr Carlo仿真结果表明,在各种干扰影响下,所设计的非线性鲁棒控制器的姿态跟踪误差不超过2°,控制舵偏角不超过5,°满足总体方案要求。     

索式火箭回收着陆系统缓冲装置设计与分析

针对索式火箭回收着陆系统中摩擦缓冲装置的缓冲能力和调节能力有限的问题,提出了一种基于最小二乘法和系统动力学特性的液压缓冲装置反问题设计方法。该方法通过对液压缓冲装置中控制阀凸轮外形和储能器初始压强的设计来调节着陆火箭运动学特性,使火箭按照特定的运动学特性在有限的缓冲位移内减速至静止稳定且缓冲加速度最小。对索式火箭回收着陆系统建立精准高效的多体动力学模型,并针对不同的工况进行仿真校验。仿真结果表明根据所提反问题设计方法设计的索式火箭回收着陆系统能够按照特定的运动学特性减速缓冲着陆火箭,具有较强的减速缓冲能力；针对不同质量和着陆位置偏差的着陆火箭,具有自动调整液压阻力保持火箭相同的运动学特性的能力。     

可重复使用飞行器再入控制系统设计

本文首先分析了可重复使用飞行器的控制结构,然后提出了一种智能变结构控制器,它可以使可重复使用飞行器控制系统克服现有方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性和强耦合的对象特性,并能适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动的不利影响。最后通过simulink建模对控制系统进行了内外两回路协同仿真,验证了此控制系统能很好地跟踪输入,并且较好地解决了存在于变结构控制系统中抖振问题。     

自主学习干扰观测器驱动的重复使用运载器再入段滑模控制

针对重复使用运载器(RLV)再入段的姿态控制问题，设计一种具有自主学习干扰观测器(SLDO)的滑模控制器。基于奇异摄动理论及时标分离原则，将RLV的姿态动力学方程划分为外环和内环子系统。根据RLV再入段模型不确定性和外部干扰均随时间变化、不可忽略且无法预知边界等特点，结合2型模糊神经结构、误差反馈学习架构以及滑模控制(SMC)理论，提出一种新型在线自主学习干扰观测器。设计基于SLDO驱动的多元超螺旋滑模控制器，完成对再入段姿态的跟踪。最后，针对6自由度RLV模型进行了仿真分析，仿真结果证明了控制方法的有效性以及鲁棒性。     

可重复使用飞行器归一化复合控制系统设计

以可重复使用飞行器（RLV）的姿态控制系统为研究对象,提出一种基于归一化方法的新型复合控制系统设计方法。对RLV三自由度姿态动力学模型中的气动控制量和反作用控制系统（RCS）控制量分别进行归一化处理,建立RLV复合控制的归一化模型。在此基础上,通过对归一化模型的输入矩阵中同种执行机构控制阈值的设计,获得两种异类执行机构复合控制的切换条件,并进一步修正了归一化复合控制模型。基于积分型终端滑模控制方法,设计了可重复使用飞行器的复合控制系统,并采用广义逆的方法,直接将控制分配融合到控制律的设计中来,实现控制律和控制分配的一体化设计,不需要优化算法,减少了控制系统的计算量。最后,对可重复使用飞行器姿态控制系统进行数学仿真,不仅校验了采用归一化方法设计的复合控制系统的有效性,而且与采用线性规划优化控制方法具有相同的姿态控制效果。     

天地往返可重复使用运载器再入飞行GNC系统关键技术

天地往返可重复使用运载器(RLV)在未来天战中将扮演重要角色。目前各军事大国围绕RLV的关键技术开展了广泛深入的研究。再入飞行是RLV飞行任务的重要阶段,而制导、导航与控制(GNC)系统则是RLV的核心系统之一,是RLV再入飞行的“脑系统”。本文分析了RLV在再入飞行阶段GNC系统的任务要求,明确其体系结构,分析GNC系统存在的问题,给出了深入研究GNC系统需要解决的关键技术和进一步研究的方向。     

反作用控制系统在RLV再入复合控制中的研究

以再入段的可重复使用飞行器(RLV)控制系统为研究对象,针对RLV再入姿态的气动舵面与反作用力控制系统的特点,提出优化控制选择配置算法把控制力矩指令配置为末端执行机构指令,分别由气动舵面与反作用力控制系统执行。仿真结果表明,该复合控制方法可以弥补某些情况下气动舵面控制的不足,能很好地实现RLV姿态控制,并具有更好的动态性能。     

含扩张状态观测器的高超声速飞行器动态面姿态控制

针对高超声速飞行器复杂非线性、高不确定性和强通道耦合等特点,提出了一种飞行器姿态控制的非线性设计方法。根据高超声速飞行器无动力飞行的姿态运动方程组,给出一个可面向姿态控制的非线性设计模型。针对一类非线性系统,提出了一种基于扩张状态观测器（ESO）的动态逆设计方法,并通过动态面控制理论,将其应用于高超声速飞行器的三通道姿态控制中。仿真结果表明,相比基于传统动态逆的动态面控制方案,本文所提出的控制方案可以保证飞行器快速、精确地跟踪角位置指令,并且具备针对系统不确定性的强鲁棒性能。     

敏捷性导弹的双网络逆动态模糊神经网络控制

新疆敏捷性导弹为了获得更高的机动性、敏捷性和好的导引精度，许多采用推力矢量控制方案，本文讨论了一类带推力矢量控制导弹的数学建模，在此基础上提出了一种适用于此类新型导弹的模糊神经网络控制方案，采用双网络逆动态学控制结构，数字仿真表明所提出的控制方案对于系统内参数不确定性和非线性变化具有强的适应性。     

受细胞膜放电模型启发的航天器姿态鲁棒控制

研究了具有模型参数不确定和受空间环境干扰影响的挠性航天器姿态大角度快速机动快速稳定控制问题,设计了一种受细胞膜放电模型启发的鲁棒姿态控制器。综合考虑挠性航天器的强非线性和强耦合特性,设计了对模型参数和环境干扰具有鲁棒性的姿态机动控制器。为了减小机动中姿态突变激发的挠性附件振动,基于细胞膜放电的动力学模型设计了一种改进的鲁棒控制器。当参数不确定范围和干扰有界时,所提鲁棒控制器可使闭环系统的解最终一致有界。最后,分析了控制器参数对姿态控制性能及所需能量的影响。数值仿真验证了所提鲁棒控制器用于姿态机动控制可以得到良好的效果。     

高超声速再入飞行器的特征建模及自适应递推滑模控制

针对高超声速再入飞行器非线性程度高、参数不确定性大、快时变等特点，提出一种基于神经网络特征模型的自适应滑模姿态控制方案。首先，采用现有特征建模方法，将对象模型中的非线性、时变不确定性压缩至特征参量中；进一步，结合模糊神经网络，将快时变特征显式地表征在特征模型中，使得待估计的特征参量具有时不变特性，从而易于其自适应律的设计。然后，在该神经网络特征模型的框架下，设计递推形式的自适应滑模控制律，以进一步提高飞行控制系统的鲁棒性。最后，通过仿真校验了所提出控制方法的正确性和有效性。