基于自适应动态逆的高超声速飞行器姿态复合控制

考虑高超声速飞行器再入过程中存在气动舵低效的问题,提出了质量矩/气动舵复合控制方式,研究了这两类执行机构的复合控制分配问题,并针对高超声速飞行器强非线性和不确定性的对象特性,基于神经网络方法设计了自适应动态逆姿态控制系统。首先给出了质量块配置原则以及质量矩/气动舵复合控制模型;其次,为获得良好的控制分配精度并保证较小的执行机构能耗,基于二次规划方法设计了质量矩/气动舵复合控制分配策略;再次,利用神经网络权值的自适应调整来逼近系统中存在的不确定性,补偿动态逆误差,设计了基于神经网络的自适应动态逆控制器。最后,通过仿真验证了文中控制分配策略和自适应动态逆方法的有效性。     

具有异构多操纵机构的飞行器复合控制技术

提出了具有异构多控制机构的飞行器复合控制决策与管理系统结构,建立了具有气动力/推力矢量/直接侧向力的异构多操纵机构的飞行器动力学模型,提出了模糊自适应控制分配与复合控制器优化集成设计方案。设计了基于参考模型的模糊自适应控制分配策略,使气动力/推力矢量/直接力任意形式组合及动态分配过程中复合执行机构等效动态特性与参考模型一致。采用进化策略对导弹复合控制系统参数进行了多目标优化设计。分别针对不同的组合形式进行了仿真研究,证明了具有异构多操纵机构的飞行器复合控制系统具有很好的快速大机动跟踪能力,实现了飞行器气动力/推力矢量/直接侧向力之间不同形式组合控制系统的自适应控制分配。     

新概念飞行器的姿态复合控制

研究了大气层内质量矩与直接力复合控制飞行器的姿态控制问题.在建立飞行器数学模型的基础上,基于质量矩控制与直接力控制的各自优势,提出了质量矩与直接力复合控制色行器的姿态控制策略.在此基础上应用动态逆理论,根据系统变量的特点将状态变量进行时标分离,形成快慢两回路,设计了飞行器的姿态控制规律.仿真结果表明,该方法能够有效实现飞行器的姿态控制.     

再入弹头质量矩复合控制系统设计

针对提出的再入弹头质量矩复合控制模式,利用变结构控制方法设计了三通道的姿态控制律.为了抑制滑块跟踪运动和再入过程中非对称气动烧蚀带来的影响以及满足快速、鲁棒性的要求,设计了基于时间最优的滚动通道的稳定控制律;用双积分系统的时间性能指标来确定切换线,同时构造双切换函数以及在原点领域切换为连续控制律来解决开关颤振问题;为了抑制滑块运动带来的影响,在滑块结构布局优化的基础上,利用变结构设计了俯仰和偏航通道姿态控制律.最后,通过非线性系统仿真验证了该方法的有效性.     

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。     

变质量飞行器变轨中摇摆发动机指向跟踪问题研究

针对携带大推力摇摆式轨控发动机的变质量飞行器,研究了其推力方向跟踪质心位置变化同时指向惯性空间推进方向的问题。研究中将飞行器分为可摇摆的发动机和变质量的平台两部分,利用雷诺迁移定理和变质量力学原理建立了整个变质量系统的数学模型;在控制系统设计中,通过一组线性转换,将系统转换为摄动双积分系统,以时间最优为性能指标,利用相平面法构造开关控制律。仿真结果表明,变质量飞行器利用该控制律能够实现摇摆发动机在惯性空间中跟踪质心位置变化的同时与推进方向保持一致。     

无动力飞行器的制导与控制系统

提出了考虑常值风影响时无动力飞行器的动力学方程。基于变结构控制策略设计了三维的制导律和控制律，以此高度非线性、强耦合、时变的模型为基础进行了六自由度仿真，仿真结果表明这种考虑了风影响的动力学模型更接近实际，制导律和控制律是有效的，具有工程应用价值。     

三维解耦的最优变结构末制导律设计

对于三维空间的目标末段拦截问题,设计了一种最优变结构末制导律.通过引入伪控制量,应用线性二次型最优控制理论推导出了视线纵向和侧向平面内的最优制导律,然后,基于变结构控制理论,将目标机动量视为扰动量,设计了一种三维的最优变结构末制导律,并通过Lyapunov稳定性定理确定变结构制导参数范围.最后仿真表明,相对于比例导引,...     

越肩发射空空导弹气动力/推力矢量复合控制器设计

针对采用气动力/推力矢量复合控制的空空导弹,在越肩发射时的大迎角飞行情况,研究变结构控制器设计.选取气动舵和推力矢量舵的线性组合策略,建立了BTT导弹弹体数学模型,在弹体数学模型分析的基础上,采用模型参考变结构控制方法对弹体滚动通道、俯仰-偏航通道控制器进行了设计.仿真结果表明,控制系统具有较好的控制性能,对于系统内部参数变化具有较强的鲁棒性,从而验证了模型参考变结构控制器的有效性,为新一代越肩发射空空导弹气动力/推力矢量复合控制器的设计提供了理论参考.     

移动质心再入飞行器姿态的无源性控制

从能量的观点研究了再入飞行器的移动质心控制方案。由于受移动质量块大小和位移的限制,移动质心控制方式不能像空气舵一样产生很大的控制力矩。采用基于能量的欧拉-拉格朗日法,在飞行器坐标系内推导了单质量块移动的七自由度动力学方程。在对动力学方程进行合理简化的基础上,采用无源性控制设计了俯仰平面的姿态控制器。状态反馈跟踪控制采用了能量形成加上阻尼注入的PD+(PD Plus)控制思想。在控制律推导过程中,直接考虑了动力学系统的非线性。通过Lyapunov函数证明了控制器能使系统全局渐近稳定。对非线性系统再入飞行控制仿真结果表明,即使存在风干扰和参数时变情况下所设计控制器也有满意的性能。     

直/气复合控制导弹的模型预测和自抗扰姿态控制设计

针对直/气复合控制导弹姿态控制系统的特点,提出将非线性模型预测方法与自抗扰控制方法结合的姿态控制策略,设计姿控脉冲发动机阵列点火逻辑,在分析直接侧向力有限约束集的基础上提出直/气复合控制导弹姿态控制系统设计方法。仿真结果表明,所给出的复合控制策略可以有效抑制外部干扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

轨控期间挠性卫星姿控系统的容错控制

卫星在实施轨道控制期间,轨道机动推力会影响卫星的姿态稳定.本文针对存在推力干扰的挠性卫星,研究执行器故障情况下姿控系统的容错控制问题.首先设计一种基于反步自适应变结构的被动客错控制器实现姿态稳定,在此基础上,采用分布式智能部件作为执行器,设计补偿项以更好地抑制挠性结构的振动和常值变形.最后,以轨控期间挠性卫星姿态控制系统的飞轮故障为应用实例进行数值仿真.仿真结果验证了本文所设计的姿态容错控制器的有效性和可行性.     

H∞鲁棒控制与PID控制相结合的无人机飞行控制研究

针对无人机飞行过程中出现的参数摄动和外部扰动带来的影响,在经典PID控制的基础上,加入H∞鲁棒控制,形成一种混合控制方式.PID控制器在跟踪给定指令时发挥其优势,H∞控制用于处理数据摄动和外界扰动的鲁棒控制问题.因无人机飞行时部分模型参数发生摄动,所以采用H∞鲁棒控制,并把H∞鲁棒控制转化为标准H∞控制处理.标准H∞控制讨论的是在标称参数状态下,系统的扰动抑制问题.鲁棒H∞控制研究参数摄动情况下的扰动抑制问题.将H∞鲁棒控制与PID控制相结合能保证系统的动、稳态性能     

基于灰色模型的导弹水中段横向载荷计算

为了解决潜射导弹水中段横向载荷在各种因素作用下难以建模计算的问题,采用灰色理论的分析方法,建立了适合折椅问题的GM(1,1)模型,并给出了算法运用的具体步骤.数据验证表明,所建立的模型不但能够较好的模拟使用过的试验数据,而且对于未曾接触的试验数据也具有很高的预测精度,有效的解决了导弹水中段横向载荷的计算.     

基于控制有效性因子的卫星姿态控制系统在轨重构容错控制

研究了在轨卫星姿态控制系统发生可修复性故障状况下的重构容错控制。首先在星敏感器对陀螺的标定模型中引入控制有效性因子，并利用二级卡尔曼滤波算法求解其值，以说明系统的控制有效程度。然后采用统计假设检验通过其幅值变化判断系统是否存在故障，当故障发生时，引入重构容错控制器对原控制器进行补偿控制。最后，建立卫星闭环姿态控制系统对算法进行了仿真验证，仿真结果表明该算法快速可靠，能够满足在轨卫星姿态控制系统故障状况下的性能要求。     

Fault-tolerant Control Under Constrained Input for Flexible Satellite Attitude Control System during Orbit Control

轨控期间的卫星由于推力器安装偏差,实施推力时会产生较大的干扰力矩,直接影响到卫星姿态稳定.除此,考虑到执行机构提供的力矩是有限的,为保证系统的稳定性,需在设计控制器的过程中考虑输入受限问题.本文针对卫星执行机构故障情况,综合考虑输入受限和干扰问题,提出一种基于输入受限的挠性卫星姿态容错控制策略,并开展了仿真试验,验证了本文设计的姿态容错控制器的有效性.     

基于控制杆的太阳帆姿态控制研究

针对由控制杆、反作用飞轮、有效载荷和太阳帆所组成的太阳帆航天器多体系统,从     

具有跳变控制输入的航天器反追踪控制方法

针对航天器沿着其固定的椭圆弹道飞行而容易被追踪和拦截的问题,提出了一种基于跳变控制输入的航天器反追踪模型参考跟踪控制器的设计方法。结合随机稳定和模型参考跟踪的定义,给出了航天器反追踪模型参考跟踪控制问题的数学描述。基于跳变系统的随机稳定性理论和模型参考跟踪控制方法,设计了具有随机稳定性的反馈镇定控制器和具有自由参数优化的前馈控制器。以航天器反追踪为例进行了数值仿真,仿真结果说明了所提出的控制方法的有效性。     

飞航导弹变结构过载控制方案研究

对飞航导弹的变结构过载控制进行了研究,提出了以过载、角加速度和角速度构造滑模面的工程易实现的方案。同时,应用根轨迹方法,进行了控制参数的优化设计。最后,针对两类典型飞航导弹模型,将"过载 角加速度 角速度"方案与"过载 角加速度"方案进行仿真比较。结果表明"过载 角加速度 角速度"方案适用范围更广、控制效果更好。