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相似文献
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1.
针对升力式飞行器再入终端需要满足窗口约束条件的情况,提出了一种基于模型预测算法的再入轨迹优化方法。该方法利用预测模型和滚动优化策略将非线性多约束优化问题转化为线性优化目标函数,并采用二次规划法求解该轨迹优化问题,得到了满足相应约束的亚轨道再入轨道。以某升力式再入飞行器为对象进行了纵向轨迹优化计算,仿真结果验证了该轨迹优化方法具有较高的精度和计算效率。  相似文献   

2.
空天飞行器鲁棒自适应模糊跟踪控制   总被引:1,自引:0,他引:1  
基于轨迹线性化方法提出了鲁棒自适应模糊跟踪轨迹线性化控制(Robust adaptive fuzzy tracking control,RAFTC)方法,并应用于空天飞行器(Aerospace vehicle,ASV)飞行控制系统设计.利用模糊系统能以任意精度逼近非线性系统的特性,对未知干扰和不确定性进行逼近,求得的模糊函数作为系统不确定界函数,且整个系统仅需在线调整不确定界函数的界,利于工程实现.采用Lyapunov方法,证明了闭环系统所有信号一致最终有界.最后利用本文提出的控制方案设计了空天飞行器飞行控制系统,并在高超声速条件下进行了仿真验证.仿真结果表明了控制方案的有效性和鲁棒性.  相似文献   

3.
进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题,在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全,在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势,推导了适用于高速动态分离试验的相似准则,发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施,建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术。利用该技术,针对配有进气道整流罩的飞行器前体,以50kPa动压试验条件实现了高动压(100kPa)条件下的动态分离轨迹模拟。  相似文献   

4.
针对四旋翼飞行器的飞行控制问题,提出了一种基于模糊小波神经网络的鲁棒自适应滑模控制方法。首先利用牛顿-欧拉方程得到四旋翼飞行器的动力学模型,然后用模糊小波神经网络在线逼近系统中的外部扰动和未建模不确定动力学特性,最后提出鲁棒自适应滑模控制算法,通过Lyapunov稳定性理论证明了整个飞行控制系统的稳定性。仿真和实验结果验证了所提出控制方法对外界干扰和模型的不确定性具有较好的鲁棒性和自适应性。  相似文献   

5.
基于非线性干扰观测器的空天飞行器轨迹线性化控制   总被引:2,自引:0,他引:2  
研究一种新的空天飞行器基于非线性干扰观测器的轨迹线性化飞行控制方案。轨迹线性化控制是一种新颖有效的非线性跟踪和解耦控制方法,但空天飞行器飞行过程中存在的建模误差和外界干扰等不确定因素将导致其性能下降甚至失效。为了满足空天飞行器高精度高稳定控制的要求,本文利用非线性干扰观测器对系统中存在的不确定进行估计,其输出用以设计新的补偿控制律,从而使当前轨迹线性化方法的控制性能得到改善。最后利用该方案设计出空天飞行器飞行控制系统,通过高超声速飞行条件下的仿真,验证了该方法的有效性。  相似文献   

6.
对月球返回舱跳跃再入大气层的初始再入段弹道特性与过载约束下轨迹优化问题进行了分析。首先介绍了跳跃再入的基本概念与优点,对不同再入角、不同升阻比情况下初始再入段的弹道特性进行了分析。然后采用庞特里亚金极大值原理以总吸热量最小为优化目标,对过载约束下再入轨道的初始再入段进行了优化设计,给出了升力系数的最优表达式。仿真研究表明,该方法能有效地降低飞行过程中的过载。  相似文献   

7.
在严苛的热流、动压、过载等约束下,为了使高超声速滑翔飞行器在无动力再入过程中经过预先设定的航路点最终到达末端能量管理界面,提出一种基于轨迹在线生成加跟踪制导思路的三维自主再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段。初始下降段采用定常迎角和倾斜角策略。滑翔段轨迹在线生成分解为纵向规划和侧向规划:纵向规划中用于确定航程的阻力加速度-能量剖面由再入走廊上边界和下边界内插得到,侧向规划采用降阶的侧向运动方程根据航路点约束确定倾侧角反转的时刻。最后对该制导方法进行了仿真分析,仿真结果表明该制导方法能够在满足各种路径和终端约束要求下完成制导任务。  相似文献   

8.
基于鲁棒控制理论的轨迹规划方案   总被引:1,自引:1,他引:0  
为了在大流量、高密度和小间隔条件下获取多航空器鲁棒无冲突轨迹,针对不同的航路空间分布结构,通过将单架航空器视为一个批次以及引入缓冲时间参数,基于航路冲突点保护区竞争机制,在极大代数框架下根据管制间隔约束构建了单航段和多航段航空器流控制模型,建立了模型输入变量、状态变量和输出变量之间的约束关系。从各类子模型的空间逻辑结构出发,进一步构建了空域多航空器极大代数耦合模型。基于不同的调配目标,设定了多类鲁棒优化指标函数,采用调整航空器到达航段入口时刻和在航段上运行速度两种策略,提出了多航空器轨迹规划鲁棒优化模型。算例分析表明,本文所提出的规划模型可行有效。  相似文献   

9.
针对运载火箭推力下降故障下难以实现在线弹道重构的问题,提出了一种基于神经网络的剩余运载能力估计及程序角重构的算法。以线下基于工程实践的弹道优化方法生成的故障状态下最优弹道作为学习样本,针对程序角曲线的特点,分别使用不同学习方式学习一级飞行段程序角和其他飞行段程序角;分析不同超参数对神经网络训练过程的影响,利用随机搜索法选取超参数。该算法使用以神经网络为核心的机器学习思想,用基于数据的方式避免了因运载火箭动力学模型复杂而无法在线快速求解最优弹道的问题,能够解决大气环境下弹道重构的难题。仿真结果表明,该算法对剩余运载能力估计准确,重构程序角与最优弹道相比误差小,运算速度相比其他方法优势明显。  相似文献   

10.
高超声速飞行器再入自适应容错制导控制一体化设计   总被引:1,自引:1,他引:0  
针对故障下高超声速飞行器安全再入飞行问题,考虑控制系统存在各种不确定性参数、干扰和力矩故障,进行高超声速飞行器再入自适应容错制导控制一体化(Integrated guidance and control,IGC)设计。首先,针对分离通道的制导与控制(Separate channel integrated guidance and control,SCIGC)模型设计无法同时协调制导和控制系统容错能力的问题,考虑制导环和姿态环之间关系并建立制导控制一体化模型;然后,针对一体化模型设计自适应滑模Backstepping容错控制器,并采用Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型在线逼近由未知参数和加性故障引起的复合干扰项;最后,基于Lyapunov稳定性定理设计参数自适应律在线更新容错控制器,同时引入投影算子防止参数漂移以保证参数处于合理区间,从而完成自适应容错制导控制一体化方案设计。在飞行器故障条件下,通过IGC与SCIGC控制策略的仿真对比,验证了自适应容错IGC控制策略的有效性和优越性。  相似文献   

11.
为了能在倾转旋翼机单发失效轨迹优化的研究中考虑到驾驶员的反应特性,建立相应的增广飞行动力学模型并进行计算分析。首先,以倾转旋翼机基本纵向刚体飞行动力学模型为基础,建立旋翼拉力系数、旋翼后倒角与操纵杆量之间的关系,并引入延迟环节、惯性环节和操纵速率限制来模拟驾驶员的反应特性,形成适用于倾转旋翼机单发失效轨迹数值优化研究的增广飞行动力学模型。然后,采用直接转换法将轨迹优化对应的最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。最后,以XV-15倾转旋翼机为样机,计算短距起飞单发失效后的最优着陆过程,并与相关文献结果进行对比。对比结果表明:考虑驾驶员的反应特性后,优化得到的状态量、需用功率、拉力系数和旋翼后倒角变化更加柔和,着陆时间和距离有所延长,操纵杆量变化更加合理。除此之外,随着驾驶员感知延迟时间增加,最优着陆过程所需时间会增加,且着陆时触地速度也会增大,但操纵量变化趋势基本一致。考虑驾驶员反应特性的倾转旋翼机单发失效轨迹优化可以为驾驶员实施安全着陆提供更加有用的依据。  相似文献   

12.
定量反馈理论在鲁棒与容错飞行控制系统中的应用   总被引:1,自引:1,他引:0  
定量反馈理论(Quantitative feedback theory,QFT)作为一种新颖的频率域鲁棒控制技术,综合考虑了对象的不确定性范围和对系统的性能指标要求,以定量方式在Nichols图上展开分析与设计,从而保证了设计结果具有稳定鲁棒性和理棒性。而当飞机控制舵面局部受损或失败时,飞机模型气动导数所受的影响可看作是不确定对象鲁棒性问题的扩展,因此,考虑舵面受损与失效时的容错习行控制系统也可用QFT方法进行分析与设计。本文在讨论QFT原理与设计方法的基础上,以某型无人驾驶飞机的纵向飞行控制系统为例,对鲁棒和容错飞行控制技术进行了分析、研究与设计,获得了满意的设计与仿真结果。  相似文献   

13.
In order to achieve the goal that unmanned aerial vehicle(UAV)automatically positioning during power inspection,a visual positioning method which utilizes encoded sign as cooperative target is proposed.Firstly,we discuss how to design the encoded sign and propose a robust decoding algorithm based on contour.Secondly,the Adaboost algorithm is used to train a classifier which can detect the encoded sign from image.Lastly,the position of UAV can be calculated by using the projective relation between the object points and their corresponding image points.Experiment includes two parts.First,simulated video data is used to verify the feasibility of the proposed method,and the results show that the average absolute error in each direction is below 0.02 m.Second,a video,acquired from an actual UAV flight,is used to calculate the position of UAV.The results show that the calculated trajectory is consistent with the actual flight path.The method runs at a speed of 0.153 sper frame.  相似文献   

14.
基于线性参数变化自适应观测器,研究了一类具有外部扰动的不确定线性参数变化系统的鲁棒故障诊断问题。针对飞控系统具有非线性和时变的特点,运用了线性参数变化技术,提出一种基于线性参数变化自适应观测器的自适应故障估计算法来估计故障信息。为降低外部扰动对故障估计的影响,引入了H∞鲁棒性能指标来设计线性参数变化自适应观测器以及故障估计算法。结果表明,该方法具有良好的故障估计性能,且对外部扰动具鲁棒性。设计过程中,将参数的求解转化为线性矩阵不等式(LMIs)约束下的凸优化问题。最后,将该方法应用于直升机线性参数变化飞控系统执行器故障诊断,仿真实验验证了该方法的有效性。  相似文献   

15.
无人机自动着陆的导引与控制(英文)   总被引:5,自引:0,他引:5  
针对无人机自动着陆的需求 ,以某型无人机为对象 ,设计并实现了一种基于机载数字式飞行控制系统和地面无线电跟踪器的自动着陆制导与控制方案。该型无人机的实时仿真和飞行测试结果表明 ,方案设计合理 ,易于实施 ,完全满足无人机自动着陆的要求。  相似文献   

16.
无人机简化配置控制技术研究   总被引:4,自引:0,他引:4  
提出了一种仅采用垂直陀螺和GPS的简化配置控制方案,形成了无人机飞行控制系统常用的俯仰/滚转控制回路、高度控制回路和航迹控制回路。由于GPS信号更新率(1Hz)较低,利用无人机运动学之间的内在关系,给出了高度、航向、位置反馈信号的融合算法。这些反馈回路的控制增益均采用改进的输出反馈LQR设计技术,该技术简化了权矩阵的选择。对比研究表明,对于自身稳定性较好的无人机,该简化配置方案能够实现姿态控制、高度控制和航迹控制。  相似文献   

17.
由于飞行剖面识别是航空器四维(Four-dimensional,4D)航迹预测研究的热点问题,提出一种基于航空器气象资料下传(Aircraft meteorological data relay,AMDAR)数据的全飞行过程剖面生成方法,包括由高度-航程构成的标称高度剖面和空速-航程构成的标称速度剖面。首次将动态空间规整算法(Dynamic space warping,DSW)应用到飞行高度剖面的相似距离计算中,计算出标称飞行高度剖面;为解决在地速未知情况下标称速度剖面的计算问题,结合大椭圆距离算法与航空器基本性能数据库(Base of aircraft data,BADA),给出一种标称飞行速度剖面的计算方法,该方法保留了AMDAR实测历史数据中所隐含的飞行意图与气象因素。实际算例表明,本文提出的方法能够有效地得到真实反映航空器飞行状态的全飞行剖面。  相似文献   

18.
For carrier-based unmanned aerial vehicles(UAVs),one of the important problems is the design of an automatic carrier landing system(ACLS)that would enable the UAVs to accomplish autolanding on the aircraft carrier.However,due to the movements of the flight deck with six degree-of-freedom,the autolanding becomes sophisticated.To solve this problem,an accurate and effective ACLS is developed,which is composed of an optimal preview control based flight control system and a Kalman filter based deck motion predictor.The preview control fuses the future information of the reference glide slope to improve landing precision.The reference glide slope is normally a straight line.However,the deck motion will change the position of the ideal landing point,and tracking the ideal straight glide slope may cause landing failure.Therefore,the predictive deck motion information from the deck motion predictor is used to correct the reference glide slope,which decreases the dispersion around the desired landing point.Finally,simulations are carried out to verify the performance of the designed ACLS based on a nonlinear UAV model.  相似文献   

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