飞航导弹的地形跟踪控制器设计方法研究

根据奇异摄动理论,采用飞航导弹的分层控制方法,将地形跟踪控制系统分成速度、姿态角和角速度三部分,提出了一种利用动态逆滑模控制进行飞航导弹地形跟踪控制器的设计方法,同时充分考虑了导弹系统中的不确定性误差,保证了系统误差收敛。最后以飞航导弹非线性模型进行了6DOF仿真。从仿真结果可以看出,导弹能够准确跟踪地形轮廓飞行,表明所设计的地形跟踪控制器具有较强的鲁棒性和快速跟踪性。     

对动态目标制导的导弹动力学逆系统跟踪控制

结合目标-导弹的运动特性,运用逆系统方法与制导原理,设计了导弹质心运动的Euler动力学系统跟踪控制器。在控制器设计中,综合考虑了目标飞行状态、控制律、制导律、解耦性及抗干扰性这几个重要因素。通过对弹体坐标系下导弹的外力矩实施控制,实现偏转角速度对动态目标的渐近跟踪控制。通过仿真验证,说明了控制器设计的合理性和有效性。     

基于逆误差补偿的非线性导弹控制器设计

提出了一种基于动态逆在线误差补偿的非线性导弹动态逆控制设计方案。首先运用动态逆的双阶段设计方法设计了导弹的逆控制器,第一阶段采用动态逆方法设计快回路控制器实现对滚转、偏航和俯仰三个通道角速度的跟踪;第二阶段实现慢回路对滚转角、侧滑角和迎角的跟踪;然后,设计了具有补偿信息,并用于在线补偿动态逆误差的控制方案,并将其应用于导弹控制系统的设计中以增强其鲁棒性。通过仿真分析,验证了该方法的有效性。     

半捷联位标器稳定跟踪与弹体姿态一体化控制

半捷联位标器安装在弹体上,由于寄生回路的存在,使得位标器稳定跟踪控制回路和弹体姿态控制回路产生严重耦合,影响了位标器的稳定与跟踪。针对半捷联导引头稳定平台的稳定与跟踪问题,提出了一种半捷联位标器稳定跟踪控制与弹体姿态控制的一体化方法。基于反步控制原理设计了控制律,通过合理选择反馈增益可保证系统的稳定性与动态性能。最后对一体化设计与传统分离设计进行了仿真对比。仿真结果表明：考虑位标器稳定跟踪回路与导弹姿态回路耦合的一体化控制器,不仅能够保证弹体姿态控制系统快速响应,还可以提高位标器的稳定跟踪性能,并降低位标器跟踪不上高速目标的可能性。     

气动舵/侧向脉冲推力复合控制导弹最优控制及输出反馈问题研究(英文)

针对气动舵/侧向脉冲推力复合控制导弹,设计了复合控制自动驾驶仪,其包含最优控制器和控制分配两部分。应用最优/经典综合控制法设计的最优控制器用于求解虚拟控制量;控制分配模块将虚拟力矩分配到冗余的作动器上。该复合控制器结构简单,跟踪性能好,具有鲁棒性,并能考虑对作动器的实际约束。基于该复合控制自动驾驶仪,发现采用总加速度为反馈时系统的稳定性和跟踪快速性之间的矛盾严重。为解决这一问题,剔除总加速度中的瞬时影响因素,采用攻角产生的加速度作为反馈,仿真结果表明攻角产生的加速度作为反馈时系统具有更好的快速性。最后针对如何得到合理的加速度反馈进行了简要的讨论,结果表明将总加速度通过低通滤波器后再作为反馈,也可以获得良好的跟踪性能。     

导弹纵向机动飞行的非线性鲁棒控制研究

将非线性无源方法用于导弹纵向机动飞行控制，并通过变结构控制器补偿系统的不确定性，这样设计的控制器能保证系统的鲁棒稳定性。将此方法用于导弹地形跟踪控制，仿真结果表明：此方法在导弹纵向机动飞行中控制效果较好。     

非最小相位导弹自动驾驶仪设计

对于尾控型导弹，过载输出与舵偏转之间为非最小相位特性，这使得反馈线性化和滑模控制等非线性控制算法不能应用于控制器设计。将输出跟踪问题转化为状态跟踪，这样，可以应用滑模控制设计过载控制自动驾驶仪，通过构造合适的滑模输出，可得到稳定的零动态。此外，采用全局二阶滑模控制可削弱抖振现象。仿真结果表明，本设计具有良好的输出跟踪性能和鲁棒性。     

基于零点配置的BTT导弹逆控制研究

为实现BTT导弹准确快速跟踪指令的要求,采用能够提供品质良好的微分信号,并具有较强滤波能力的跟踪微分器设计了导弹控制器。该方法将跟踪微分器用于零点配置,构造了BTT导弹的逆系统,并与原系统串联构成伪线性系统,进而采用线性控制方法设计外环控制器,实现三通道的渐进无误差跟踪。仿真结果表明,所设计的控制器能很好地跟踪指令信号,且具有较强的鲁棒性。     

基于动态面控制的多弹协同制导控制方法

为实现多枚导弹对目标进行饱和攻击,基于动态面控制理论设计了具有攻击时间约束的制导控制方法.综合弹目距离方程和动力学方程建立了制导控制一体化模型,改进设计了基于弹目距离信息的协同策略;考虑导弹速度变化、目标运动、导弹框架角受限以及避免控制器奇异等因素,设计了协同策略中的关键参数,并给出了导弹群理想协同攻击时间的选取方法.在导弹控制输入受限的前提下,采用动态面控制理论设计了导弹扰动鲁棒控制器.仿真结果表明,所提方法能够在满足多种约束的前提下,以较高的精度实现对目标的饱和攻击.     

导弹气动力/直接力自适应控制分配及优化设计

 建立了具有气动力和直接侧向力混合控制的导弹动力学模型，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/直接力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。仿真结果表明：导弹复合控制系统具有很好的快速大机动跟踪能力，实现了导弹气动力和直接侧向力之间合理的自适应控制分配。     

涡喷发动机伺服跟踪控制

为解决双转子涡喷发动机多变量系统的控制问题,采用了输入变换和状态反馈的方法,并对解耦后的系统设计了伺服跟踪控制器。SIMULINK仿真验证表明控制系统在允许的模型摄动范围内具有一定的鲁棒伺服性能。     

挠性航天器的退步直接自适应姿态跟踪控制

针对参数不确定的挠性航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种退步直接自适应控制算法。首先验证了挠性航天器动力学子系统的近似严格正实性,并设计了具有理想控制性能的参考模型;然后对以姿态四元数描述的运动学子系统设计常系数输出反馈中间控制律,使航天器姿态四元数输出渐近跟踪参考模型输出;最后退一步,对具有参数不确定特性的动力学子系统,基于非线性直接自适应控制理论和Lyapunov稳定性理论,设计了退步直接自适应姿态跟踪控制器,并证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明,所提控制方法能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的。     

非线性PD控制在自动地形跟随系统中的应用

提出了一种非线性PD控制方法，并将其应用在自动地形跟随系统飞行控制律的设计中。对采用常规PI控制与非线性PD控制的飞行控制系统进行了鲁棒性仿真比较以及典型地形跟随误差仿真比较。结果表明，采用非线性PD控制方法设计的控制律具有良好的鲁棒性与跟随性能。     

基于跟踪微分器的高超声速飞行器Backstepping控制

针对存在模型参数不确定和外部干扰的高超声速飞行器（HFV）跟踪控制问题,提出一种基于Backstepping方法的抗饱和非线性控制器。将飞行器纵向动力学模型分为速度子系统和航迹倾角子系统,然后针对每个子系统单独设计控制器。设计跟踪微分器获得信号的一阶导数,用以估计系统中的不确定干扰项和避免"微分项膨胀"问题。控制器设计过程考虑了控制量发生饱和的情况。基于Lyapunov理论证明了闭环系统信号的稳定性。与传统高超声速飞行器Backstepping方法相比,所设计的控制器采用待跟踪状态与理想控制指令之间的实际误差作为反馈量,放宽了对系统干扰项的限制,提高了控制器对控制增益变化的适应性,进而提高了闭环系统的跟踪控制性能。对比仿真结果验证了所设计方法的有效性。     

非线性预测控制在巡航导弹地形跟踪中的应用

建立了巡航导弹的非线性动力学模型,针对该模型的非线性连续预测控制方法,提出了预测跟踪误差和跟踪误差线性组合的性能指标,通过使性能指标最小,产生了巡航导弹地形跟踪的最优非线性反馈控制器,通过对虚拟地形的跟踪验证了控制器的性能,结果表明,该控制器不仅具有精确的跟踪性能而且具有良好的鲁棒性。     

Variable Structure Control of Catastrophic Course in Airdropping Heavy Cargo

The mathematical model of a transport aircraft would be subjected to a sudden change when heavy cargo is dropped off in airdropping, which exerts serious influences upon the safety of the aircraft. A variable structure controller is specially designed for handling the airdrop process. The nonlinear system is linearized by input-output feedback linearization using differential geometry theories. On this basis, an inner loop system for velocity and attitude tracking control is designed by using the exponentially approaching rule of the variable structure theory. The whole flight control system is integrated with the outer loop flight altitude control. Digital simulation evidences the applicability of the system to potentially catastrophic course in airdropping heavy cargo and provides robustness against system parameter perturbation.     

喷嘴为执行机构的空间飞行器基于误差四元数的非线性姿态跟踪控制

研究带喷嘴空间飞行器在姿态跟踪机动时的多轴耦合非线性姿态控制问题。姿态运动学和动力学用误差四元数描述。通过线性变换将误差四元数动力学方程转换成 4个摄动双积分系统 ,并基于此摄动双积分系统设计了开关控制器。由误差四元数及其导数构成的抛物型开关函数决定了控制器中的逻辑。文章考虑了最短的姿态捕获路径、外部干扰抑制、和不确定参数补偿问题。控制器允许力矩矩阵为非对称 ,从而使喷气执行机构的安装有更好的灵活性。由于不需要目标的加速度反馈 ,控制器可用于对机动目标的跟踪。用相平面方法分析了闭环系统的鲁棒稳定性。仿真结果验证了控制方案的可行性     

高超声速飞行器自适应反步控制器设计

针对含有不确定干扰项的吸气式高超声速飞行器模型,分别设计了基于反馈线性化的速度控制器和基于反步法的航迹控制器,以实现对速度和航迹角参考信号的稳定跟踪。通过指令滤波器得到俯仰角的实际跟踪指令及其一阶、二阶微分信号,可直接设计升降舵控制指令,在解决了虚拟控制量求导"复杂性爆炸"问题的同时,减少了反推计算步数,从而达到提高系统动态性能和优化控制器结构的目的。基于LaSalle不变集原理和Lyapunov理论设计的自适应更新律保证了系统的稳定性。仿真结果表明,所设计的控制器在飞行器存在不确定干扰的情况下仍能满足对参考信号跟踪性能的要求。     

非线性反馈线性化方法在飞控系统中的应用

应用非线性反馈精确线性化方法进行了飞机自动着陆系统设计。首先,用非线性微分方程组表示的飞机纵向控制系统,在经过输入输出反馈线性化以后,可等效为线性系数;然后,用线性的ＰＩＤ控制方法对变换后的线性系统进行了设计;最后,考虑风的干扰,对所设计的飞机自动着陆控制系统进行了数字仿真。仿真结果表明,用反馈线性化方法设计的飞控系统具有良好的性能。