敏捷导弹气动力/侧向推力复合控制特性分析研究

讨论了敏捷导弹的气动力与姿控发动机侧向推力复合控制.提出将控制系统分成控制律和复合逻辑两部分进行设计的方法,对敏捷导弹进行复合控制,并通过具体的仿真实例比较了在纯气动控制以及姿控发动机在连续和脉冲形式下的控制效果.最后分析了姿控发动机到拦截器质心的距离对控制效果的影响.      

基于自适应高阶滑模的直气复合控制律设计

对直接力/气动力复合控制导弹控制律设计问题做出了研究.建立了俯仰平面内姿态控制系统的数学模型，应用非线性理论分析模型，基于分析简化模型，建立了用于控制律设计的简化模型.利用自适应高阶滑模进行了虚拟控制量设计，考虑气动舵舵偏以及舵偏角速度的约束以及脉冲发动机的特点，建立二次规划最优化问题.利用有效集法实时分配虚拟控制量，获得气动舵以及脉冲发动机控制量.进行数字仿真验证控制律有效性，所设计控制律适应气动舵以及脉冲发动机特点，能对过载指令进行快速跟踪.     

气动力矩和重力梯度矩实现微小卫星三轴姿态控制

提出运用低轨道两个主要环境力矩 (重力梯度矩和气动力矩 )实现微小卫星三轴姿态被动控制方案。重力梯度矩提供俯仰和滚转恢复力矩 ,气动力矩提供偏航和俯仰恢复力矩 ;通过姿态稳定性分析和姿控过程动态仿真 ,结果表明此卫星具有结构简单、姿态稳定精度高的优点。     

模糊控制在导弹瞬态气动热流试验中的研究

导弹与高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程的特点是变化复杂、瞬变、高度非线性、强耦合,很难或者根本无法建立控制的数学模型.模糊控制具有鲁棒性好,对参数变化的适应性强,过渡过程时间短等常规控制方法所不能比拟的优点.将模糊控制方法应用于导弹瞬态气动加热模拟控制系统,使该系统能够按照导弹高速飞行过程中弹体表面热流的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速的动态控制.     

上面级轨道转移段姿态控制技术

由于姿态与轨道运动的耦合,以及制导系统确定的发动机推力矢量方向不通过系统质心所引起的干扰力矩,火箭上面级轨道转移段的姿态运动会受到很大的干扰,为此,研究了利用轨控矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气的上面级姿态控制技术。首先,利用凯恩方程建立包括上面级本体、发动机旋转支架以及矢量发动机的系统多体动力学方程,推导了矢量发动机工作时偏心引起的干扰力矩和推力矢量控制中矢量发动机的摆角计算公式,利用矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气控制上面级的姿态。其次,基于变结构控制方法,设计了上面级轨道转移段的姿态控制律,使得上面级轨道转移期间姿态控制的精度达到了10^-3级别,且矢量发动机推力矢量既为制导指令方向又通过系统质心,减小了矢量发动机对上面级的干扰力矩。最后,进行了数值仿真,仿真算例结果验证了控制律的可行性。     

三维多组分羽流及其效应的数值模拟

考虑到实际卫星总体布局特点及姿控发动机燃气喷流为多组分的特点,采用差分求解N-S(Navier-Stokes)方程耦合DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)方法建立三维多组分羽流场的数值模拟模型,对5 N无水肼单组元姿控发动机喷管产生的燃气羽流场及其效应进行数值模拟,计算得出羽流场的物理参数分布、化学组分分布,得到了羽流对太阳能帆板的羽流气动力和气动热效应.计算结果表明对于太阳能帆板的羽流效应防护应以N2,NH3为主,姿控发动机羽流会对太阳能帆板撞击产生气动力和气动热的影响,在太阳能帆板前沿中点处,存在气动压强峰值和气动热流峰值.计算结果为研究羽流效应提供了参考依据.     

液体姿控发动机76km高空模拟试验系统性能仿真

为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。     

柔性支撑控制力矩陀螺动力学建模与控制

针对柔性支撑引起控制力矩陀螺(CMG)框架控制性能下降的问题，建立了柔性支撑条件下控制力矩陀螺的动力学模型，分析了柔性支撑扰动力矩的耦合机理并给出了解析模型.据此，设计了一种积分滑模控制策略，用于提升对CMG框架动力学特性变化和新增扰动力矩的鲁棒性.仿真结果表明，该控制策略相比传统的PID控制具有更好的动态过程和稳态性能，提升了柔性支撑下控制力矩陀螺框架速度的闭环控制性能.     

SGCMG框架伺服系统扰动力矩分析与控制

单框架控制力矩陀螺框架伺服系统对扰动力矩抑制能力的不足限制了其控制精度的进一步提高。文章对框架伺服系统受到的扰动力矩及其对框架伺服系统控制性能的影响进行了分析;设计了基于终端滑模变结构控制策略和扰动观测器的框架转速控制器;利用变结构控制对系统干扰的不变性和对滑动模态控制的快速响应特性,实现了框架伺服系统在扰动力矩波动,尤其是高频扰动力矩波动条件下的高精度控制。仿真结果表明,相比传统的比例-积分-微分控制策略,提出的控制方法可行有效,将框架转速波动量缩小了2/3。     

标准-3IIA推力可调姿轨控系统完成初步设计评审

雷锡恩公司完成了对标准-3IIA导弹推力可调姿轨控系统的初步设计评审。该系统包括1个火箭发动机，4个主要转向喷管和6个姿控喷管，可提供精确推进，使标准-3BlockIIA能以高精度拦截来袭的弹道导弹。     

空空导弹敏捷转弯反作用喷气控制研究

为了提高近距空空导弹离轴发射和攻击载机后半球目标的能力,在俯仰平面内研究了使用反作用喷气控制空空导弹敏捷转弯的问题.为了实现导弹的敏捷转弯,提出了通过控制导弹姿态来控制导弹速度方向的方法,从理论上证明了该方法的可行性.考虑到反作用喷气输入的开关特性,使用滑动模态方法设计了导弹的姿态控制系统,滑动模态可达的一个充分条件为反作用喷气提供的可控力矩不小于导弹的最大气动俯仰力矩.反馈增益可以通过非线性仿真或者优化来选择.非线性仿真的结果再次表明本文提出的转弯方法的可行性,同时也表明了滑动模态姿态控制方法的有效性.      

间隙非线性气动弹性颤振控制

研究了亚音速不可压来流中二元机翼气动弹性颤振主动控制问题.采用Theodorsen准定常气动力建立俯仰方向含有间隙非线性的气动弹性动态方程,然后基于状态依赖Riccati方程推导了非线性颤振控制律.假设只有俯仰角位移和控制面偏转位移可以直接测量,状态空间中的其它变量通过所设计的状态观测器进行了估计.仿真结果显示,观测器可以快速准确地对非直接测量变量进行估计,系统状态变量与控制变量都能够迅速地收敛于零点,表明所设计的控制律可以有效地实现对间隙非线性二元机翼颤振的抑制.      

大迎角综合飞行/推进控制系统设计与仿真

以先进推力矢量战斗机为背景,构建了基于力矩解算和分配的大迎角综合飞行/推进控制系统结构方案.在此基础上采用模糊方法设计推进稳定性控制系统;以逆动力学方法计算期望力矩;以饱和控制分配原则协调气动舵面和推力矢量的控制.仿真结果表明大迎角下推进系统可稳定工作,综合飞/推控制系统能合理协调气动舵面和推力矢量,控制系统能够快速准确的跟踪指令,完成机动动作.      

基于改进Terminal滑模的导弹大角度机动控制

针对空空导弹攻击载机尾后目标的大角度机动控制问题,提出一种基于复合滑模面与扰动抑制机制的非奇异Terminal滑模(NTSM)控制器设计方法。首先建立了包含有气动不确定性的直接力控制系统(RCS)空空导弹数学模型,并采用传统NTSM控制方法设计了导弹姿态控制律。然后,在此基础上,针对大角度机动时初始状态远离平衡点的问题,设计了一种复合滑模面以加快系统收敛速度。为解决大攻角下的气动不确定性导致的严重抖振问题,引入了扩张状态观测器(ESO)技术,实现了系统不确定量的在线估计与补偿。对所提方法的稳定性分析证明了系统的有限时间收敛特性。最后,将设计的控制器应用于空空导弹的敏捷转弯大角度机动控制,仿真结果表明新方法可以加快系统收敛速度,并能有效削弱未建模动力学造成的抖振现象。      

可变构型的控制力矩陀螺控制方法

针对固定构型的控制力矩陀螺群无法灵活改变其合成角动量包络以适应卫星不同工况的姿态机动需求问题，设计了一种可变构型的控制力矩陀螺群控制方法。建立了可变构型的控制力矩陀螺群的动力学模型；在考虑控制力矩陀螺群框架角速度、高速转子转速以及构型倾角变化速率等多变量下，设计了可变构型的控制力矩陀螺群的操纵律；分析了构型倾角固定和构型倾角可变情形下的控制力矩陀螺群合成角动量包络和奇异状态分布情况。采用可变构型的控制力矩陀螺群进行了卫星多工况姿态敏捷机动控制。数学仿真校验表明，可变构型的控制力矩陀螺控制方法能够实现金字塔构型下不同数目的控制力矩陀螺故障时的卫星三轴敏捷机动控制。     

直接力/气动力复合控制导弹 自适应模糊滑模控制

针对采用直接力/气动力复合控制导弹所具有的强耦合非线性等特性,提出了一种基于自适应模糊滑模控制的自动驾驶仪设计方法.该方法利用自适应模糊系统所具有的万能逼近特性,对大攻角飞行过程中导弹动力学系统存在的非线性特性进行逼近,并利用变结构控制对外界干扰的强鲁棒性,构造误差系统滑模面,克服了逼近误差和外界干扰对控制系统的影响,实现了对大机动指令的精确跟踪.仿真结果表明,所设计的控制方法对大过载指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性和外界干扰也具有较好的鲁棒性.由于采用直接力/气动力复合控制,有效的减小了气动舵偏角,避免了气动舵的饱和.      

变重量/重心飞机建模及姿态控制律设计

为解决飞机在重量、重心变化下的姿态控制问题,从相互作用力的角度将重量、重心的变化转化为干扰力和干扰力矩,提出并建立了变重量/重心飞机的一般动力学模型和重量、重心特性模型.该模型可以反映重量、重心动态变化与飞机运动的耦合,解决了现有模型无法处理飞机重心动态变化的问题.在姿态控制律设计上,提出了针对飞机重量、重心变化的干扰观测补偿控制器结构,将重量、重心变化转化为干扰输入,采用比例积分观测器对重量、重心变化引起的干扰力和力矩进行观测,并将观测值解算为补偿信号引入自动驾驶仪,设计了纵向姿态的干扰补偿控制器.以运输机重型货物空投为背景的计算机仿真结果表明:该模型可以准确反映飞机在重心变化各个阶段的动力学特性;在观测器的补偿指令作用下,俯仰角对重量、重心变化的响应波动远小于未加补偿的情形,满足精确姿态控制的需要.      

基于干扰补偿的导弹增量式动态逆容错控制方法

针对导弹飞控系统存在外部干扰、执行机构故障等问题,本文运用一种鲁棒增量式动态逆被动容错控制方法,以避免主动故障诊断带来的计算效率问题,同时实现飞行姿态的可靠安全控制。针对外部干扰及执行机构故障等控制系统不确定性,建立导弹三通道姿态控制模型,基于干扰观测器对不确定性进行估计与补偿设计终端滑模控制律。为进一步增强导弹姿态控制系统的鲁棒性,给出导弹增量式动态逆容错控制律,结合终端滑模控制设计干扰补偿的增量式动态逆终端滑模控制律,并对系统残差进行分析比较。某典型全弹道姿态跟踪任务仿真表明,该方法在故障未知的情况下仍然保持姿态跟踪特性与容错能力,实现导弹姿态鲁棒精准快速控制。     

脉冲型逻辑切换飞行系统的制导控制律设计

探讨了气动舵面和侧向喷流复合控制模式下拦截弹飞行系统的制导与控制.由于高空气动力不足,同传统的只装配气动舵面的拦截弹相比,为改进对于机动目标的拦截精度,将侧向喷流装置引入以增加导弹的机动能力.使用脉冲型混杂切换系统对侧向喷流导弹动力学进行描述;滑模制导律和决定侧向喷流装置开启策略的逻辑切换律被提出用于产生期望制导指令.仿真和比较证实:滑模制导律和逻辑切换律对目标机动敏感,末端脱靶量很小(<0.1 m),拦截弹动能碰撞杀伤目标.