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。     

民机四维航迹/姿态一体化自适应控制

出于运营效率和飞行安全的考虑，民用飞机在航路终端区需有效减少飞行总系统误差（TSE），提高空域资源利用率。在此航段中，飞行技术误差（FTE）是最主要的组成部分，需采用引导控制一体化的设计思想，实现民机起飞/着陆段四维航迹精确跟踪，有效减小飞行技术误差。基于回路传递函数恢复（LTR）技术协调设计随机线性系统状态观测器和最优控制器，解决大气紊流作用下的民机飞行控制系统设计问题。在此基础上，引入自适应投影算子估计大气扰动导致的气动参数不确定性，并对其作用效果进行补偿。仿真结果表明，基于LQG/LTR（Linear Quadratic Gaussian/Loop Transfer Recovery）控制技术的自适应飞行控制律可以有效抑制气动参数不确定性影响，能够实现民机四维航迹/姿态一体化高精度控制的目标。     

保证误差收敛速率机动滑翔飞行器抗饱和控制

在执行机构饱和约束下,针对机动滑翔飞行器高空横侧向大机动姿态控制问题,研究了在保证系统稳定的同时提高响应快速性方法.在标准Antiwindup方法中,误差收敛速率往往被忽略,系统快速性常常达不到设计要求.为了提高加入补偿后系统的误差收敛速率,对现存的一种基于线性矩阵不等式的Antiwindup设计方法进行改进,并运用比较原理证明了改进后受控闭环系统稳定且李雅普诺夫函数收敛速率有确定的下界,从而保证了误差收敛速率下界.与以往方法相比,该方法保证了对系统快速性的最低要求,为解决饱和系统稳定性与快速性的矛盾提供了一条有效途径.较大侧滑角下的倾侧角机动仿真结果表明,所设计的抗饱和控制器可以在恶劣的飞行环境下稳定完成倾侧角大机动的任务,相比于标准Antiwindup设计方法,该方法快速性有所提高.     

多飞行器攻击时间一致性协同制导进展综述与展望

攻击时间一致性协同制导是协同制导的一个重要分支。综述了多飞行器攻击时间一致性协同制导的主要研究成果和方法分类。对攻击时间一致性协同制导的战术意义进行了分析;按照目标的运动形式,分为对固定目标的攻击实现一致性协同制导和对运动/机动目标的协同制导2类问题;归纳了国内外对这2类协同制导问题的主要研究成果,从研究方法层面综述各种协同制导方法的优缺点及其适应的问题场景;对攻击时间一致性协同制导方向的相关技术挑战进行了总结,并对未来发展方向进行展望。      

有向拓扑条件下针对机动目标的分布式协同制导律设计

研究了在有向拓扑条件下针对机动目标的分布式协同制导律的设计问题。首先，根据飞行器与目标之间追击过程的几何关系建立制导过程系统模型，针对该模型的非线性问题采用动态反馈线性化方法进行处理。将目标未知机动视为干扰，通过扩张状态观测器进行观测，同时将该估计值用于制导律的设计中，通过直接补偿的方式剔除目标机动对飞行器剩余飞行时间的影响。然后，将所设计的制导律代入到制导模型中，利用一致性分析方法将多飞行器协同制导问题转化为一致性问题，利用极点分析的方法对非一致性子空间的收敛性进行分析，得到协同制导律收敛的充要条件。最后，通过仿真分析的方式对所设计的协同制导律以及制导律的参数选取方法进行分析。     

轨道武器战斗舱再入制导技术研究

对轨道武器战斗舱再入制导进行探讨,针对战斗舱再入的特点,在深入分析标准轨道法制导的基础上,采用标准轨道与预测落点法相结合的混合制导方法弥补了标准轨道法对初始误差较敏感的缺点。分析研究和仿真结果表明, 混合制导方法既具有对付较大初始误差和过程干扰的优点,又减少了计算量,具有良好的制导和落点精度,是一种有效的制导方法,具有一定的工程应用价值。     

升力式再入飞行器的先进控制方法研究

为克服升力式再入飞行器现有分段控制方法的缺陷,根据动力学模型,将滑模变结构控制和神经网络动态逆法控制分别用于飞行器再入控制的外环与内环回路。建立了控制模型并进行仿真。理论分析和仿真结果表明,采用该法无需大量的增益调节,能自动适应非线性、强耦合的对象特性,以及环境的剧烈变化,减小不同飞行条件下对气动和结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动,能较好地实现飞行器的再入控制。     

拦截机动目标的三维协同中末一体化制导律

针对空中来袭目标机动能力较大,单枚导弹无法有效拦截的问题,提出了拦截机动目标的三维协同中-末一体化制导律。根据目标和拦截弹的最大机动能力计算所需的最少拦截弹数量,解算出末制导的初始阵位约束,根据阵位约束,设计基于改进比例导引的协同末制导律。基于中制导开始时目标速度,迭代求解出预测命中点以及中末交班约束,提出基于预测命中点的时间角度协同中制导律。在三维场景下对协同中末制导律进行仿真验证,结果表明：该方法能够有效满足中末交班的阵位要求以及末段拦截精度,实现对机动目标的有效拦截。     

高超声速滑翔飞行器的分散鲁棒姿态控制

根据高超声速滑翔飞行器的任务和特点,并考虑一阶执行器动态,建立了面向控制系统设计的飞行器姿态模型.针对模型的结构,结合分散控制和滑模变结构控制的思想设计了再入飞行段的分散鲁棒姿态控制器:采用Tornambe控制方法进行了分散鲁棒滑模面的设计,使得系统能够克服耦合及非匹配不确定性的影响实现性能优良的滑模运动;采用改进的时间次优控制方法实现了二阶滑模变结构控制律的设计,通过在线估计等效控制削弱了抖振.为验证控制器的设计,在Simulink中以某概念高超声速滑翔飞行器为对象,进行了分散鲁棒姿态控制系统和制导系统的联合仿真,仿真结果表明在存在大不确定性的情况下,可以实现对制导指令的鲁棒稳定跟踪.     

考虑推进和气动弹性影响的高超飞行器的建模与控制

针对高超声速飞行器飞行的速度和高度跨度大、变化快,飞行动力学特性复杂;模型具有非线性,强耦合及不确定性的特点,建立了考虑推进及弹性影响的纵向模型,并提出了纵向模型的鲁棒协调控制器设计方法。该方法在典型高超声速飞行器几何结构基础上,针对机体/发动机一体化设计布局,结合高超声速气动力学和气动弹性有关理论,建立非线性纵向模型;通过分析模型的不确定性来源,对刚体-弹性耦合系统设计了基于线性二次型调节器的隐式模型跟随鲁棒协调控制器,从而保证飞行器在不确定干扰情况下的闭环系统稳定性。仿真结果表明,本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性。