反舰导弹末端蛇行机动的控制信号设计

采用过载控制技术设计了反舰导弹的飞行控制系统,对反舰导弹的末 端蛇行机动的控制问题进行了研究。设计了实现末端蛇行机动的两组控制信 号:过载控制信号和质心控制信号。在这两组控制信号的综合控制下,反舰导弹 实现了多种形式的末端航向和纵向蛇行机动。弹道仿真表明了所设计的控制信 号的有效性。     

轨控式复合控制导弹制导与控制一体化反步设计

针对轨控式复合控制导弹制导与控制一体化设计问题,结合动态面反步设计和非线性干扰观测器(NDO)技术,设计了一种基于非线性干扰观测器的制导控制一体化反步控制方法.首先建立了复合控制导弹纵向通道制导控制一体化模型,在此基础上分三步设计反步控制器,设计过程中采用了动态面方法,通过引入一阶低通滤波器,得到虚拟控制量的微分,避免了传统反步设计中的“计算膨胀”问题,同时采用NDO对模型不确定性进行估计并加以补偿,实现了对气动系数摄动和目标机动的鲁棒性.基于李亚普诺夫稳定性理论证明了闭环系统所有误差信号最终一致有界.仿真结果表明本文设计的基于非线性干扰观测器的复合控制导弹制导控制一体化反步设计方案的正确性和有效性.     

基于改进增益规划法的导弹稳定控制回路设计

定点设计和多点拟合是利用传统增益规划法进行控制回路设计的基本环节。针对传统增益规划方法中存在的问题 ,本文将基于遗传算法的特征点处控制系统参数设计方法和基于神经网络的稳定控制律拟合方法组合在一起 ,形成一种改进增益规划方法用于导弹稳定控制回路设计 ,以克服原有设计方法中人工试凑较多的弊端 ,降低人为因素对设计工作的影响 ,实现设计工作程序化、自动化和通用化。     

控制受限的编队航天器鲁棒自适应控制

研究了考虑控制受限的编队航天器鲁棒自适应轨道跟踪控制问题。针对航天器编队飞行系统中控制受限、外部扰动和模型不确定性的情况,利用反步控制方法和指令滤波设计提出了一种鲁棒自适应控制策略。指令滤波器用于补偿控制受限对于控制器的影响,同时设计了自适应律对未知参数进行估计,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性。和滑模控制等传统鲁棒控制不同,所设计的鲁棒自适应控制器是连续的,更便于航天器编队飞行系统的实现。仿真结果表明所设计的控制器既能实现高精度的编队飞行跟踪控制,又能保证控制受限的要求。     

一种基于SGCMG的欠驱动姿态控制方法

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。     

偏转头导弹建模及控制方案设计

针对采用侧滑转弯方式的偏转头导弹,设计了三通道独立控制方案,给出了俯仰和偏航通道的稳定回路和过载控制原理图,设计了控制器。将弹头驱动系统的输出与导弹数学模型输入转换关系作为一个模块加入稳定控制回路,可简化控制设计,提高控制精度。偏转头导弹运动模型的俯仰和偏航通道相互独立,而滚动通道与其余两个通道间存在耦合。将滚动通道运动模型中的耦合项视作扰动,采用变结构控制理论设计自动驾驶仪,控制律的设计基于被控对象参数摄动的上下界,增强了控制系统的鲁棒性,仿真分析表明采用该方法设计的控制器能够抑制外界干扰和参数摄动,可以为偏转头导弹控制系统工程设计提供参考。
     

低轨遥感卫星姿态解耦控制设计与仿真

低轨遥感卫星执行姿态稳定和姿态机动任务时,需要有效克服外部干扰力矩的作用,提高卫星姿态控制的性能,为此文章提出了姿态解耦控制设计。该设计依据解耦控制理论和实际飞轮的工作特性,在卫星运动耦合模型的基础上运用解耦控制方法设计了姿态控制律,将耦合模型分解为滚动、俯仰和偏航3个子系统进行分析,并从频域指标的角度研究了控制参数的选取方法。以资源一号02D卫星为研究对象,对文章提出的设计进行仿真,同时结合资源一号02D卫星在轨数据,比较了姿态解耦控制设计与在轨应用的控制性能指标,结果表明:文章提出的设计控制性能良好,可应用于低轨遥感卫星姿态控制。     

拦截弹自适应最优滑模制导和控制一体化设计

针对传统制导和控制分开设计在拦截高速机动目标时的缺陷,设计了一种自适应最优滑模制导和控制一体化算法。首先基于零化视线角速率的思想,建立了制导和控制一体化模型;然后选取视线角速率为滑模面,结合HOSM鲁棒精确微分器参数,提出了一种最优滑模一体化制导和控制算法;最后设计了一种不确定性上界的自适应估计算法。仿真结果表明,与传统的制导和控制分开设计相比,所设计的一体化方法使得拦截弹具有更小的脱靶量,且姿态变化更加平稳。     

载人航天器系统重量控制方法研究

系统的重量设计和控制贯穿于载人航天器研制的全过程,在型号研制中占有非常重要的地位。文章结合载人航天器型号研制实践,描述了载人航天器系统重量构成、重量控制流程、不同研制阶段的重量控制要点、系统重量控制体会以及轻量化设计措施,为未来载人航天器型号设计和减重研究提供借鉴与参考。     

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。     

针对一类无人飞行器复合控制的控制分配策略

针对一类无人飞行器即碟式飞行器静不稳定的特点,选择了变质量矩,推力矢量复合控制方法.为了解决复合控制中的控制分配问题,提出了两种分配策略:基于误差的非线性分配策略和基于能量的最优分配策略.这两种分配策略的设计和控制律设计相分离,控制律确定总的控制量,分配由单独的环节实现.仿真表明,不考虑控制量受限时,这两种设计都实现了变质量矩控制和推力矢量控制的优势互补,达到了良好的控制性能;考虑控制量受限时,相对于非线性分配策略,最优分配策略避免了控制量受限的影响.     

基于滑模PI控制的卡尔曼滤波在空间转台的应用

针对空间高精度二维转台超低速控制性能不佳的问题,提出了 一种基于滑模PI控制的卡尔曼滤波算法.首先在控制方面,设计了滑模PI控制算法,保证闭环系统稳定性.其次,在状态估计方面,设计了 Kalman滤波算法,更准确地估计电机转速.最后将控制和状态估计进行一体化设计,提出了基于滑模PI控制的卡尔曼滤波算法,并应用于空间转台...     

考虑视场角约束的捷联导引与控制一体化设计

针对现有导引与控制一体化设计方法在用于捷联战术导弹时存在无法保证弹目视线满足导引头视场角约束的问题,将捷联解耦原理和状态约束控制方法相结合提出一种新型考虑视场角约束的捷联导引与控制一体化设计方法。首先引入捷联解耦原理建立捷联导引与控制一体化设计模型,将其转换为严格反馈系统;其次,针对系统模型存在的不确定扰动,设计了一种对不确定上界平方进行估计的自适应律;第三,针对视场角约束问题,采用积分型障碍Lyapunov函数结合动态面控制设计了一体化导引与控制规律。最后通过Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性和所有信号的一致有界。数值仿真结果校验了设计方法的有效性。     

基于滑模反演控制方法的纵向制导控制一体化设计

针对高速机动目标的末端拦截问题,研究了拦截弹的制导控制一体化设计算法。首先建立了纵向通道的制导控制一体化模型,利用非线性状态变换将其转换为易于控制算法设计的标准形式,并将目标机动干扰从不确定项中分离出来。然后考虑系统的非匹配不确定性,将滑模控制与反演控制相结合,设计了拦截弹的一体化控制算法。仿真结果验证了所设计算法的有效性和鲁棒性。     

基于PLC的双控阀门控制实验平台设计

本文设计了PLC控制的双控阀门实验平台。重点介绍了PLC控制的双控阀门的程序设计,包括无联锁关系和有联锁关系两类阀门的程序设计,并简要介绍了双控阀门控制实验平台的组成和上层监控系统的设计。     

Lyapunov方法在姿态机动控制律设计中的应用

采用Lyapunov方法设计了独立于模型的标量增益的线性控制律和矩阵增益的非线性控制律,从理论上分析和证明了在该控制律作用下的闭环系统是全局渐进稳定的;在Matlab环境下对不同条件和不同形式的控制律进行了仿真,给出了不同控制律下的控制系统性能指标,仿真结果表明设计的控制律对模型参数摄动和外界干扰具有较好的鲁棒性.     

带可收缩挠性附件受控航天器稳定性分析

带可伸缩挠性附件受控航天器在附件收缩过程中可能因为收缩率设计不当导致系统不稳定,本文利用李亚普诺夫稳定性定理,推导出利用姿态角和姿态角速度反馈设计的PD控制律来实现可伸缩挠性附件在收缩过程稳定性控制的充分条件,对设计满足系统稳定性要求的收缩率和控制律具有指导意义。     

导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现

针对带有姿控式直接侧向力/气动力复合控制系统导弹的控制律设计问题,建立了俯仰平面内姿态控制系统的数学模型,应用非线性系统理论对模型进行了分析,在此基础上建立了进行控制系统设计的简化模型。基于滑模变结构控制理论进行了复合控制律设计,并分别考虑气动力控制和直接侧向力控制的特点对所设计的控制律进行了实现。所设计的复合控制系统在进行快速攻角指令跟踪的同时,可以有效节省姿控发动机的使用数量。仿真结果说明了所提出方法的有效性。
     

BTT导弹动态逆-PID控制律设计

针对动态逆对被控对象模型依赖性较强且鲁棒性较差的缺点,研究了一种非线性动态逆和PID相结合的控制方法,用该方法设计了BTT导弹动态逆-PID控制律。首先,利用奇异摄动理论对导弹飞行状态进行时标分离,把导弹状态划分成快慢2个回路,分别对2个回路设计动态逆控制律;然后,将PID引入到慢回路中,以补偿由于未精确建模引起的系统逆误差;最后,对所设计的控制律进行仿真验证。仿真结果表明,该设计方法是有效的,所设计的控制律具有较好的动态特性和鲁棒性能。     

大气层内拦截弹直接侧向力/气动力混合控制系统设计

研究采用直接侧向力/气动力复合控制方案的大气层内拦截导弹的自动驾驶仪设计问题。考虑直接侧向力的离散工作特性,针对系统中同时存在连续控制量,即舵偏角,和离散控制量,即脉冲发动机反作用力的特点,采取混合控制系统设计方法,先完成舵控连续系统设计,然后完成直接侧向力控制采样控制系统设计。对每一步设计工作进行了稳定性分析,并利用数值仿真验证了设计结果的有效性。