基于全通道耦合特征模型的高超飞行器控制研究

建立了"类X-20"高超声速飞行器的动力学模型,针对攻角、侧滑角和滚转角三通道之间的强耦合性,提出了一种同时考虑状态耦合和输入耦合的全通道耦合特征模型,基于此特征模型设计由多输入多输出黄金分割自适应控制律、微分控制律和积分控制律相结合的组合控制器.最后,分别对精确模型和干扰模型进行仿真,验证控制器的跟踪能力及鲁棒性,并与单通道控制器比较,结果表明全通道耦合特征模型控制器在高超声速飞行器姿态控制方面具有明显优越性.     

航天器精确节能模糊脉冲调宽控制器的设计

为实现航天器精确、节能的姿态或轨道控制,提出一种采用脉冲宽度调制PWM(Pulse Width Modulation)与模糊比例微分PD(Proportional Differential)控制相结合的模糊PD-PWM控制器.其中PWM能将开关型控制转化为相应的精确线性控制,而模糊PD控制在能量消耗限制不同情况下可实现两种快速、节能的控制过程.在分析大气层外拦截器EKV(Extra-atmospheric Kill Vehicle)处于目标捕获和末制导阶段对姿控系统的不同性能要求的基础上,以EKV姿控系统为例介绍了模糊PD-PWM控制器的设计和优化过程.说明了模糊PD控制器隶属度函数的设计、待优化参数的选择以及模糊控制规则的设计,重点叙述了遗传算法GA(Genetic Algorithms)中适应度函数的设计方法,并对隶属度函数进行了优化.仿真结果证明优化后的控制器能满足EKV不同阶段姿态控制要求,具有精确、节能的特点.      

升力式再入飞行器体襟翼姿态控制方法

针对升力式再入飞行器体襟翼控制三通道时的非最小相位问题,设计了一种姿态输出跟踪控制方法。选择合理的局部微分同胚,将姿态输入-输出模型转换为正则形式并得到内动态。通过对内动态进行稳定性分析并提出系统非最小相位特性的判据,采用此判据可判定当存在副翼反效时该输出跟踪控制问题为非最小相位控制问题。针对该问题,首先依据内动态与外部动态的线性相关度将正则模型分解为最小相位子系统(纵向通道)和非最小相位子系统(横侧向通道),然后运用动态逆控制技术对2个子系统分别设计状态反馈控制器,最后基于Lyapunov方程和最小范数控制策略在非最小相位子系统中引入非线性辅助控制项以镇定整个姿态控制回路。仿真结果表明了在仅有体襟翼控制的情况下该控制方法能够精确跟踪控制指令并镇定内动态。      

一种基于模糊控制的平稳滑翔再入制导律

针对升力式高超声速飞行器(LHV)再入滑翔过程中的周期性振荡现象,提出了一种基于模糊推理与控制的反馈调节方法以抑制振荡实现平稳滑翔。纵向制导在落点误差预测及指令校正的基础上,在倾侧角外环控制回路增加以高度变化率及空速作为输入的模糊控制器对倾侧角指令进行调节,横侧向制导通过航向角误差走廊约束及倾侧角反转逻辑实现大横程条件下的侧向控制。所提方法不依赖于准平衡滑翔条件(QEGC),同时避免了参数化反馈控制律中的反馈项参数设计问题,具有较强的自适应能力。LHV制导实例仿真表明,所提方法可有效抑制振荡现象,满足终端约束及再入走廊约束,方法的鲁棒性也通过Monte Carlo仿真得到了验证。      

基于PIDNN控制的飞行模拟器人感系统

针对飞行模拟器人感系统的高度非线性和易受干扰性,提出一种基于PIDNN(Proportional Integral Differential Neural Network)的控制方案.首先对飞行模拟器人感系统的模型进行分析研究,对它所受到的外界干扰作理论分析,整理出系统的数学模型,再利用PIDNN控制器优良的在线训练、学习和调整功能对该模型进行仿真控制.与传统PID(Proportional Integral Differential)控制器相比,PIDNN结构简单、自适应性强、收敛速度快、不会陷入局部极小.仿真结果表明:PIDNN控制系统响应速度快、稳态精度高、 具有良好的动静态特性和鲁棒性,满足实时控制的要求.      

EHA反馈线性化最优滑模面双模糊滑模控制

为提高电静液作动器（EHA）控制性能,提出了一种反馈线性化最优滑模面的双模糊滑模控制方法。该方法在EHA的非线性模型上,利用反馈线性化方法将其线性化,在此基础上建立线性切换函数,并采用最优控制理论对切换函数进行设计。为削弱抖振将模糊控制算法引入滑模控制中,采用一个模糊控制器,根据最优滑模函数运动特性的数值对切换控制增益进行估计;采用另一个模糊控制器,根据滑模控制原理对切换控制项进行调整。仿真结果证明了该方法的有效性。      

基于不同角域RCS均值的雷达探测模型

针对目标在不同方位角的雷达散射截面积(RCS,Radar Cross Section)差异较大的情况,提出了一种基于目标不同角域内RCS均值的单部雷达探测概率模型及雷达网综合探测概率模型.计算机仿真平台中采用了两套不同的RCS取值方案:取单个RCS均值;根据探测方位角取不同角域内的RCS均值.两套方案所得探测概率差异表明:该模型符合雷达从不同方位角探测到目标的RCS差异较大的实际情况,计算所得探测概率更为精确.      

一种基于模糊分割的黄金分割控制器设计及其应用

摘要： 基于模糊分割的黄金分割控制是解决多输入 多输出高阶非线性系统的一种有效方法,它是将模糊控制与黄金分割控制相结合的一种智能自主控制方法.本文以特征模型为基础,给出基于模糊分割的黄金分割控制器的详细设计过程,并从理论上证明该方法的稳定性.将该方法应用到小卫星的姿态控制中,通过仿真验证该方法有效.     

基于动态逆的BTT导弹自动驾驶仪设计

针对BTT(Bank-To-Turn)导弹的复杂非线性特性和冲压发动机带来的飞行姿态限制,在其自动驾驶仪设计问题上,指出了直接应用动态逆方法存在非最小相位特性,提出了基于动态逆的双阶段设计方法:第一阶段采用动态逆方法设计内环控制器实现攻角、侧滑角和滚转角的跟踪;第二阶段分别基于神经网络和动态逆构造攻角和滚转角速度指令生成器,实现外环对法向加速度、侧滑角和滚转角的良好跟踪效果.六自由度数学仿真验证了该方法的三通道的解耦控制能力和鲁棒性,为BTT导弹自动驾驶仪设计提供了一个可行的方案.      

Event-triggered adaptive fuzzy attitude takeover control of spacecraft

The problem of attitude takeover control of spacecraft by using cellular satellites with limited communication, actuator faults and input saturation is investigated. In order to lighten the communication burden of cellular satellites, an event-triggered control strategy is adopted. The filtered attitude information needs to be transmitted only when the defined measurement error reaches the event-triggered threshold in this strategy. Then, to deal with the unknown inertia matrix, actuator faults, external disturbances and the errors caused by event-triggered scheme, fuzzy logic systems is introduced to estimate the uncertainties directly. Combining fuzzy logic control strategy and the event-triggered method, the first event-triggered adaptive fuzzy control law is developed. Then, torque saturation of cellular satellites is further considered in the second control law, where the upper bound of the uncertainties is estimated by fuzzy logic systems. The resulting closed-loop systems under the two control laws are guaranteed to be bounded. Finally, the effectiveness of two proposed control laws is verified by the numerical simulations.     

非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法

临近空间飞行器在稀-稠大气过渡阶段且反推力矢量装置(Reaction Control System, RCS)有剩余燃料的情况下,RCS对于非冗余舵面的故障补偿与在线重构具有重要意义。基于此,本文研究了针对非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法,以实现飞行器的安全可靠控制。首先,建立了执行机构故障等不确定影响下的姿态控制模型;其次,针对舵面故障给出了基于残差观测的故障检测与自诊断方法,设计了RCS与舵面复合故障的分离诊断策略;然后,基于非线性比例-微分控制及故障诊断信息,设计了舵面故障补偿的自愈控制器;同时,基于RCS故障喷管序列判定,设计了复合故障下RCS在线重构的自愈控制器。最后,通过某典型全弹道姿态跟踪数值仿真,验证了该方法的有效性及可靠性。     

类IXV飞行器初期再入制导与姿态控制方法研究

摘要： 针对类IXV飞行器无翼式升力体构型及采用RCS/尾襟翼组合控制特点,研究其初期再入段的高精度制导与姿态控制方法.设计带过程约束的数值预测 校正制导律以提高制导系统的鲁棒性及精确性;根据其执行机构配置特点,设计基于RCS的航向控制律及基于RCS/气动舵的纵、横向复合控制律,并采用鲁棒伺服LQR技术进行控制参数快速设计.通过蒙特卡洛打靶仿真来验证算法的精度及鲁棒性.     

基于动态RCS的无人机航迹实时规划

传统的无人机航迹规划主要采用仅考虑无人机与雷达距离的简化雷达威胁模型,未充分考虑无人机雷达散射截面RCS(Radar Cross-Section)随自身姿态角改变而产生的动态变化.据此,提出了无人机周向动态RCS模型,并建立了综合考虑无人机动态RCS与雷达距离的探测概率模型,利用遗传算法进行了基于动态RCS的航迹实时规划,计算结果与传统航迹规划结果进行了对比.仿真结果表明该模型的可行性和有效性,能充分利用无人机自身的优势规避威胁,满足无人机的航迹实时规划的要求.      

具有非线性输入的挠性充液航天器自适应模糊控制

挠性充液航天器的动力学特性十分复杂．由于喷气脉冲存在调制环节,使得控制输入属于强非线性输入,该特点增加了控制系统的分析和设计难度．针对轨道转移期间挠性充液航天器的姿态控制问题,在动力学建模和模型变换的基础上,提出了一种基于直接型自适应模糊逻辑系统和误差补偿的改进控制算法．在控制律的设计中,将自适应模糊系统直接用作系统的主控制律,并引入基于饱和函数的稳定补偿律进一步提高控制性能．利用完整的三通道数学模型进行数学仿真,仿真结果验证了算法的有效性．     

基于模糊逻辑的预测再入制导方法

在研究再入飞行器预测制导基础上,针对实时性要求,提出了一种基于模糊逻辑系统的模糊预测制导方法.首先研究分析了再入飞行器落点纵程与飞行高度、弹道倾角三者之间的联系;设计了以再入飞行器落点偏差和飞行高度为输入,弹道倾角角速度为输出的模糊逻辑系统;并在此基础上根据专家经验制定模糊规则,设计模糊预测制导算法.该方法避免了一般预测制导在形成弹道倾角修正指令时所需要的大量迭代运算,有效减小了预测制导指令的解算时间,为再入飞行器在再入过程中全程使用预测制导提供了可能.仿真结果表明:该方法实时性好,落点精度高,抗干扰能力强,且具有一定的工程实用价值.      

挠性航天器姿态机动的变论域自整定模糊PID控制

建立了带有太阳翼的挠性航天器的姿态动力学模型,应用改进的罗德里格参数来描述姿态运动学模型。针对挠性航天器模型参数不确定性和环境干扰等问题,提出了变论域自整定模糊比例积分微分(PID)控制方案,构建了计算简单并且可以达到控制精度的伸缩因子。基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明,变论域自整定模糊PID 控制响应速度比传统PID控制、模糊PID控制快350s,且无超调,不仅能够使航天器完成对目标姿态的机动,而且能够有效地抑制挠性太阳翼的振动。     

基于LMI的模糊增益调参控制器的设计

利用线性矩阵不等式(LMI)技术将增益调参的控制律设计转化为相应的LMI凸优化问题,结合 模糊控制和H_∞方法,给出了一种基于LMI的模糊参数化的飞控系统增益调参控制器的 设计方法,该方法解决了传统增益调参设计中以经验设计的弊病,并保证了系统的全局 稳定性及鲁棒性能要求.将该方法应用于某型飞机模型上,仿真结果表明该设计方法简便有 效,且控制器鲁棒性较好.     

基于GRECO的复杂目标多次散射RCS计算

复杂目标多次散射问题对于目标雷达散射截面(RCS,Radar Cross Section)的精确预估具有重要影响.以图形电磁计算(GRECO,Graphic Electromagnetic Lomputing)软件为平台,充分利用其可视化计算的特点,采用像素为基本计算单元,开发了一种多次散射计算方法.通过获取像素几何信息,搜索符合多次散射条件的像素对,并将高频计算方法中的几何光学和物理光学相结合,实现了对发生多次散射的复杂目标RCS可视化计算.应用AUTOCAD软件建立了角反射器和导弹模型,将最终计算结果与参考文献中计算结果进行对比,取得了较为理想的结果,证明了该方法具有很好的工程应用价值.