无人机高机动抗扰轨迹跟踪控制方法

针对传统的四旋翼控制方法在高机动飞行时控制效果不佳,难以跟踪机动性较强的轨迹且控制精度较低的问题,设计了基于增量非线性动态逆控制(INDI)方法和微分平坦前馈的轨迹跟踪控制器,不仅提高了高机动轨迹的跟踪精度,也增强了抗扰能力。由于角加速度无法直接获得,该方法对其非常敏感,设计了多种角加速度估计方法进行对比,通过飞行试验选择了效果最佳的互补滤波方法。试验结果证明：设计的基于互补滤波的前馈INDI方法可以控制飞行器快速、准确地跟踪高机动轨迹,且具有较强的抗扰能力。     

基于解析解的小范围高频率机动飞行器制导律设计

针对机动飞行器的小范围高频率侧向机动飞行问题,结合飞行器的运动学和动力学方程,通过解析方法给出了机动幅值和飞行器最大可用过载下的最大机动频率,同时利用粒子群优化方法进行了制导律最优频率的优化。基于解析规划算法给出了正弦机动制导律的解析形式以实现飞行器在侧向方向的机动导引飞行。仿真结果表明：解析算法能够精确得出制导律频率,而粒子群优化方法的精度也能很好的满足要求,误差在5%以内。正弦机动制导律在大速度下可以较好的完成任务目标;在小速度下,幅值误差会有小幅度的增加。     

基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的自适应再入制导方法

针对高超声速飞行器非标称再入飞行任务的高精度自主制导问题,研究了一种基于轨迹在线规划与跟踪律在线计算的全自主自适应制导方法.该方法基于拟平衡滑翔条件与高精度的规划模型在线生成满足多路径约束的参考轨迹,在跟踪参考轨迹时引入符号函数法在线计算线性二次调节器的反馈增益矩阵,以获得高精度的自适应跟踪律.最后通过远程、近程两种工...     

中断雷达距离跟踪的战斗机机动控制方法

基于跟踪雷达距离自动跟踪系统特性,提出了战斗机中断雷达距离跟踪的机动轨迹控制策略.推导了跟踪雷达距离自动跟踪系统的系统传递函数,研究了跟踪误差产生机理.以二维平面内导弹攻击为例,分析了导弹与战斗机的二阶相对运动模型.在此基础上,基于闭环反馈控制思想,提出了战斗机中断雷达距离跟踪的控制方法,推导了战斗机的机动轨迹控制律,给出了其解析形式.通过数值仿真,分析了该方法的适用范围,为战斗机飞行员制定决策提供了依据.      

基于最优控制的高超螺旋俯冲轨迹设计

针对高超声速飞行器在俯冲阶段的突防与制导问题,提出了一种基于最优控制的螺旋俯冲轨迹设计方法。首先,根据二阶视线角加速度相对运动方程强耦合、非线性的特点,引入了反馈线性化技术,将非线性系统转化成了线性系统;其次,为了让飞行器实现对目标的期望角度打击,在状态方程中引入了终端落角约束项。然后,以零化视线角速率和使消耗能量最小为目标,采用最优控制得到了加速度形式的控制输入。接着,为了让飞行器在空间内进行螺旋机动,设计了螺旋加速度控制飞行器速度矢量可绕瞬时视线轴进行旋转;最后,考虑到机动与制导的冲突,设计了高度函数使得最优与螺旋两种信号进行匹配。仿真结果显示,在面对相同的防空威胁时,与基于比例螺旋的轨迹相比,本文设计的俯冲轨迹具有更好的突防效果。     

绳系拖曳飞行器高抗扰轨迹跟踪控制

针对受未知风扰动作用下的绳系拖曳飞行器轨迹精确控制问题,设计了一种基于最小学习参数神经网络估计器的拖曳飞行器轨迹动态面控制方法。首先,结合绳系拖曳系统多刚体动力学模型,构建拖曳飞行器六自由度非线性模型,并完成其仿射非线性化处理。其次,考虑到拖曳飞行器可能受到前方飞机尾涡、紊流和阵风等未知气流及不可测量瞬变缆绳拉力等扰动的综合影响,构建了基于最小学习参数神经网络的拖曳飞行器状态/扰动在线估计器,以准确重构系统不可测量集总扰动。然后,基于所提状态/扰动在线估计器,设计了一种基于最小学习参数神经网络状态/扰动在线估计器的拖曳飞行器轨迹动态面控制方法,并分析了系统稳定性。最后,仿真表明,所提方法能够在多重气流扰动下实现拖曳飞行器位置稳定和机动轨迹跟踪。      

基于逆动力学的机动轨迹跟踪器设计算法

针对机动轨迹动力学非线性非仿射特性,建立了基于质心逆动力学的开环指令和基于非线性动态逆原理进行反馈补偿的混合逆控制方法,设计了机动轨迹跟踪控制器;并以常规机动如"S"形转弯、过失速机动如Herbst转弯等多种战术动作为例进行仿真,结果表明机动轨迹跟踪器设计算法能够胜任常规和过失速机动跟踪的需要,实时性强,延迟合理,跟踪精度高.      

综合飞行轨迹指令跟踪控制器设计

运用多重尺度奇异摄动理论，结合动态逆解耦理论和动态平衡点邻区域优化线性化系统的优化解耦控制律理论，研究了战术任务综合飞行管理系统的综合飞行轨迹指令跟踪控制器系统化设计方法。对Ｆ－１５飞机，设计了综合飞行轨迹跟踪控制器。数字仿真结果表明，设计的跟踪控制器能够控制飞机精确跟踪不同时标集的飞行指令。     

可重复使用飞行器进场着陆拉平纵向控制

针对可重复使用飞行器（RLV）进场着陆拉平段的纵向控制问题,提出了反馈控制与前馈控制相结合的复合控制策略。设计反馈控制律参数,在此基础上基于时间加权高度跟踪误差/误差变化率平方积分指标优化设计前馈控制律参数。按输入补偿的前馈控制在不影响系统稳定性的前提下,提高了RLV对拉平着陆轨迹的跟踪精度,减小了RLV的接地散布。提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法,实现了RLV起落架释放前后不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了拉平纵向复合控制和拉平过程中不同控制律之间平滑切换方法的有效性。      

基于ADRC姿态解耦的四旋翼飞行器鲁棒轨迹跟踪

针对欠驱动四旋翼飞行器的控制特性,提出一种基于自抗扰控制(ADRC)的姿态解耦控制算法,该算法可以克服传统欠驱动四旋翼控制方法中存在的问题,如系统状态间耦合严重,抗干扰能力弱及系统建模误差对跟踪性能影响较大等弱点.该算法利用扩张状态观测器(ESO)实现状态间耦合项的跟踪和估计,同时ESO也可实现对系统干扰的估计,干扰包括系统内扰和外扰.利用动态反馈线性化将非线性MIMO系统转化成线性SISO系统,然后利用非线性反馈控制律实现四旋翼姿态系统的高品质控制,在上述姿态解耦控制的基础上研究飞行器的鲁棒轨迹跟踪问题,不同情况下的仿真结果验证了上述姿态控制算法可提高系统轨迹跟踪的鲁棒性.该算法不依赖于精确的系统模型,降低了实际应用的难度,并有很强的抗干扰能力,具有实际应用的价值.      

基于虚拟域预测控制的轨迹跟踪方法

针对在线轨迹实时规划算法,提出了一种基于虚拟域预测控制的轨迹跟踪方法。该方法采用多项式近似系统模型,引入虚拟路径及反动力解算方法,将时域转化为虚拟域,较在时域上近似模型的控制方法解耦效果好,实时性强。通过反动力学解算、非线性规划的输入设置可直接得到连续的控制量,相对于传统非线性预测控制的软约束的方法,从根本上保证了控制量的连续性。以拦截弹道导弹为背景,在初始状态量添加小扰动及末端条件改变的条件下,进行仿真验证。结果表明:与非线性反馈跟踪方法相比,曲线平滑,在遭遇点脱靶量、末端路径倾角及偏角误差较小,实时性同样可满足控制需求。     

月球精确软着陆制导轨迹在轨鲁棒跟踪

为实现在月球表面期望的着陆点进行精确软着陆(PPL),在开环制导规划出的最优标称轨迹基础上,考虑动力下降过程中的干扰和不确定性,对在轨闭环轨迹跟踪制导方法进行研究.针对月球PPL三维球体非线性轨道动力学模型,充分考虑自主制导的鲁棒性、实时性要求,采用动态平面控制技术的思想,解决退步法存在的"计算复杂性膨胀"问题,并证明了闭环系统的稳定性.仿真算例表明,该方法不仅算法简单,过渡过程能够实现快速跟踪,而且能够保证稳态跟踪误差在预先给定的范围之内且可以自由调节.     

一种非线性航迹自适应跟踪控制方法

针对小型无人飞行器航迹跟踪精度和飞行品质问题,提出了一种基于非线性航迹的自适应跟踪控制方法.应用五阶B样条拟合航点,构建非线性期望航迹;建立基于非线性期望航迹Serret-Frenet坐标系下的位置和运动航向误差方程;根据误差方程设计渐近稳定收敛的自适应运动航向控制律.并应用此方法进行了外场飞行实验,实验结果表明自适应航迹跟踪控制方法有效且能保证航迹跟踪精度.     

基于自适应动态逆的自动空中加油轨迹跟踪

针对自动空中加油(AAR, Automated Aerial Refueling)的受油机轨迹跟踪控制问题,采用导引环与姿态控制环分离的控制策略,提出了基于非线性路径跟随导引和自适应神经网络动态逆的受油机轨迹跟踪控制方法.该方法将改进的非线性导引应用于受油机横、纵向导引控制,使用自适应神经网络在姿态角速率回路补偿外界干扰和系统模型误差,并利用比例-积分型姿态角速率误差动态方程设计自适应神经网络权值更新律.仿真结果表明:在受油机接近加油机过程中,该方法有效提高了受油机轨迹跟踪控制系统的抗干扰能力和对模型不确定性的自适应能力,能够满足自动空中加油的控制要求.     

Optimal guidance based on receding horizon control for low-thrust transfer to libration point orbits

This paper addresses the design and computation of a guidance law for a transfer mission from an orbit near the Earth to a halo orbit around the libration point L₂ in the Sun–Earth system. The guidance law, which is designed based on receding horizon control and compensates for launch velocity errors that are introduced by inaccuracies of the launch vehicle, is solved using the generating function method. During the design of the closed-loop guidance law, the entire transfer mission, which is considered a nonlinear optimal control problem, is evaluated to obtain a nominal reference trajectory. Using the launch velocity errors and the uncertainty of the model, a spacecraft controlled by the proposed guidance law tracks the reference trajectory. Furthermore, the original Riccati differential equation in the receding horizon control algorithm is replaced by an equivalent convenient form of the Riccati differential equation that is based on the generating function. The high-efficiency solution of the equivalent equation avoids the online direct integration of the original Riccati differential equation, which significantly increases the computational efficiency for the receding horizon control problem. Numerical simulations using a nonlinear bicircular four-body model demonstrate the capabilities of the proposed receding horizon guidance law for the transfer mission. In addition, the generating function method improves the computational efficiency by at least one order of magnitude over the backward sweep method in solving the receding horizon control problem.     

控制力矩陀螺驱动的空间机器人轨迹跟踪控制

提出一种新的空间机器人设计概念,并研究其轨迹跟踪控制问题.系统中的各机械臂以自由球铰连接,在机器人平台和每节机械臂上均安装有一组控制力矩陀螺（CMGs,Control Moment Gyroscopes）作为控制力矩执行机构.采用改进的罗格里得斯参数（MRPs,Modified Rodrigues Parameters）描述平台和各节机械臂的姿态,利用Kane方程建立了系统的动力学模型.在此基础上,用逆动力学方法设计了系统的轨迹跟踪控制律,用以实现卫星平台的位置/姿态和机械臂末端作用器位置的轨迹跟踪控制.采用带有零运动的CMGs操纵律以使CMGs准确输出力矩并回避构型奇异.基于两关节机械臂系统和金字塔构型CMGs的数值仿真结果验证了所设计的控制律和操纵律的有效性,以及自由球铰连接方式在提高末端作用器运动自由度和降低系统动力学耦合方面的优越性.