防空导弹大攻角飞行姿态控制系统设计

针对防空导弹大攻角飞行这样一个非线形、时变、耦合系统,提出了一种基于模型参考时变全程滑态变结构控制方法,分别针对滚动通道、俯仰/偏航耦合通道进行了设计分析,最后进行了六自由度仿真,得到了满意的结果。     

防空导弹通道耦合抑制方法研究

针对防空导弹在高速、大攻角时通道存在严重耦合,研究了用反馈线性化方法对通道耦合进行抑制的方法。基于弹体动力学和弹体系过载模型,设计了两通道、三通道两种不同结构反馈线性化控制器并对控制结构进行了分析,确定俯仰和偏航两通道结构反馈线性化控制器能有效实现线性化解耦,三通道结构反馈线性化控制器会出现错误控制响应。加入滚动角加速度补偿量可使两通道控制器进一步削弱耦合量。仿真结果表明:方法可有效提高反馈线性化控制器的抑制耦合能力。     

基于鲁棒近似方法的高超声速导弹复合控制方法研究

针对导弹在超高速飞行时产生的通道间强耦合、模型强不确定性,用反馈线性化与鲁棒近似复合控制方法进行控制器设计。用反馈线性化抑制通道间的耦合,用鲁棒近似方法抑制参数偏差。仿真验证了控制方法的有效性。     

多星发射上面级变结构鲁棒控制

针对多星发射上面级释放掉1颗卫星后,因质心横移较大而产生质量不对称,通道间存在耦合的情况,提出采用变结构鲁棒控制的方法,使结构干扰和通道间的耦合对系统的影响衰减到一个给定的水平ρ,同时获得一个给定的H∞跟踪性能指标。理论分析和仿真结果表明,本文设计的控制系统对干扰和耦合量进行了有效的衰减,并使系统具有良好的鲁棒性。     

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。
     

一类强耦合系统的控制器设计方法

分析了飞行器各通道存在的耦合对控制器设计带来的影响 ,同时针对此引入了解耦控制方案 ,并对积分型解耦系统的极点配置在工程实现中遇到的问题进行了充分地论述。最后给出了相应的仿真算例     

考虑通道耦合因素的制导控制一体化设计方法

针对倾斜转弯（Bank-to-turn, BTT）飞行器俯冲段制导与控制系统设计中存在的强耦合、强非线性问题,研究考虑通道耦合因素的制导与控制一体化设计方法。首先建立了考虑控制通道间耦合因素的三维制导与控制一体化设计模型,在模型中引入不确定性因素,采用连续非光滑控制理论对三维块系统设计非光滑扩张状态观测器（Non-smooth extended state observer, NESO）进行观测补偿,然后结合反步法与块动态逆方法设计可以保证有限时间收敛的制导与控制一体化算法,并严格证明了带有扩张状态观测器的级联系统是全局有限时间稳定的。提出的方法适应强耦合BTT飞行器存在扰动情况下的快时变控制需求,通过仿真校验该方法可行、有效。     

一种面向空天飞机再入的智能自适应复合控制方法

针对空天飞机再入横、侧向通道的姿态控制问题，设计了一种智能神经网络自适应复合控制方法，基于误差反馈学习准则在线更新神经网络权重以补偿全量姿态控制律输出的姿态控制指令。同时，面向再入过程横侧通道的强耦合问题，引入了耦合控制系数，以降低横、侧通道间的控制干扰。此外，提出了一种自适应链式控制分配律，在控制信号中引入正交优化多正弦激励，基于递推最小二乘方法对气动参数进行在线辨识，进而实时更新链式分配策略。最后，对空天飞机再入横侧向通道的神经网络自适应复合控制方法进行数学仿真校验，验证了该方法的有效性和鲁棒性。     

考虑特征模型的高超声速飞行器全通道自适应控制

针对高超声速飞行器具有强非线性、高不确定性及强耦合等特点,提出一种基于反馈线性化控制与特征模型自适应控制相结合的姿态控制律设计方法,解决姿态控制系统的非线性耦合与不确定性,保证飞行器控制系统稳定。首先,建立高超声速飞行器全通道非线性耦合的动力学模型。其次,利用反馈线性化控制方法将全通道非线性耦合系统解耦成近似线性系统,并对线性解耦系统设计输出反馈控制律;而对于反馈线性化控制依赖于系统的精确数学模型,并对建模误差和外部干扰敏感的问题,设计基于误差特征模型的自适应控制律,提高系统的适应性;针对原动力学模型,证明闭环控制系统是有界稳定的。最后,通过数学仿真校验了控制律设计的正确性与有效性,仿真结果表明设计的姿态控制系统可以很好地跟踪指令,具有较强的鲁棒稳定性。     

基于反馈线性化的高速无人机自适应控制系统设计

高速无人机是典型的复杂非线性、参数不确定性系统,且各控制通道之间存在强耦合作用,这对飞行控制系统设计提出了严峻挑战。针对其非线性特性和耦合特性,采用精确反馈线性化理论将无人机动力学模型解耦为3个独立的子系统,即滚转、俯仰和偏航通道;应用模型参考自适应控制方法分别设计每个通道的姿态控制器。研究表明,上述线性化方法能够实现三通道解耦,所设计控制系统满足飞行控制性能要求,且对气动参数摄动和外部干扰具有较强的鲁棒性。     

基于微分平坦方法的三维制导律设计

针对强耦合条件下的三维制导问题提出了一种新的设计框架。滚动引起的俯仰、偏航通道之间的强耦合关系,使得双通道解耦的三维制导律设计困难,使用微分平坦方法可以克服这一困难。首先使用矢量建立了导弹的一般运动学描述,并由此证明导弹制导系统是微分平坦的。依据系统的平坦输出设计比例-微分(PD)控制律可以实现目标静止或机动时的制导。进一步,通过对PD参数的适当约束可以实现任意落角及任意入射方位角的制导。仿真结果验证了该设计的优点。     

器耦合通道控制系统的独立设计方法研究

一些诸如倾斜转弯导弹、三轴稳定卫星等航空航天飞行器存在着较强的通道间耦合作用，使得传统三通道独立设计方法遇到了困难。本文基于变结构控制理论研究了一种新的三通道独立设计思想和方法，并着重从稳定性的角度设计了飞行器耦合通道的控制系统。     

倾斜转弯导弹耦合通道控制研究

倾斜转弯（BTT）导弹的俯仰与偏航通道之间存在着强烈耦合，使得根据经典控制理论的自动驾驶仪三通道独立设计方法遇到一定困难。基于局部模型跟踪理论，研究了倾斜转弯导弹的耦合控制问题，提出了一种新的自动驾驶仪设计方法，该方法能有效地提高导弹控制精度和快速响应能力。     

小SAR卫星偏航导引控制

为消除近极低轨道小星载合成孔径雷达(SAR)参数偏移，基于姿态控制动力学模型，研究了偏航导引控制对滚动和俯仰通道动力学耦合的影响。理论分析和仿真试验的结果表明，其影响小于卫星所受的环境干扰力矩。在控制系统设计时，可视为干扰力矩进行处理。     

基于火箭弹非线性动力学系统的解耦控制

为消除火箭弹在倾斜转弯（BTT）时俯仰与偏航通道的强耦合,根据建立的火箭弹非线性动力学模型,采用微分几何方法和二次Gauss/回路传函恢复（LQG/LTR）设计了一控制系统,给出了控制器的设计。仿真结果表明：侧滑角近似为零,滚转命令能快速响应,设计的解耦控制器有效。     

一种在轨补加用浮动断接器设计

对国外的在轨补加用浮动断接器的研究进展进行了总结,在此基础上,提出了一种在轨补加用浮动断接器的设计方案。通过对浮动断接器方案的选择和初步设计,确定了其工作方式、关键技术及解决途径,并进行了初步的原理验证和性能检测。结果表明,浮动断接器原理可行,方案合理,通过进一步的结构优化,可应用于在轨补加。     

电动式磁悬浮动量球电磁场耦合分析

本文针对电动式磁悬浮动量球(Electrodynamic suspension reaction sphere, EDSRS)的电磁场耦合进行分析，采用定子绕组的感应电动势评判耦合强度，提出了耦合强度评判指标，作为EDSRS的结构设计约束，以降低电磁场耦合的影响。首先，结合EDSRS的具体结构特点，对多定子之间的电磁场耦合问题进行分析，采用定子电磁场在另一个定子绕组中产生的感应电动势评判耦合强度。然后，对感应电动势产生规律进行分析，提出了耦合强度评判指标，并基于所提评判指标，建立了耦合约束验证流程，作为EDSRS的结构设计约束，最后，通过有限元仿真和实验验证了上述电磁场耦合分析。