基于逆动态和变结构理论的空间飞行器大角度机动控制

针对飞行器大角度机动的控制问题具有强耦合、高度非线性、参数不确定性等特点,本文首先利用逆动态控制的非线性解耦能力对系统进行非线性解耦,然后基于变结构控制的鲁棒性进行控制器的设计,并在MATLAB环境下进行了仿真研究。仿真结果表明,该控制方法在有外界干扰和系统参数不确定的条件下具有较快的收敛性和一定的鲁棒性。     

再人飞行器优化气动布局研究

本文研究了再入飞行器的优化气动布局问题，提出了单目标和多目标优化设计方法，通过研究分析，指出了具有高机动性能的带翼机动再入飞行器，弯体机动再入飞行器及带翼锥柱裙机动再入飞行器等再入飞行器的几何数变化规律，该研究对这类再入飞行器的气动布局选型有重要的参考价值。     

再入飞行器优化气动布局研究

本文研究了再入飞行器的优化气动布局问题，提出了单目标和多目标、优化设计方法。通过研究分析，指出了具有高机动性能的带翼机动再入飞行器、弯体机动再入飞行器及带翼锥柱裙机动再入飞行器等再入飞行器的几何参数变化规律。该研究对这类再入飞行器的气动布局选型有重要的参考价值。     

析构时间相关模型的面对称飞行器机动估计

针对现代战机大机动规避时机动加速度估计困难的问题,提出一种基于动力学析构时间相关运动模型(DTDM)的面对称飞行器目标机动估计算法。首先考虑面对称飞行器的大机动过载主要由主升力面升力产生,将飞行器动力学方程析构简化为主升力面过载和主升力面滚转角耦合的时间相关模型。然后,基于分段定常系统(PWCS)可观测性理论和奇异值分解(SVD)法对模型的可观测性进行分析,结果表明其可观性优于改进"当前"统计模型(MCSM)和Jerk模型。最后使用容积卡尔曼滤波(CKF)算法对战机大机动规避的典型场景进行数学仿真,仿真结果表明本文所提模型对面对称飞行器目标的大机动过载估计精度优于MCSM和Jerk模型。     

机动再入飞行器自适应飞行控制系统设计

研究机动再入飞行器的制导控制问题。为了解决机动再入飞行器气动系数变化范围大、气动耦合严重和气动参数非线性过零常值大等恶劣条件下的控制，并且能充分利用飞行器可测量信息提高系统自适应能力，本文提出了状态方程参数辨识－－极点配置－－前馈补偿自适应控制的飞行控制系统的设计方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统仿真，可以看出该控制系统使其有很好的飞行性能。     

陀螺体飞行器大角度姿态机动与控制

本文根据欧拉特征轴转动定理,讨论了带有多个转子的陀螺体飞行器的大角度姿态机动及控制问题。利用并改进了所谓“特征轴系”,从而简化了系统状态方程,并根据最优控制原理,获得了满足一定意义指标的最优控制,数字机动模拟给出了满意的计算结果。     

具有终端角度约束的机动再入飞行器的最优制导律

对具有终端角度约束的机动再入飞行器的最优制导律进行了研究,提出了一种角度反馈形式的最优制导律,并与已有的角速度反馈形式的最优制导律进行了比较研究,所得到的结论对机动再入飞行器制导律的选择具有参考价值。     

基于逆动态理论的空间飞行器大角度机动控制

提出了一种基于逆动态理论的轮控空间飞行器大角度机动控制方法。用逆动态控制对系统作非线性解耦,基于变结构控制的鲁棒性设计控制器,给出了控制回路方案。仿真结果表明：该控制法在有外界干扰和系统参数不确定条件下有较快的收敛性和一定的鲁棒性。     

空间飞行器大角度机动控制律设计

研究了空间飞行器大角度机动控制问题。为避免欧拉角描述姿态运动存在奇异性的问题，由姿态四元数建立姿态运动方程。针对飞行器姿态运动模型的非线性和不确定性，利用模糊逻辑系统对不确定性函数进行逼近，将获得的模糊函数作为系统不确定性界函数。对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项，采用变结构补偿控制方法，并在线自适应调整参数。理论分析和仿真研究表明此方法具有姿态控制精度高，实时计算量小，便于工程实现等优点。     

再入机动飞行器数学仿真研究

本文讨论了再入机动飞行器三自由度和六自由度仿真和分析。三自由度仿真研究了再入机动飞行器的导引规律和减速控制规律，证明了其合理性，且精度是满足要求的。而六自由度仿真说明了飞行器再入过程中虽然有静稳定和静不稳定交替出现的飞行状态，且动压变化大，如控制系统和制导方法设计良好，其精度仍可满足要求     

充液挠性航天器姿态机动控制的多目标优化

针对充液挠性航天器姿态快速机动、快速稳定的控制要求,为减小姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发,设计了一种基于正弦型加加速度的姿态机动路径规划方法。为进一步提高姿态控制性能,提出了一种基于云多目标粒子群算法的姿态控制器参数和机动路径参数联合优化方法。以最小化充液挠性航天器三轴姿态达到指定指向精度的时间以及三轴姿态稳定度,构建多目标优化模型,并应用云多目标粒子群算法求取姿态控制器参数和机动路径参数的Pareto最优解。仿真结果表明:采用多目标联合优化算法得到的控制器与路径参数,能够有效减小液体晃动和挠性附件振动,显著提高充液挠性航天器大角度姿态机动的快速性和稳定性。     

大型卫星姿态机动的滑模变结构控制技术

研究了大型卫星三轴大角度姿态机动控制。建立了以控制力矩陀螺作为执行机构的大型卫星姿态动力学方程,针对快速性和鲁棒性要求,设计了一种滑模变结构控制器。控制器基于反馈四元数,避免了源自三轴大角度机动欧拉角描述的奇异性,且滑动模态能满足Lyapunov意义的渐近稳定。仿真结果验证了该控制器的有效性和优良性能。     

受细胞膜放电模型启发的航天器姿态鲁棒控制

研究了具有模型参数不确定和受空间环境干扰影响的挠性航天器姿态大角度快速机动快速稳定控制问题,设计了一种受细胞膜放电模型启发的鲁棒姿态控制器。综合考虑挠性航天器的强非线性和强耦合特性,设计了对模型参数和环境干扰具有鲁棒性的姿态机动控制器。为了减小机动中姿态突变激发的挠性附件振动,基于细胞膜放电的动力学模型设计了一种改进的鲁棒控制器。当参数不确定范围和干扰有界时,所提鲁棒控制器可使闭环系统的解最终一致有界。最后,分析了控制器参数对姿态控制性能及所需能量的影响。数值仿真验证了所提鲁棒控制器用于姿态机动控制可以得到良好的效果。     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星,提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发,综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势,采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略,可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律,设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

基于变惯量反作用飞轮的小卫星大角度姿态机动控制研究

研究以变惯量反作用飞轮作为执行机构的小卫星的大角度姿态机动控制问题。变惯量反作用飞轮是一种新型的动量交换装置,不仅可以通过改变飞轮转速输出力矩,还可以通过改变其转动惯量实现大范围的力矩输出。文中建立了带有变惯量反作用飞轮的星体姿态动力学方程,设计了姿态控制律和飞轮的操纵律。仿真结果表明,与一般反作用飞轮相比,当小卫星大角度机动时变惯量飞轮的转速更不容易饱和,且力矩的输出范围变宽,可以同时满足小卫星高精度稳定和快速大角度姿态机动的双重要求。     

液体多模态晃动充液航天器姿态机动复合控制

主要研究多模态液体晃动时充液航天器大角度姿态机动动力学与控制问题。采用液体晃动弹簧质量等效力学模型将液体燃料前两阶液体晃动模态纳入到充液航天器耦合动力学模型中;根据动量矩守恒定律推导出充液航天器耦合系统动力学方程。针对充液航天器大角度姿态机动同时抑制燃料晃动的问题,采用自适应动态输出反馈的姿态控制方法并结合基于前馈控制的多模态ZVD输入成型器设计复合控制器。通过数值模拟给出了液体晃动响应及航天器姿态机动的时间历程图,数值仿真结果表明了本文所给出复合控制方法的有效性。     

基于RBF网络的飞行器姿态滑模控制器

针对中制导段飞行时间长,空间拦截器需要进行一定的姿态机动,提出一种基于RBF网络的姿态控制器.建立了拦截器3个通道的姿态运动模型,对每个通道进行变结构控制,并在此基础上对变结构控制器增益通过RBF(Radial Basis Function)网络进行自适应控制,同时给出了稳定性证明.仿真结果表明,该方法能有效实现拦截器中制导段的姿态控制.     

航天器姿态大角度机动有限时间控制

针对航天器姿态大角度机动控制问题,在存在外部扰动的情况下,基于航天器姿态跟踪系统的标准级联特性,利用反步法和自适应控制设计有限时间控制器。提出的控制方法可以严格保证姿态大角度机动系统是全局有限时间稳定的。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明,系统在控制器的作用下可以快速机动到平衡点并保持稳定,全物理仿真试验进一步表明了所提出的控制方法的有效性和优越性。     

轮控小卫星姿态大角度机动递阶饱和控制器设计

针对采用反作用飞轮的小卫星姿态大角度机动控制，在反作用轮输出力矩受限、速率饱和的约束条件下，采用递阶饱和方法，即限制卫星每次姿态机动的最大偏差，对姿态偏差进行逐次消除。在毋需获知最优机动轨迹规划的情况下，可用于卫星任意时刻的姿态捕获和机动控制。数学仿真结果表明，本文设计的控制算．去能够实现快速姿态机动任务，具有良好的鲁棒性。     

基于干扰估计的航天器大角度姿态机动鲁棒次优控制

针对存在系统参数不确定与外界干扰的航天器大角度姿态机动问题,提出一种基于干扰估计的鲁棒次优控制方法。该方法通过引入总干扰的概念,将不确定参数与外界干扰对系统的影响统一为各控制通道总干扰,而后采用非线性干扰观测器实现对系统总干扰的估计;借鉴状态相关的黎卡提方程（SDRE）方法,将系统模型改写为状态相关的线性形式,并采用近似方法实现基于干扰估计的次优控制参数的在线求解。通过对航天器大角度姿态机动问题的仿真分析,校验所提方法不仅较传统SDRE方法计算效率更高,而且较大程度上提高系统对参数偏差与外界干扰的鲁棒性能。