旋转导弹非线性动力学建模方法研究

为解决传统线性建模方法不能准确描述旋转导弹不稳定运动形态的问题,对一种旋转导弹非线性动力学建模方法进行了研究。基于空气动力学作用原理,在全攻角坐标系中建立旋转导弹的六分量气动力的描述。考虑导弹弹体运动描述的直观性,在准弹体坐标系中进行动力学建模,采用偏微分形式对气动力和气动力矩进行表述,通过等效代换获得完整的导弹非线性动力学模型。建模中考虑了静稳定力矩和马格努斯力矩对攻角的气动非线性作用,以及洗流迟滞等气动非定常效应的影响;增加了非线性阻尼的作用和舵偏角速度引起的洗流项;考虑了转速效应的影响,增加了转速对面内力矩和面外力矩的作用项。数值仿真结果表明:根据参数不同,该模型可描述攻角运动收敛、分叉和极限环等运动形态。研究为旋转导弹运动分析提供了数学模型基础。     

模糊逻辑方法在具有不确定性时滞系统控制中的应用（英文）

时滞是典型的非线性环节,通常存在于流体动力学中例如航空飞行器控制。一个新型的改进史密斯预估器的控制方案被提出,可以解决扰动影响下的积分时滞系统控制中出现的稳态误差问题。首先积分时滞过程被预测为一阶时滞模型。通过使用劳思赫尔维斯稳定判据设计的PID控制策略可以实现系统稳定。该设计方法可以成功消除扰动的影响。但是在跟踪控制的瞬态响应中会产生较大的超调量。因此模糊逻辑方法被用于调节设计的PID控制器,以降低超调量。最终研究设计的控制方法具有很好的鲁棒性同时在应对系统不确定性时表现了很好的控制性能。     

一类不确定非线性系统的回馈递推滑模鲁棒控制器设计

针对一类多输入多输出不确定非线性系统，用一个RBF神经网络获得未建模动态和外来扰动的估计值，将回馈递推思想与滑模控制相结合，逐步回馈递推，设计了鲁捧控制器。将这种方案用于某型侧滑转弯导弹的飞行控制系统设计。其中，为克服导弹作动器的位置饱和、速率饱和问题，改进了滑动面的符号函数，并采用模糊逻辑对滑动面的斜率进行实时调整。仿真表明了该控制方法的有效性。     

基于μ综合的新型空空导弹稳定控制系统控制律设计研究

为避免控制律设计结果出现较大的保守性,考虑新一代大机动空空导弹的非线性、各通道的耦合作用、不确定性和未建模动态特性等问题,研究了基于μ综合方法的导弹稳定控制系统控制律设计。建立了某空空导弹的俯仰通道模型,给出了控制律结构、权函数设置与选取、控制律设计指标,对未建模不确定性、参数不确定性和传感器测量噪声进行了建模,设计了控制结构,用D-K迭代获得了μ综合控制器。数字仿真验证结果表明:设计的俯仰通道鲁棒控制器满足控制性能指标要求,有良好的鲁棒性与稳定性,对大机动空空导弹的非线性、各通道的耦合作用、不确定性和未建模动态特性等具良好的控制效能,实现了一个控制器控制多个工作点,突破了经典控制系统中一个控制器控制少数几个工作点,需在飞行包络内进行复杂动态调参的传统控制模式。     

控制力矩陀螺磁悬浮转子的指数趋近积分滑模控制研究

针对微重力、动框架等多源扰动下磁悬浮控制力矩陀螺磁轴承转子系统的强非线性、参数摄动及未建模动态等问题,开展控制力矩陀螺的磁轴承转子鲁棒控制研究。建立了磁轴承转子轴向通道动力学模型与电磁力工作点线性化模型,分析了系统参数摄动及未建模动态,并在此基础上提出了一种非线性系统指数趋近积分滑模控制方法,设计了含有电流及位移的积分滑模平面,采用指数趋近律与饱和函数抑制抖振实现到达阶段滑模控制律。实验结果表明：采用该方法可有效抑制滑模的抖振现象,参数摄动时系统具有较佳动态性能,同时在转子转动、框架工作时保证系统良好鲁棒性。     

基于自组织混合模型的多变量航天产品加工过程控制方法研究

为解决航天产品因制造过程的随机性和动态性而在复杂的多变量加工过程中表现出非线性或多模态等特性,用传统多变量过程控制方法无法有效监控的困难,提出了一种基于自组织混合模型(SOMM)的过程监控方法,以实现非线性和多模态等过程的状态建模和在线异常监控。采用自组织映射结合混合模型,对非线性和多模态等过程状态进行建模,设置控制图阈值;提出了基于最小欧氏距离和负对数似然值的制造过程控制图,在线识别和评估制造过程运行状态。设计的基于SOMM的制造过程监控系统由离线建模和在线监控两部分组成。为验证所提方法在非线性和多模态制造过程中的监控效果,进行了两个仿真实验,并与主元分析、自组织映射等传统监控方法性能进行比较。实验结果表明所提方法在非线性及多模态过程中均有更好的过程监控性能,可用于航天产品加工过程的质量控制。     

大型抛物柱面天线展开动力学分析与展开过程控制

为揭示大型抛物柱面天线在轨展开过程中各部件的动力学特性，保障可展天线在轨展开过程稳定性，提出了一种基于模块组装的大型抛物柱面可展天线支撑机构动力学快速建模方法与非线性展开过程反馈控制策略。首先，基于绝对节点坐标法建立了天线可展支撑机构基本模块的动力学方程集与约束方程集。然后，通过子模块组装的方式实现对超大型支撑机构的动力学快速建模，并进一步提出逐块缩聚与递归的动力学微分方程高效求解算法。最后，基于非线性展开过程反馈控制策略实现了抛物柱面可展支撑机构该类强非线性系统的展开稳定控制。结果表明，该控制方法能显著降低可展支撑机构展开过程中的速度峰值，有效提高了大型抛物柱面天线展开过程中的展开同步性。     

高超声速飞行器自适应神经网络控制

针对一类高超声速飞行器,在充分考虑其非线性模型包含未建模动态、气动参数变化、弹性形变等产生的未知非线性不确定函数以及外界扰动的情况下,设计了一种基于自适应神经网络的非线性逆控制器。首先,将系统的动态特性分为标称部分和不确定部分,采用非线性逆的思想设计标称部分的控制器,利用神经网络逼近不确定部分,将神经网络的最优权值采用自适应律进行调节,提高神经网络的在线逼近能力。利用改进的变结构控制来消除神经网络逼近误差的影响,最终使跟踪误差收敛为零,并保证闭环系统的信号有界。通过仿真验证了设计方法的正确性。     

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。     

基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制

针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制     

基于逆动力学的飞行器直接力控制系统及其稳定性分析

针对现代飞行器飞行动力学特性的非线性及耦合问题日益显著,传统线性系统设计方法已难以满足控制要求的现状,在非线性系统的逆系统解耦控制方法的基础上,提出了基于逆动力学的飞行器直接力控制技术。在翼面载荷可控的条件下,选取扰动较小的机体动力学部分建立逆系统模型进行解耦补偿,降低了逆系统模型的建模难度,提高了逆模型建模精度。稳定性分析证明了扰动条件下系统的稳定性,并求取了稳定条件。仿真结果验证了系统在不同负载条件下的稳定性,表现了良好的鲁棒性。     

基于反馈线性化的动能拦截器姿态控制研究

动能拦截器进入末制导阶段时经常需要进行大角度姿态机动,这时拦截器姿态控制系统具有非线性、强耦合、多输入多数出(MIMO)的特点。现针对动能拦截器模型的非线性和不确定性,提出PID神经网络自适应逆控制方法对拦截器飞行姿态进行控制。首先基于精确反馈线性化方法将系统解耦成三个独立的子系统,然后应用基于PID神经网络的自适应逆控制方法分别设计每个子系统的姿态控制器。该方法将PID神经网络控制与自适应逆控制相结合,对于拦截器姿态控制系统中的建模误差以及外部干扰具有较强的适应能力。仿真结果证明了该方法的有效性。     

空间电磁对接的鲁棒非线性轨迹跟踪控制

基于电磁力实现空间对接控制可以避免常规小发动机所固有的推进剂消耗、羽流污染和对接冲击等问题,且性价比高,在小卫星领域应用前景广阔。空间电磁对接控制设计存在强非线性和强耦合性问题,电磁力建模具有不确定性。论文综合应用反馈线性化和鲁棒H∞控制设计方法,采用内外环控制策略,内环采用非线性状态反馈控制实现输入-输出线性化,外环采用鲁棒H∞控制实现对模型乘性不确定性的稳定控制。理论分析与仿真表明,基于内环反馈线性化和外环鲁棒H∞控制的综合设计方法能解决电磁力模型的强非线性问题,对模型不确定性具有较强鲁棒性,轨迹跟踪性能良好。     

基于视线制导的交会停靠控制方法

空间交会停靠段的控制经常采用的一种方法是基于视线位置信息的平行接近法。本文对纵向控制中的非线性滑动模态控制方法进行了研究和改进 ,考虑了视线角对纵向控制的耦合作用 ,增加了耦合项 ,并进行了存在性和稳定性分析。对于横向和纵向同时协调控制 ,提出一种多变量互相耦合的非线性滑动模态视线制导控制方法 ,并对同时协调控制进行了存在性和稳定性分析     

用三维非线性粘弹模型分析药柱结构

一个三维非线性粘弹模型结构分析有限元程序业已完成。该模型可运用于分析准静态条件下承受有限应变的各向同性、近乎不可压缩的粘弹材料,包括材料非线性影响.以热流变的简单性假设来建立与温度有关的模型。该模型已用于分析固化后冷却过程中的固体火箭发动机。当变形有限时,发现非线性模型预估的药柱应力水平高于线性粘弹模型预估的药柱应力水平.     

基于观测器的上面级姿控发动机时间滞后补偿控制方法

针对上面级姿控发动机响应延迟导致姿态角速度控制精度下降的问题,建立了系统动力学模型,分析姿控发动机响应延迟对姿态控制的影响,采用Smith预估补偿算法提高系统控制精度,对于理论模型的不确定性,采用鲁棒观测器对姿态发动机输出进行估计。仿真结果表明:所提出的方法可有效减小姿控发动机响应延迟对控制精度的影响,为上面级长期在轨高精度飞行提供技术支撑。     

攻击固定目标的飞行器制导控制一体化设计

对于攻击地面固定目标的飞行器,提出一种非线性制导律和控制方法。制导和控制一体化的设计方法充分考虑了制导和控制回路的不确定性和未建模动态。对于系统的非匹配不确定的特点,设计了特殊的终端滑模切换面和相应的控制策略,使得系统在有限时间内收敛到终端滑模面。分析表明滑模控制器保证了闭环系统的稳定性。数学仿真验证了此方法的有效性。     

基于自适应控制的近空间高超声速飞行器研究进展

综述了高超声速飞行器数学建模与自适应控制技术。在概述典型数学模型基础上,着重概述了模型参考自适应控制、浸入-不变集非线性自适应控制、自适应动态面反步控制、自适应滑模控制、自适应模糊滑模控制和神经网络自适应控制等多种自适应控制技术在高超声速飞行器中的应用与研究。对高超声速飞行器自适应容错控制技术现状,自适应控制在高超声速飞行器飞行测试中的应用情况进行概述。总结了高超声速飞行器的当前研制项目和技术现状,重点展望了若干种鲁棒非线性自适应控制技术。与已有综述相区别,重点概述自适应控制在解决高超声速飞行器鲁棒、稳定、切换、协调等关键控制问题的研究进展。     

基于参数化外形的通用大气飞行器建模与分析

提出了一类翼身组合升力体外形通用大气飞行器(Common Aero Vehicle, CAV)的参数化外形建模方法,采用气动工程预估方法计算CAV的气动系数,拟合得到能用于再入飞行器制导与控制仿真的气动模型,并通过分析,得到该模型静稳定性、气动效率及气动控制特性等方面的结论。结合飞行器再入飞行的运动方程,选取平衡工作点,基于小扰动线性化模型得到系统特征根分布来分析其稳定性,发现固定姿态的滑翔飞行时系统有正半平面极点,需主动控制调节;为了分析机动性,提出了以星下点轨迹曲率求取CAV转弯半径的方法,可快速获取机动性评估与参考指标,结果表明,该模型具有较好的转弯机动能力。     

一种BP MFN逆模型补偿的复合控制结构方案研究

由于对结构未知和不确定的非线性系统还没有形成一种通用有效的辨识和控制方法，为此首先对非线性系统逆模型辨识和控制的结构方案进行分析，然后基于复合控制思想，对基于神经网络的非线性系统逆模型补偿的复合控制结构方案进行研究。设计了一种基于BP MFN（Multilayer Feedforward Network）逆模型补偿的复合控制结构方案，并基于不同BPMFN逆模型结构进行了仿真。仿真结果显示，基于神经网络的非线性系统逆模型补偿的复合控制结构方案是有效的，且在满足辨识建模精度要求前提下，采用相对简单的BPMFN逆模型结构，对提高逆模型的泛化能力和非线性系统的控制效果是有益的。