红外旋转导弹自适应变结构制导律研究

针对红外旋转弹制导时间短、精度要求高和高频正弦控制的特点,设计了一种基于红外体制旋转导弹的自适应变结构制导律。建立了导弹与目标的相对运动模型,给出了变结构制导律,并加入变结构项以保证系统对干扰的鲁棒性。为保证制导精度,采用幂次趋近律,通过设置合理的趋近参数保证视线角速度在弹目遭遇前的有限时间内收敛至零。为减小变结构控制产生的高频抖振,设计了一种自适应变增益变结构制导律,根据视线角速度信息对变结构项的增益进行自适应调整,以有效削弱变结构控制中的抖振。基于红外旋转导弹的目标信息获取能力,对变结构制导律的工程实现进行了讨论。以某红外旋转导弹为背景,仿真比较了比例导引律与变结构导引律,结果发现:变结构制导律的所需平均过载、弹道平滑程度、视线角速度和命中精度等明显优于传统比例导引律;对机动和非机动目标,设计的增益自适应变结构制导律均既能保证制导精度,又可避免变结构项引起的抖振。     

永磁同步电动舵机系统滑模变结构控制器设计

针对电动舵机系统,建立表贴式永磁同步电机(SPMSM)矢量控制模型。设计基于指数趋近律的滑模变结构控制器,并在此基础上进行抖振抑制。利用变指数趋近律滑模控制器与比例-积分-微分(PID)控制器相结合,设计组合控制器,既可最大程度地发挥滑模变结构控制的快速性与鲁棒性,又可利用PID控制的优势减小系统最后的抖振。最后,通过与基于指数趋近律的滑模控制器进行仿真对比,验证组合控制器对电动舵机系统抖振的抑制效果。仿真结果表明:设计的组合控制器将系统静差减小了85%,并基本消除了滑模末端的抖振。     

大气层外拦截器变结构末制导控制方法研究

对大气层外拦截器末制导执行机构是安装在质心位置的4个轨控发动机,根据轨控发动机推力特性研究了一种末制导控制方法。在建立弹目相对运动模型的基础上,设计了基于零化视线角速度的变结构导引律。为抑制抖振,用双曲函数替代符号函数,当运动点远离切换面时趋近速度可显著提高;当运动点离切换面较近时趋近速度能快速减小,采用变速趋近既保证了系统的快速性和鲁棒性,又削弱了由变结构控制的本质不连续性导致的抖振。为避免轨控发动机开关过于频繁,设计了视线转率门限,用视线转率双包络线方法改进变结构末制导控制律。仿真比较了双曲正切控制律和指数趋近律的性能,结果表明:双曲趋近律的拦截器视线角速度、加速度曲线均无明显抖振,加速度相对稳定,弹道较平稳,视线转率门限降低了轨控发动机的开关频率。方法较好地实现了拦截器末制导控制,有效解决了抖振与快速性间的矛盾,改善了系统的动静态特性。     

基于新型趋近律的积分模糊滑模控制及其在PMSM控制中的应用

研究了基于新型趋近律的积分模糊滑模控制方法,并以永磁同步电机(PMSM)矢量控制系统为背景进行了应用研究.设计了基于新型趋近律的积分模糊滑模速度环控制器,有效地抑制了传统滑模变结构控制中的固有抖振问题.在滑模面的设计中引入误差信号的积分项,避免控制量中对加速度信号的要求,增强系统的抗干扰能力;引入了模糊控制,可以抑制滑模控制抖振.并提出一种新型趋近律,进一步对滑模抖振进行抑制,提高了滑模面的趋近速度.仿真表明,该方法能够实现精确的速度控制,与传统的滑模控制相比,该控制器具有更好的跟踪性能.     

基于新型滑模控制方法的再入飞行器姿态控制律设计

设计了一种新型滑模控制方法,该方法不但能对已有的控制律进行鲁棒性改进,而且能有效抑制抖振现象。在该方法的设计过程中,首先基于已有的控制律和标称系统,设计了一种新型的动态滑模面,然后对超扭曲算法进行改进,得出了一种快速、连续且有限时间收敛的算法,并首次将其作为新型趋近律,该趋近律与滑模面相结合能够大大增强现有控制律的鲁棒性,而且滑模的切换律是连续的,因此大大降低了系统的抖振。将以上方法应用于再入飞行器的姿态跟踪控制中,有效增强了已有控制律的鲁棒性,实现了大干扰情况下对姿态系统的稳定控制。通过仿真,验证了该方法在提高系统鲁棒性和降低抖振方面的有效性。     

拦截高速机动目标的动态终端滑模制导律设计

针对新型高速机动目标的拦截问题,提出了一种基于动态终端滑模控制理论的鲁棒制导律设计方案。首先,基于动态终端滑模控制的有限时间收敛特性,研究了一种带补偿因子的终端滑模切换函数;然后,将其通过微分环节构造了非线性动态滑模超平面;最后,设计了动态终端滑模制导律,并对其有限时间收敛特性进行了分析。该制导律不仅具有有限时间收敛特性,而且针对导弹指令加速度的导数进行设计,可将滑模控制中具有的不连续项转移到制导律的一阶导数当中去,有效消除了抖振。仿真结果表明,该制导律可使导弹视线角速率有限时间收敛,且具有更强的鲁棒性和更高的制导精度。     

导弹电液伺服机构的变论域自适应模糊滑模控制

为减弱导弹电液伺服机构位置跟踪滑模控制(SMC)的抖振,提出了一种基于变论域自适应模糊滑模控制(AFSMC)方法。通过在线调节输入变量论域和规则后件隶属度函数,可在不影响滑模变结构控制鲁棒性的情况下有效削弱滑模切换控制产生的抖振。给出了相应的控制律。设计的控制系统具有良好的跟踪性能,提高了电液伺服机构的跟踪控制精度。仿真实验结果验证了该控制方案的有效性。     

挠性航天器在轨分离冲击缓冲模糊滑模控制研究

为降低在轨分离冲击载荷对挠性航天器的影响,进行了基于磁流变阻尼缓冲器( Magneto-rheological)的减振研究,将磁流变阻尼缓冲器应用于航天器冲击减振。基于有限元和Lagrange方法,建立了发生大范围运动的挠性航天器状态模型,采用趋近律滑模控制算法控制阻尼器输出,并提出一种二维模糊控制方法控制趋近系数来提高系统的动态品质,同时抑制趋近律中切换项导致的抖振现象。数值计算表明,采用此方法控制的磁流变阻尼缓冲装置显著降低了冲击载荷对基座的影响,并有效抑制了抖振现象,减弱了基座与挠性附件之间的运动耦合,使挠性附件的速度、加速度变化更为平稳。此控制方法较传统滑模控制能更好地跟踪输出值,且有较好的稳态输出值。     

一种自适应变结构制导律

为了使导弹制导系统具备良好的鲁棒性，本文提出用滑模变结构控制理论设计末端导引规律。结合时变系统的特点，本文提出并应用了滑模自适应趋近律这一概念。理论分析和数字仿真表明自适应变结构制导律具有优良的弹道性能和鲁棒性。另外，此制导律比较简单，便于应用。     

以VSCMG为执行器的航天器姿态机动自适应动态滑模控制

针对刚体航天器姿态机动控制问题,结合变速控制力矩陀螺(VSCMG)执行器的特性,提出一种自适应动态滑模控制律,提高了姿态机动控制的扰动抑制能力和鲁棒性。此控制律采用自适应方法对扰动力矩进行估计,通过给出控制力矩变化率并对其积分得到控制力矩,以此削弱切换控制的抖振对控制力矩时间连续性的影响,从而改善系统的动态性能。仿真分析显示该控制律能够在扰动力矩作用下实现刚体航天器的快速姿态机动,并且有效减弱了滑模控制的抖振现象。     

一种考虑追踪器速度变化的最优导引律

从考虑追踪器速度的大小和方向变化以及目标速度变化方面入手 ,以最优控制理论和飞行力学原理为基础 ,推导出一种考虑追踪器速度变化的最优导引律—变系数比例导引律 ,同时给出一种计算剩余时间的新方法—剩余时间函数法。对要求垂直入射的情况 ,设计了满足入射角度要求的导引律。仿真结果表明 ,应用本文的导引律在制导过程中能量消耗少 ,制导精度高 ,脱靶量小 ,其性能远优于常系数比例导引律     

可重复使用航天器基于状态估计的再入飞行滑模控制器设计研究

给出了一种可重复使用航天器再入飞行鲁棒控制方法。在给定可用制导指令和干扰、不确定性的上界条件下，综合利用快慢双回路连续滑模控制方法，生成包括气动舵面和反推力控制系统（RCS）发动机的控制指令，得到了在建模误差和外界干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和解耦特性的气动角和姿态角速率跟踪结果。滑模控制抖振抑制逻辑利用李亚普诺夫方法，构筑滑模干扰观测器，并依据自适应增益调节思想，有效消除了控制抖振，保证了工程实际应用的能力。以某型可重复使用航天器为例，在考虑到模型不确定性、风扰以及测量噪声的情况下．通过不同的控制律设计结果对比表明，该方法高效、可靠。     

一种拦截机动目标的多导弹协同制导律

针对多导弹协同拦截一个机动目标问题,基于有限时间一致性理论提出了一种带有攻击角约束的多导弹协同制导律。首先建立了带有攻击角约束的多导弹协同制导模型。其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分：一是基于有限时间一致性,同时结合积分滑模和自适应控制设计沿着视线方向上的加速度指令,保证所有的导弹能够在有限时间内同时拦截机动目标;二是利用非齐次干扰观测器并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的视线角。最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明该设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。     

面向非沿迹成像的姿态跟踪扩展观测器滑模控制

针对地面兴趣点不沿星下点轨迹的动态非沿轨迹成像问题,设计一种结合扩展状态观测器的非奇异快速终端滑模控制器。首先根据非沿轨迹成像模型的需求推导卫星姿态参考轨迹。其次,根据由误差四元数描述的跟踪误差运动模型设计了非奇异快速终端滑模控制律。考虑到干扰抑制,引入了扩展状态观测器来观测系统的总扰动,从而降低滑模控制律中的切换增益,削弱系统抖振。然后再用模糊自适应系统对切换项进行在线逼近,柔化控制信号,进一步减振。最后,对具有干扰和参数不确定的姿态控制系统进行了数值仿真,结果表明该方法收敛速度快,控制精度高。     

目标加速度未知下的导弹自适应滑模拦截制导

针对机动目标拦截过程中加速度信息难以获取的实际问题,设计了一种基于RBF神经网络的自适应滑模拦截制导律,有效提高了导弹制导系统的鲁棒性能。首先,结合空间几何知识,构建了弹-目三维空间相对运动模型;然后,利用RBF神经网络对拦截目标的未知加速度进行了有效估计,消除了制导设计对目标加速度信息的依赖性;在此基础上,结合零化视线角速率的制导理念,分别在导弹俯仰平面和偏航平面设计了对应的自适应滑模制导律,同时采用连续高增益法削弱了系统的抖振现象,并给出更符合导弹制导实现的法向过载指令,利用Lyapunov定理证明了所提方法的收敛性;最后,通过仿真验证,在三种不同的拦截场景下进行了仿真对比,仿真结果表明所提滑模拦截制导律对目标机动有较高的自适应性和鲁棒性。     

直接侧向力控制导弹的自适应模糊变结构末制导律设计

针对采用直接侧向力控制的敏捷性导弹，提出了一种适州于拦截大机动目标的自适应模糊变结构末制导律。由于采用了直接侧向力控制方式，提高导弹末段机动过载和快速响应能力的同时，也使得系统具有高度耦合非线性和参数不确定性。采用所设计的制导律在制导系统中不确定性函数为未知的情况下，利用自适应模糊系统的万能逼近能力以任意精度进行逼近，由此克服了模型小确定性和外界干扰对制导系统的影响。并通过引入目标最大机动加速度自适应算法，使得这种制导律中的变结构项具有变增益能力，能够适应目标各类机动的情况。仿真结果表明，该制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性，并对各类机动目标均有较高的制导精度。     

具有最小航向误差的变结构导引规律设计

研究了具有最小航向误差的变结构最优制导问题，选择滑动面函数是航向误差和视线角速度的函数，得到的变结构制导规律由变增益比例导引项、航向误差项以及补偿项组成，弹道收敛性好。在拦截点以前，制导进入滑动模态，在滑动面上，变结构制导规律呈现平行接近法导引性质，具有最小的脱靶量和最低的控制能量要求，仿真结果证实了该结论。     

通信拓扑切换下的多飞行器协同拦截方法

针对通信拓扑切换条件下的多飞行器协同拦截问题,提出了一种基于扩张状态观测器的协同制导方法。建立协同制导设计模型,将协同拦截问题转换为视线稳定条件下的剩余飞行时间调节问题。为解决机动目标状态不确定的问题,将目标的状态视作扰动,设计扩张状态观测器来估计机动目标的状态,并在制导律中对目标的机动进行补偿。利用有限时间一致性理论进行一致性控制协议的设计,实现各飞行器剩余飞行时间的有限时间一致,并利用Lyapunov稳定性理论分析通信拓扑切换情况下闭环系统的有限时间稳定性,给出了系统一致收敛时间。仿真结果表明,在通信拓扑变换的情况下,设计的观测器能够有效估计目标状态,且协同制导律能够满足对剩余飞行时间的控制要求,进而实现协同拦截。     

拦截大气层内机动目标的自适应积分滑模制导律

针对大气层内机动目标拦截的末制导问题,提出了一种自适应积分滑模制导律。基于抑制弹目视线旋转的原则,设计了一种视线转率收敛速率可调的跟踪剖面,选取跟踪误差与其积分为状态变量,采用状态有限时间收敛的积分滑模面与快速趋近律推导得到了积分滑模制导律。为了处理未知的目标机动项,提出了一种自适应算法,对目标机动项上界的平方进行估计,构成了自适应积分滑模制导律,并证明了其有限时间收敛的特性,给出了各状态变量的收敛域。最后,将制导律转换成适用于大气层内拦截的形式。仿真结果表明,所提制导律能够精确拦截机动目标,剖面跟踪误差收敛速度快,过载分布均匀,能量消耗少,并具有良好的噪声特性,易于工程实现。     

欠驱动航天器编队重构的切换神经网络控制

针对圆轨道欠驱动航天器编队重构问题,将传统的自适应神经网络控制器和自适应滑模控制器相结合,设计了一种切换神经网络控制器,用以跟踪由伪谱法求解得到的航天器编队重构的最优开环控制轨迹。自适应神经网络控制器在活跃区域内工作,利用径向基神经网络(RBFNNs)近似动力学系统中的不确定项,自适应滑模控制器在活跃区域外工作,利用自适应律来估计近似误差上界,并采用李雅普诺夫方法证明了闭环系统稳定性。数值仿真结果表明切换神经网络控制器可在欠驱动条件下实现编队重构,与线性滑模控制器相比,实现了控制器快速、高精度、强鲁棒等控制性能。