挠性飞行器姿态控制系统鲁棒稳定性分析的区间矩阵方法

本文应用区间矩阵的理论,研究三轴稳定的挠性空间飞行器姿态控制系统的鲁棒稳定性分析问题。太阳帆板的转动、燃料消耗及动量轮的转速变化引起的不确定性被描述为区间矩阵的形式,几个相应的鲁棒稳定性定理被导出,一个实际算例说明了所给方法的应用过程。     

变形飞行器深度强化学习姿态控制方法研究

针对变形飞行器动力学模型非线性强、不确定性大,以及变形引起模型变化范围大的问题,基于双延迟深度确定性策略梯度算法提出了一种深度强化学习姿态控制方法。首先,基于多刚体系统建立了变形飞行器动力学模型,然后在马尔可夫决策过程的框架下设计了算法所需状态空间、动作空间以及奖励函数,通过在状态空间中引入姿态跟踪误差历史信息,进一步提高了控制精度,并将策略网络与传统PD控制结合形成复合控制器,提高了算法训练效率,最后通过数学仿真验证了深度强化学习控制策略对变形过程模型不确定性与外界复杂干扰的强鲁棒性,以及对不同变形指令的强适应性。     

再入飞行器自适应最优姿态控制

针对再入飞行器姿态控制问题,应用自适应动态规划（ADP）理论设计了姿态控制器。将再入飞行器的姿态控制建模为非线性系统的最优控制问题,提出单网络积分型强化学习（SNIRL）算法进行求解,该算法简化了积分型强化学习（IRL）算法在迭代计算中的执行-评价双网络结构,只需要采用评价网络估计值函数就可以求得最优控制律,其收敛性得到了理论证明。基于SNIRL算法设计了自适应最优控制器,并证明了闭环系统的稳定性。通过数值仿真校验了SNIRL算法比IRL算法计算效率更高,收敛速度更快,并校验了自适应最优姿态控制器的有效性 。     

飞行器滑模变结构姿态控制器参数优化设计

研究了大气层外飞行器姿态控制器设计。基于误差四元数建立飞行器姿态运动学与动力学方程,用滑模变结构控制方法设计控制器,通过构造Lyapunov函数验证了控制器具全局稳定性和鲁棒性。以控制器参数为优化变量,机动时间为优化指标,飞行器发动机输出力矩为约束条件,用粒子群算法实现对滑模控制器参数的优化设计。仿真结果表明：控制器设计可行且有效,并能对参数进行优化。     

挠性空间飞行器姿态控制系统的时间域鲁棒稳定性分析

本文研究挠性空间飞行器姿态控制系统的时间域鲁棒稳定性分析,由于太阳帆板的转动和动量轮的转速变化,使飞行器的数学模型具有不确定性。这些不确定性可以归结为对动力学系统运动方程式的摄动。文中导出了鲁棒稳定性判据,并用算例说明其应用。     

基于反馈线性化和变结构控制的飞行器姿态控制系统设计

在大姿态角的情况下，飞行器姿态运动的非线性因素和耦合因素不容忽略，使得传统的基于小扰动假设的近似线性化处理方法面临难以克服的困难。本文首先运用反馈线性化方法，将飞行器姿态通道线性化解耦成三个单输入单输出系统，然后运用分散滑动模态变结构控制理论对每个通道分别设计变结构控制器，以期使系统获得对参数摄动和外部扰动的鲁棒性。理论研究和数值仿真表明，所设计的控制系统可以适用于飞行器大姿态角飞行的情况，并对系统参数摄动和外部扰动具有较强的鲁棒性。     

某飞行器姿态控制系统仿真

介绍了某飞行器姿态控制系统数字仿真的实现.根据该姿控系统的组成,以俯仰通道为例建立了通道的动力学和运动学方程,以及相应的控制系统数学模型,给出了仿真流程.仿真结果表明:该仿真系统可定量分析飞行器控制系统参数超差对飞行的影响.     

弹性高超声速飞行器建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气,需要对高超声速飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动问题极大影响其精细姿态控制精度。以高超声速飞行器的纵向通道为例,分析弹性振动问题对飞行控制系统的影响,建立面向控制的弹性高超声速飞行器数学模型,考虑气动参数和模态参数的大范围摄动,采用主动控制策略,基于鲁棒H∞理论和LQR理论设计精细姿态控制系统。大量仿真表明：在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下,控制系统能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,并保证进气口当地攻角±0.4度的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

基于ESO的高超声速飞行器模糊自适应姿态控制

针对高超声速飞行器再入过程的姿态跟踪要求,提出了基于扩张状态观测器(ESO)的模糊自适应姿态控制策略。在反步法框架下,对于姿态角动态,采用模糊自适应在线逼近耦合不确定性。为减轻计算负担,设计ESO在线观测角速率动态中由于参数摄动和输入扰动引起的综合不确定项。为避免反步控制的"微分爆炸"现象,使用动态面方法设计姿态控制器。基于Lyapunov理论的稳定性分析,证明了闭环控制系统是半全局一致最终有界的。仿真结果表明,该方法对于高超声速飞行器姿态角信号指令具有良好的跟踪性能。     

飞行器姿态系统变结构控制的研究

对于具有纯延迟、惯性和由开关控制的非线性飞行器姿态系统，本文提出了采用解耦变结构控制的方法。计算机仿真结果表明，本方法行之有效，具有优良的鲁棒性，设计方法简单和易于实现数字控制等优点     

一种非仿射高超声速飞行器姿态系统控制方法

针对非仿射高超声速飞行器姿态控制问题,提出了一种基于反步法的非线性控制方法。首先,通过干扰观测器估计攻角动态中的扰动量,在此基础上设计了俯仰角速度虚拟控制指令。然后,针对含有非仿射项的参数不确定的俯仰角速度动态函数,将其视为一个扩张状态,通过状态观测器对其进行估计。接着,基于动态逆方法设计了升降襟副翼的控制律并基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的稳定性。采用指令滤波器避免反步法应用中虚拟控制指令微分项的"复杂性爆炸"问题,并得到虚拟控制指令的一阶和二阶导数信号。所提方法能够适用于变速变高飞行模式。最后,通过对比仿真实验,验证了所设计控制方法的有效性。     

运载火箭姿态控制多速率陀螺融合方法

针对柔性火箭姿态测量中弹性信号会严重影响姿控系统设计和稳定性的问题,提出基于遗传算法的速率陀螺融合方法。首先,以降低姿控回路摆角指令传递函数的弹性峰值为目标,提出多速率陀螺融合方法的目标函数;其次,将多速率陀螺融合方法转化为多约束非线性规划问题,采用遗传算法求解多速率陀螺融合方法;最后,研究多速率陀螺融合方法对火箭姿态控制回路弹性信号的影响,以及对火箭控制器性能的影响。仿真结果表明:多速率陀螺融合方法可以有效减弱火箭姿态控制回路中的弹性信号,提高火箭控制器的性能,以增强火箭姿控系统的稳定性,降低火箭控制器设计难度。     

飞行器切换多胞系统抗干扰控制

针对存在参数不确定和外部扰动的飞行器切换多胞系统跟踪控制问题,提出了一种基于改进微分器的抗干扰控制方法。该方法将参数不确定和外部扰动带来的影响均视为干扰,提出一种改进微分器实现对干扰的精确光滑估计并设计控制器进行补偿,抑制干扰对系统的影响。与H∞等传统鲁棒方法相比,本文所提方法避免了对不确定满足凸包形式的假设,且在名义情况和不确定情况下均具有良好的性能。结合微分不等式理论和平均驻留时间方法证明了闭环系统的稳定性。为了验证本文所提方法的良好性能,将其应用到一类高超声速飞行器的轨迹跟踪控制问题中,仿真结果表明该方法能够有效抑制干扰,实现对参考信号的精确跟踪。     

基于箭体系的最佳解耦姿态控制方法

提出运载火箭姿态控制的一种最佳解耦控制方法。传统的运载火箭姿态控制，是通过对火箭在制导坐标系（发射惯性坐标系）中定义的欧拉角，形成俯仰、偏航、滚动三个独立回路的姿态控制指令，控制弹体姿态稳定、快速地跟踪指令姿态角。由于控制力矩是分别绕箭体轴给出的，而箭体轴通常与欧拉角的瞬时转轴不重合，所以造成三个控制回路的耦合（只有当偏航、滚动姿态角皆为零时才完全解耦），因此欧拉角控制的解耦问题成为许多学者的研究课题，并给出了一些解耦控制方法，但都比较复杂，实现困难。本文提出的最佳解耦控制方法是基于箭体坐标系的，该方法是根据实时确定的箭体系到指令箭体系的方向余弦矩阵，确定一组箭体系分别绕各轴的转角△θx1，△θy1,△θz1，即箭体各轴同时转动角△θx1，△θy1,△θz1，后可使箭体系与指令箭体系重合，这样便保证了解耦和最小转角的最佳控制。该方法成功地应用于大范围机动变轨控制，也将适用于其它轴对称飞行器的控制。     

运载火箭姿控系统三通道数学仿真

运载火箭姿控系统开展三通道数学仿真的必要性和可能性，以及三通道数学仿真软件设计的原则和方法，在本文中作了阐述。系统单通道、双通道和三通道数学仿真实例表明：三通道数学仿真能全面、真实地反映系统的全貌和性能指标，能准确地验证理论设计的正确性，能为系统的半实物仿真提供更加可信的参考曲线，同时也为提高姿控系统设计质量提供了重要的手段和方法。     

一种基于学习的高超声速飞行器智能控制方法

针对吸气式高超声速飞行器的飞行控制问题,提出一种基于学习的智能控制方法。为便于控制器设计,将飞行器动力学模型划分为速度子系统和高度子系统：为解决速度子系统控制输入受限的问题,提出一种基于强化学习的智能控制方案;对于考虑有限通信资源的高度子系统跟踪控制问题,提出一种基于事件触发的确定学习控制方案。该方案包含离线学习训练和在线触发控制两个阶段。首先在本地离线学习训练阶段获取并存储系统的未知动态知识,随后利用所获取的经验知识设计基于事件触发机制的在线触发控制器。本文所提方案基于学习的思想将离线学习训练获取的智能体和经验知识应用于在线控制,使得所提方案能够快速计算控制指令且通信资源占用少。仿真结果说明了所提出方法的有效性。     

基于混合遗传算法的火箭姿态控制设计方法

针对火箭控制系统姿态网络设计,提出了一种采用遗传算法和模拟退火算法混合的算法进行姿态网络自动设计的方法。该算法实现了已知校正网络幅频特性曲线的幅频向量,通过系统辨识和寻优搜索,可以计算出该网络的传递函数。本文对该算法进行了试验验证,证明该方法可行并优于单纯的模拟退火算法和遗传算法。     

试验运载器姿控总体优化设计技术

试验运载器在姿控动力系统空间布置紧张、控制力臂有限的情况下,要实现初始起控阶段大初始姿态偏差及气动干扰条件下的稳定控制,以及有效载荷释放阶段的多通道多次连续大角度调姿控制,给姿控系统的设计造成了困难。为此,通过鸭式直接力控制方案设计、多通道连续大角度调姿方案设计等技术,设计出了满足任务要求且性能良好的姿控总体方案。     

模糊控制技术在运载火箭姿态控制中的应用

将模糊控制理论用于运载火箭的姿态控制系统设计。以俯仰通道为例，给出了模糊控制系统框图、模糊控制器的设计及其改进。仿真结果表明，所设计的运载火箭姿态模糊控制系统简单，对内外干扰具有较强的鲁棒性。     

Synthesis of Attitude Control for a Gyroscopic Stabilizer of the Navigation System of a Descent Vehicle

The possibility to synthesize the attitude control for a gyrostabilized platform is investigated under the most general assumptions on its drifts, using the principle of maximum. The analytical form of the control vector, explicitly depending on all components of the state vector of a navigation system of a descent vehicle, is a specific feature of the found solution.