大空域变轨巡航飞行器变结构控制律研究

针对超声速大空域变轨巡航飞行器在变轨过程中出现的系统矩阵摄动问题,给出了具有较强鲁棒性的变结构控制律。通过合理选取滑模面,使得设计的变结构控制律对由于飞行空域变化造成的系统矩阵的摄动具有不变性,从而保证了控制律的鲁棒性。通过对系统相平面的分析及李亚普诺夫理论证明了闭环系统的稳定性。利用饱和函数来近似符号函数,对变结构控制律的抖振现象进行消除。最后给出了数学仿真校验,结果表明所设计的变结构控制律具有较强的鲁棒性。
     

基于MATLAB的现代优化算法在飞行器气动外形设计中的应用

本文发展了MATLAB语言环境下的现代优化算法,包括遗传算法、模拟退火算法和基于分支联赛选择的多目标遗传算法,并用来求解高超声速飞行器气动外形参数优化问题。所研究的气动外形为带控制舵飞行器和可变弯体飞行器。在MATLAB环境下,求解了最大化升阻比的单目标优化问题和具体有两个冲突目标（最小化铰链力矩并且最大化平均操纵效率）的多目标优化问题。实际算例表明,在快速有效的气动力分析方法辅助之下,本文所发展的MATLAB现代优化算法可以在飞行器初始设计中发挥作用。本文所提供的现代优化算法是对MATLAB优化工具箱的一个有益的扩展。     

一种低RCS无人飞行器外形的气动特性实验研究

根据气动布局的基本原理,结合低RCS要求,设计了一种鸭式布局、带边条的翼身融合无人飞行器外形,实验结果表明,该外形不仅具有低RCS特征,而且具有良好的气动特性,升阻比达到8左右。     

基于LQR/SMVS的鲁棒最优制导律研究

针对导弹在拦截机动目标的特点,以最优控制中的线性二次调节(LQR)和滑模变结构(SMVS)为理论基础,推导出一鲁棒最优制导律。它综合了LQR和SMVS的优点,不仅脱靶量和消耗能量小,而且对目标机动等干扰不敏感,具有鲁棒性。仿真结果表明,所得制导律具有良好的性能,具有一定的应用价值。     

轨道机动的时间-能量综合最优控制

围绕航天器快速精确轨道机动问题,探讨在持续小推力作用下,航天器轨道机动中时 间和能量综合最优控制的技术和方法。基于Pontryagin最小(大)值原理,针对目标轨道为平 面和空间椭圆的情况,推导了时间-能量综合最优控制的Hamilton正则方程组、终端条件 、横截条件和最优控制的表达式,应用数值方法求解正则微分方程组的两点边值问题,得到 了最优控制的数值解,包括最小时间、最小能量、最优轨道、最优控制时变曲线和最优反馈 控制曲线等,实现轨道机动最优控制的精确数值模拟。从数值结果的对比分析中得出了一些 有意义的结论,可供工程实际参考。
     

基于拟欧拉角描述的上面级姿态控制律设计

上面级在多星部署过程中将涉及大角度姿态机动问题,卫星释放所引起的质心横移将给上面级姿态控制带来困难。根据系统质心的横移情况,在上面级体坐标系中确定矢量喷管的平衡位置,进而确定出矢量喷管指向指令方向时的上面级姿态。调制姿态四元数可以得到描述上面级姿态偏差的拟欧拉角及相应的拟欧拉角速度,在拟欧拉角描述的上面级姿态运动模型的基础上,选择合适的滑模面,构造变结构控制律。仿真结果表明,该控制律可对上面级姿态进行控制,进而实现对矢量喷管指向的间接控制,喷管摆角的限幅不会影响姿态控制的过程。     

轨道维持与机动的最优控制

从航天器的轨道运动学方程出发 ,运用线性离散系统最优控制理论 ,提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法 ,建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明 ,本文提出的最优控制方法是正确和可行的     

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。     

Optimal diving maneuver strategy considering guidance accuracy for hypersonic vehicle

An optimal maneuver strategy considering terminal guidance accuracy for hypersonic vehicle in dive phase is investigated in this paper. First, it derives the complete three-dimensional nonlinear coupled motion equation without any approximations based on diving relative motion relationship directly, and converts it into linear decoupled state space equation with the same relative degree by feedback linearization. Second, the diving guidance law is designed based on the decoupled equation to meet the terminal impact point and falling angle constraints. In order to further improve the interception capability, it constructs maneuver control model through adding maneuver control item to the guidance law. Then, an integrated performance index consisting of maximum line-of-sight angle rate and minimum energy consumption is designed, and optimal control is employed to obtain optimal maneuver strategy when the encounter time is determined and undetermined, respectively. Furthermore, the performance index and suboptimal strategy are reconstructed to deal with the control capability constraint and the serous influence on terminal guidance accuracy caused by maneuvering flight. Finally, the approach is tested using the Common Aero Vehicle-H model. Simulation results demonstrate that the proposed strategy can achieve high precision guidance and effective maneuver at the same time, and the indices are also optimized.     

BTT导弹的最优导引规律

本文假定自动驾驶仪及弹体的动态特性为一阶环节,考虑了目标机动和导弹的姿态,用工作点线化方法,得到了以脱靶量和控制总能量为最小的二次型性能指标及以法向加速度和滚动角速度为控制变量的BTT导弹的最优导引规律。用简化模型进行了数值仿真计算,结果表明所推导的导引规律,可以拦截机动目标,具有良好的导引精度,有一定的工程实用价值。     

挠性卫星大角度机动变结构控制的全物理仿真实验研究

以具有大面积太阳帆板的卫星大角度机动为背景,针对常用的“飞轮－喷气”执行机械模式研究了变结构控制方案,考虑了控制精度和喷气消耗量问题,并成功地进行了国内首次挠性卫星大角度机动控制的全物理仿真实验,取得了显著的效果。     

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。