临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制

为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态,进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛,在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机,将系统构建为一个复合控制系统,并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明,新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象,且使侧滑角快速收敛,同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。     

高超声速飞行器自抗扰PID姿态控制

针对高超声速飞行器模型非线性、气动参数变化剧烈的特点,运用自抗扰技术中的跟踪微分器,设计了自抗扰PID控制器,实现了对高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。仿真结果表明,通过两个跟踪微分器构造的自抗扰PID控制器对于高超声速飞行器这样复杂的模型有很好的控制能力,并且有很好的滤波性能和鲁棒性。     

布撒器协调式倾斜转弯自动驾驶仪的H∞设计

对于倾斜转弯(Bank—to—Turn，BTT)自动驾驶仪而言，侧滑角应尽可能控制在零附近。而抑制快速滚转运动耦合产生的测滑角是实现BTT控制的关键之一。文中首先利用H∞控制理论对俯仰、偏航、滚转三通道进行独立设计，并考虑了模型不确定性因素的影响，设计出鲁棒稳定性较好的控制器，以此为基础。在偏航通道上人为引入一协调指令，以达到抑制侧滑角的目的。该方法设计思路简单．仿真结果表明该方法有较好的控制效果．能满足布撒器BTT控制的要求。     

高超声速飞行器横航向MIMO系统控制及稳定裕度评估

以超燃冲压发动机为动力的飞行器存在严重的横航向耦合特性,同时具有多维非线性约束,如动压、空气流量、侧滑角范围等限制。飞行控制系统一方面需对横航向机动需求与发动机稳定工作需求进行平衡,一方面需控制飞行器滚转和偏航通道的协调变化。针对两输入两输出的高超声速飞行器横航向系统模型,设计基于极点配置的姿态渐进跟踪耦合控制器实现对滚转机动指令的跟踪,采用副翼方向舵交联控制策略抑制滚转机动过程中的侧滑角,并通过仿真验证了控制算法的有效性;在此基础上,采用闭环系统回差阵奇异值分析方法评估了MIMO控制系统的稳定裕度,仿真验证了稳定裕度评估的合理性并分析了稳定裕度计算结果的保守性。     

高超声速飞行器鲁棒多目标线性变参数控制

针对具有“乘波体”构型的吸气式高超声速飞行器纵向飞行姿态控制问题,提出了一种基 于区域极点配置的鲁棒多目标线性变参数（LPV）控制系统设计方法。给出吸气式高超声速飞行器纵向非线性机理模型,在此基础上建立了刚性LPV模型;针对此类LPV模型,提出了基于区域极点配置的LPV状态反馈控制系统设计方法,将系统的鲁棒稳定性、干扰抑制、跟踪性能等性能指标通过扩展线性矩阵不等式约束的方式,实现了LPV系统的多目标鲁棒跟踪控制。同时,通过引入松弛变量的方法,解除了Lyapunov函数矩阵与系统矩阵之间的耦合影响,从而降低了控制系统设计的保守性,得到了满足期望性能要求的LPV状态反馈鲁棒跟踪控制器。所设计的控制器应用于高超声速飞行器的非线性机理模型进行数值仿真验证,仿真结果表明：所设计的控制器能够使得闭环反馈控制系统有效地跟踪指令信号变化,系统动态性能良好且具有较强的抗干扰能力。     

高超声速飞行器鲁棒控制器设计

基于高超声速飞行器高度不确定性的特点。研究了基于H∞理论的高超声速飞行器鲁棒控制器的设计问题。研究了H∞鲁棒控制中的混合灵敏度设计问题，通过选择合适的加权阵，组成广义被控对象，采用Riccati方程求解鲁棒控制器。仿真结果表明：设计出的。控制器能够有效地抵抗飞行过程中存在的多种干扰和飞行参数的摄动，很好地满足了飞行控制系统性能指标。     

基于μ综合的导弹自动驾驶仪设计

为了满足高机动性要求,空空导弹常采用大攻角飞行;然而导弹大攻角飞行时存在通道间耦合严重、气动力系数摄动范围大等问题,使设计模型与实际对象误差严重,传统方法设计的自动驾驶仪很难满足鲁棒性要求。考虑导弹自动驾驶仪设计中存在的未建模误差和气动力系数摄动等不确定性因素,采用μ综合设计方法,以某型导弹为例对其俯仰通道驾驶仪进行了设计,仿真结果表明,与传统设计方法相比,所设计的控制系统不仅动态性能满足设计要求,且具有良好的鲁棒性能。     

制导炸弹模糊变结构滚转自动驾驶仪设计

针对制导炸弹控制系统工作在大空域下参数时变特点,设计了基于模糊滑模控制的变结构滚转自动驾驶仪.以某型制导炸弹为例进行了有初始滚转扰动下的六自由度全弹道数字仿真,就控制效果与传统的变结构自动驾驶仪进行了比较,并选取动压最小最大两种极端投弹条件考核了驾驶仪的鲁棒性.仿真结果显示,模糊变结构自动驾驶仪能实现无抖振滚转快速稳定,对气动、弹道及环境参数变化具有鲁棒自适应性.     

倾斜转弯高超声速巡航飞行器多变量频域法解耦设计

文中研究了一种耦合严重的倾斜转弯高超声速巡航飞行器俯仰/偏航通道的自动驾驶仪设计问题。首先设计了一种比例-积分型的预补偿阵对耦合模型进行预补偿,然后对近似解耦的俯仰/偏航通道分别设计了自动驾驶仪,设计方法物理概念清晰,自动驾驶仪结构简单。仿真表明自动驾驶仪解耦效果明显,具有良好的指令跟踪性能和抗干扰能力。     

H_∞控制理论在空空导弹自动驾驶仪设计中的应用

目前在空空导弹自动驾驶仪的设计中 ,多采用经典设计方法 ,自动驾驶仪结构为传统的结构形式。这种设计方法物理概念明确 ,在弹体模型参数摄动不大的情况下 ,能够获得满意的性能。新一代空空导弹为了满足高机动性的要求 ,常采用大攻角飞行策略 ,由于通道间耦合和气动力非线性的缘故 ,一般难以建立较为准确的数学模型 ,因此要求其自动驾驶仪具有更好的鲁棒性。本文用H∞ 控制理论 ,对某型空空导弹的自动驾驶仪进行了设计。与传统的设计方法比较 ,采用H∞ 控制理论设计的自动驾驶仪具有更好的鲁棒稳定性能。     

H∞控制理论在空空导弹自动驾驶仪设计中的应用

目前在空空导弹自动驾驶仪的设计中,多采用经典设计方法,自动驾驶仪结构为传统的结构形式。这种设计方法物理概念明确,在弹体模型参数摄动不大的情况下,能够获得满意的性能。新一代空空导弹为了满足高机动性的要求,常采用大攻角飞行策略．由于通道问耦合和气动力非线性的缘故,一般难以建立较为准确的数学模型,因此要求其自动驾驶仪具有更好的鲁棒性。本文用H∞控制理论,对某型空空导弹的自动驾驶仪进行了设计。与传统的设计方法比较,采用H∞控制理论设计的自动驾驶仪具有更好的鲁棒稳定性能。     

引入侧向加速度反馈的侧滑转弯控制方法

针对大展弦比滑翔增程弹大侧滑飞行时滚转干扰力矩大,容易导致滚转舵饱和并造成滚转控制困难的问题,提出了大展弦比滑翔增程弹自动驾驶仪引入侧向加速度反馈的侧滑转弯(STT)控制方法。该方法通过在传统侧滑转弯自动驾驶仪的倾斜通道引入侧向加速度反馈,实现了倾斜角对侧向加速度的跟随,相当于在传统的侧滑转弯控制上增加了倾斜转弯(BTT)控制的效果。六自由度非线性仿真实验表明:大展弦比滑翔增程弹侧滑转弯自动驾驶仪倾斜通道引入侧向加速度反馈后,显著降低了飞行过程的侧滑角,使滚转舵偏远离饱和状态,提高了驾驶仪的滚转控制裕度。     

高超声速飞行器的终端滑模姿态控制

针对具有高度非线性、强耦合、含较大不确定性特点的高超声速飞行器,设计了终端滑模控制器,并应用于高超声速飞行器的姿态控制中。对飞行器姿态控制系统的慢回路设计PID控制律,快回路设计终端滑模控制律。终端滑模控制对系统参数的变化不灵敏,具有良好的鲁棒性。并利用李雅普诺夫稳定性理论证明整个闭环系统的稳定性。仿真结果表明,在气动参数大范围摄动的情况下,该控制系统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。     

考虑参数摄动的飞行器气动伺服弹性鲁棒稳定性分析研究

高超声速飞行器通常结构整体柔度大、飞控系统权限大、飞行环境复杂、气动加热严重,极易导致由结构、气动、热和控制等耦合引起的气动伺服弹性稳定性问题。由于建模复杂、不确定性多及参数摄动影响,传统的稳定性分析方法不适用分析飞行器气动伺服弹性系统的鲁棒稳定性。利用线性分式变换,考虑多种参数摄动,由子系统到整个闭环系统依次建立气动伺服弹性状态空间模型,并应用结构奇异值?方法分析了系统的鲁棒稳定性。分析结论表明了该建模方法的有效性以及?方法在飞行器气动伺服弹性鲁棒稳定性分析中的应用前景。     

高超声速飞行器控制输入时滞特性分析及主动鲁棒控制

本文研究了采用主动时滞补偿的主动鲁棒控制来解决高超声速飞行器的输入时滞问题。 由于高超声速飞行器的高动态特性， 使得系统存在强不确定性、 高非线性、 强耦合性、 输入时滞等问题， 控制系统的设计中存在许多难题。 因此， 设计一个能够克服时滞影响的控制算法是十分必要的。 本文首先采用频域方法分析了输入时滞特性影响； 然后， 基于超前预测的时滞补偿策略， 通过设计一个状态观测器对系统状态进行估计， 进而设计多步预测补偿算法来实现时滞补偿； 最后， 结合鲁棒控制方法提出了面向时滞补偿的高超声速飞行器主动鲁棒控制算法。 该种控制策略不仅可以解决参数模型的不确定性的鲁棒稳定性问题， 同时也保证了输入时滞情况下的系统状态稳定。 数值仿真的结果证实了该控制策略的有效性。     

高超声速飞行器H_∞鲁棒跟踪控制研究

针对高超声速飞行器巡航飞行控制问题,提出一种基于H∞的鲁棒控制方法。建立基于平衡点的线性不确定模型,将轨迹跟踪问题转换为一类H∞控制问题。在状态和控制输入不确定项满足匹配条件下,基于鲁棒稳定理论和线性矩阵不等式技术,推导出满足闭环系统内部稳定且满足一定控制性能的反馈增益选取条件。通过对非线性多变量高超声速飞行器纵向模型的轨迹跟踪仿真表明,所研究的控制方法可以确保对速度和高度指令的响应效果,并对模型中存在的参数摄动具有鲁棒性。     

基于定量反馈理论的姿态控制技术研究

定量反馈理论QFT是基于频率响应的一种鲁棒控制系统设计方法,在飞行器的飞行过程中,机体特性具有不确定性,在综合考虑被控对象的不确定范围和闭环系统性能指标的基础上,利用定量反馈理论QFT对飞行器纵向通道的姿态控制进行了研究。仿真表明,所设计的控制律,在拉偏和干扰情况下,能够较好地跟踪指令信号,其中攻角最大误差为0.6°,侧滑角最大误差为0.9°,滚转角最大误差为2.8°,满足设计要求。     

基于模型补偿自抗扰的弹体滚转角控制策略

针对干扰弹所处的作战环境愈发复杂,遇到的强非线性的干扰也更加强烈,而传统控制策略难以满足抗扰性、控制精度要求的问题,提出了基于模型补偿自抗扰的弹体滚转角控制策略。该控制策略通过建立弹体滚转角控制系统的数学模型,建立了以反作用飞轮角加速度为控制量输入,弹体滚转角为输出的系统扩张状态空间模型,进而建立了扩张状态观测器,并将观测器的观测值又作为已知模型信息,在控制器中对观测的干扰进行补偿。通过对收敛性与跟踪误差进行分析,证明了所设计的模型补偿自抗扰控制具有很好的收敛性与跟踪性能,能够实现对系统状态变量和扰动的无差估计。仿真和实物实验验证结果均表明,本控制策略减小了系统调节时间与稳态误差,大大增强了其抗扰能力与鲁棒性,在工程领域具有较高的应用价值。     

不确定参数摄动的高超声速飞行器滑模控制

针对系统内不确定性参数摄动的高超声速飞行器(Hypersonic Vehicles,HV)模型,考虑到传统气动系数简化模型无法真实反映飞行器的气动特性和高超声速下某些不确定性参数摄动的问题,提出了一种改进的气动系数模型,利用改进模型得到准确的气动系数参数,设计了一种基于某些不确定参数的模糊函数逼近的高超声速飞行器滑模控制器。应用模糊函数的强大函数逼近能力对不确定参数进行逼近,应用非线性最小二乘法对改进的气动系数模型进行参数辨识,并与滑模变结构控制结合,提高了系统的鲁棒性,并实现了对系统指令的稳定跟踪控制。仿真结果表明,飞行器在加入速度阶跃指令和高度阶跃指令后,系统能够保持稳定性,并对不确定性参数具有很强的鲁棒性。     

基于LADRC的RBCC高超声速飞行器轨迹跟踪

为解决RBCC高超声速飞行器在不确定性强、制导控制量多且相互耦合情况下精确跟踪标称轨迹的难题,从易于工程应用角度出发,提出一种基于线性自抗扰控制的纵向轨迹跟踪制导方法。根据RBCC高超声速飞行器特点建立数学模型。在线性自抗扰控制基本原理的基础上,设计轨迹跟踪制导律。针对自抗扰控制中的Peaking现象,结合比例反馈制导,设计防Peaking制导切换策略。仿真结果表明,相较于传统比例反馈制导,在动态参数扰动和风干扰下,所提方法具有更精确的轨迹跟踪性能,对于各种内外不确定性具有更强的鲁棒性。