载人登月飞行器高速返回再入制导技术研究

返回再入段是载人登月任务完成后,保证宇航员安全返回地球的关键阶段,其跳跃式再入制导方法的研究是我国载人登月任务需要突破的一项重要关键技术.由于探月返回飞行器速度极高,其弹道特性与神舟飞船一类的近地轨道返回的飞行器有较大差别,也给制导导航与控制(简称GNC,以下同)系统设计带来较大挑战.与无人再入飞行器相比,载人飞行器需要具备防过载超限能力、大范围再入航程适应能力、高精度落点控制能力.为了满足上述要求,本文提出了一套基于全系数自适应校正的预测制导方案.在再入前,通过对基本倾侧角进行校正,提高了规划弹道对再入初始条件散布的适应性;再入后利用外环的预测与全系数自适应校正实现对规划弹道的持续修正,保证规划弹道与飞行器状态的匹配性,内环则采用短周期的弹道跟踪制导;对于横向制导,本文给出和比较了采用实时漏斗制导律、独立预测–校正制导律方案以及横航向独立自校正和耦合自校正方案.     

基于反席卷法的高超声速飞行器最优制导律

针对高超声速飞行器再入制导过程中,对轨迹重新优化产生的大计算量导致难以在线实施的问题,采用逆向席卷法设计了一种实时的标称最优制导律.建立了轨迹优化模型,采用伪谱法求解了满足多种路径约束与终端约束的标称最优轨迹.考虑消除扰动所形成的实际修正轨迹的最优性,采用逆向席卷法推导了存在初始扰动的条件下快速求解最优修正轨迹的反馈控制量,构成了可以闭环在线实施的最优制导律.仿真结果表明,所设计的制导律对飞行器初始状态量的较大范围偏差具有良好的鲁棒性,并且能够满足实时性的要求.     

高超声速飞行器多约束参考轨迹快速规划算法

针对多约束的高超声速滑翔飞行器的再入轨迹优化时对初值敏感的问题,提出一种参考轨迹快速规划算法。对运动方程进行了无量纲处理并引入适合优化求解的替代变量,通过纵向再入走廊和侧向制导的规划使所有过程约束和终端约束完全满足。仿真结果表明,得到的参考轨迹接近最优解,大幅缩短了后续优化工作所需的时间,具有重要的工程实用价值。     

考虑地球自转的探月返回跳跃式再入制导研究

本文考虑探月返回飞行器跳跃式再入的制导问题.针对考虑地球自转的探月返回飞行器不确定非线性动力学,设计了基于观测器的近似反馈线性化制导律.由于初始再入时空气密度近似为零,因此阻力初始观测误差近似为零.针对该特点,研究了基于观测器的控制律的峰值问题,给出了无峰值现象的控制律的简化设计方法.首次证明了速度内动态是有界输入有界状态的,为制导律的设计提供了基础.证明了制导误差是一致最终有界的,并且界是随着初始观测误差的减小而趋于零;进一步由于阻力初始观测误差近似为零,因此制导误差近似为零.最后,针对Apollo命令舱,通过数学仿真验证了本文方法的有效性.本文为包括火星再入、月球再入等飞行器的制导问题提供了研究途径和基础.     

基于高斯伪谱法的高超声速飞行器再入制导研究

针对高超声速飞行器再入标准轨迹制导方法中存在的制导准备周期长、弹上需存储标准轨迹参数、制导鲁棒性较差等缺点,提出一种基于高斯伪谱法与滚动时域控制技术相结合的高超声速飞行器再入预测-校正制导方案;其中,在线高斯伪谱法采用纵/侧向结合、全程一体化的制导算法思路,实现了对高超声速飞行器再入弹道的全程预测制导;同时结合滚动时域控制技术从工程上实现了高超声速飞行器再入制导中对开环制导信息的闭环应用,完成了飞行器预测-校正制导方案;通过对高超声速飞行器再入制导过程进行仿真分析,结果表明应用文章设计的基于高斯伪谱法与滚动时域控制技术相结合的高超声速飞行器再入预测-校正制导方案,飞行器再入过程中具有良好的制导性能。     

三维自主再入制导方法

基于阻力加速度-能量剖面设计,提出一种新的三维自主再入制导方法.该方法的阻力加速度-能量剖面由再入走廊上边界和下边界内插得到,倾侧角采用两次反转模式,轨迹规划同时考虑了飞行器的纵向和横向运动,并具有在线生成三维轨迹的能力.最后对制导方法的适应性进行了仿真分析,仿真结果表明给出的再入制导方法能适应不同情况的再入,使飞行器在具有较好轨迹特性的同时以较高的精度到达末端能量管理界面.     

终端约束条件下末端制导律研究综述

现代战场环境的日益复杂化和激烈化,多约束条件下制导律的设计成为研究热点.本文首先介绍了末端制导律的研究背景和研究意义,概述了由于环境的复杂,目标的高机动性,及飞行器运动的非线性、强耦合性和多时变性性等因素带来制导律设计上的困难.然后对具有多终端约束条件下末端制导律的设计方法进行分类,将其分为单终端约束制导律和多终端约束制导律,并对具有终端角度、弹着时间、和终端速度的某一种或几种约束的制导律方法进行归纳总结.最后对下面4种末端制导律的发展趋势进行了展望:三维制导律、制导控制一体化、多飞行器协同制导和多模复合末制导.     

基于代理模型的升力式再入飞行器组网优化

研究升力式再入飞行器的组网优化问题.优化再入飞行器组网,使其在满足一定覆盖要求的同时,轨道高度、离轨速度冲量、飞行器总数等方面达到最优.针对再入飞行器对地覆盖区域计算量大且和时间变量相关的问题,提出用代理模型技术来近似计算覆盖区域,提高了计算效率;利用SOC星座设计方法对再入飞行器进行了组网设计,并用枚举分析的方法对组网星座进行了优化.最后用点覆盖仿真的方法对得到的最优解进行了验证,说明了上述设计方法的有效性,为飞行器再入组网优化提供了科学依据.     

亚轨道飞行器任务中止再入轨迹优化设计

针对亚轨道飞行器上升段由于动力故障任务中止时再入返回的问题,考虑飞行模型简化和故障后的燃料处理方案,通过遗传算法优化设计最优返回轨迹,优化时选取经向飞行航程最远作为性能指标,并采用遗传算法,解决用于再入轨迹优化所涉及的关键问题,并进行仿真。仿真结果表明,方法不但满足飞行器返回过程中加热率、过载、动压约束以及终端状态约束,能够通过飞行航程最远消耗飞行器能量从而安全着陆,而且可以较快地搜索到全局最优解,能够用于亚轨道飞行器故障再入轨迹的优化设计。     

基于反馈线性化的RLV气动控制一体化设计

针对可重复使用运载器设计过程中,气动布局、制导控制系统相互耦合的问题,引入气动控制一体化设计方法。分析该飞行器再入过程的高度-速度飞行剖面,基于反馈线性化方法设计再入跟踪制导律。按照快慢变量分离的原则,设计反馈线性化控制器。以此为基础,对飞行性能进行评估,找出布局存在的不足,给出改进建议,并进行仿真验证。整个设计过程表明,基于反馈线性化的气动控制一体化设计方法能够有效兼顾气动与制导控制约束,实现飞行器性能最优。     

Receding horizon guidance laws for constrained missiles with autopilot lags

In this paper, a new stabilizing receding horizon control (RHC) scheme is proposed for linear continuous time-invariant systems with input and state constraints. The control scheme is based on the minimization of the finite horizon cost with a finite terminal weighting matrix subject to constraints. A new algorithm is suggested to implement the RHC scheme for a constrained receding horizon guidance law (CRHG). The proposed CRHG, which does not use information on the time-to-go, is obtained by using linear matrix inequality (LMI) optimization. Through simulation examples, the performance of the proposed CRHG is illustrated.     

An LMI based scheduling algorithm for constrained stabilization problems

We propose a gain-scheduling control algorithm for locally stabilizing a discrete-time linear system with input saturation. The proposed control law has a structure that a high-gain control law and a low-gain control law are interpolated by using a single scheduling parameter. The scheduling parameter is computed on-line by solving a convex optimization problem with LMI constraints.     

任务空间实时轨迹规划的旋量方法

：基于旋量提出了一种任务空间实时轨迹规划的新算法．该算法借鉴了机器人制导的设计思想,以 空间机器人目标捕获为应用背景,可以仅依靠视线测量信息实现多种约束条件下的轨迹规划．首先给出了矢 量的旋量表示方法,在此基础上设计了一种类似于比例导引的新型三维制导律．应用新型三维制导律计算出 运动的法向加速度,并根据安全性的要求计算出线加速度;两者结合完成了轨迹生成的实时算法．生成的轨 迹安全可行,且具有一定的优化特性．仿真结果证明了该规划算法的有效性．     

Guidance Laws With Input Constraints and Actuator Failures

A novel three‐dimensional fault‐tolerant control guidance law is proposed for interception of maneuvering targets in the presence of external disturbances, actuator failures, and control input constraints. The input‐to‐state stability (ISS) method is introduced to design the fault‐tolerant control guidance law to guarantee robust tracking of a maneuvering target. Then, a saturated fault‐tolerant control guidance law is constructed using a modified saturation function to ensure the resulting control signal will never incur input constraints, and the convergence to a small neighborhood of origin is ensured in theory. Simulation results show that the presented approach is effective in achieving a successful interception against target maneuvers, external disturbances, actuator failures, and control input constraints.     

考虑时域约束的线性系统非脆弱H∞控制

针对带有时域约束(包含控制输入约束、状态约束或两者的混合约束)的线性系统,在线性矩阵不等式(LMI)优化框架下,提出了一种非脆弱H∞状态反馈控制器设计方法。首先通过初始条件和外部干扰能量的假设确定一个能包含系统所有可能状态的固定椭圆域,然后得到控制器增益在一定范围内摄动情况下确保闭环系统满足时域约束的充分条件,进而转化为相应的矩阵不等式,详细地给出了推导过程。最终时域约束线性系统的非脆弱H∞控制问题可转化为求解多目标的LMI优化问题。将该方法用于质量-弹簧-阻尼系统的干扰抑制控制。仿真实验结果表明：利用该方法设计的控制器能够在满足时域约束的条件下,提高闭环系统对控制器增益摄动的鲁棒性。     

输入有约束时的飞翼布局无人机姿态控制

针对大展弦比飞翼布局无人机的刚体运动与弹性运动耦合动力学模型,研究了输入有约束时的无人机姿态控制问题,提出了一种采用扩张状态观测器的反步滑模控制方法.首先,采用扩张状态观测器实时估计气动弹性模态和外界未知干扰的影响,并引入跟踪微分器避免了控制律中项数膨胀问题.然后,针对飞翼布局无人机多操纵面的配置和输入约束,给出了基于LMI的在线舵面分配算法.最后,针对指令滤波和输入约束情况下控制指令的滞后问题,设计了辅助补偿器对控制指令进行补偿.根据Lyapunov稳定性理论证明了该控制方法能够保证姿态跟踪误差收敛至有界,仿真表明存在复合干扰和输入约束时该方法具有良好的姿态跟踪性能.     

考虑执行器动态和输入受限的近空间飞行器鲁棒可重构跟踪控制

针对多变量、不稳定的近空间飞行器姿态系统,在系统存在参数不确定和外部干扰的情况下,并考虑执行器动态和输入受限,提出一种鲁棒可重构跟踪控制策略.首先,利用二阶滑模干扰观测器分别重构姿态、角速率回路的复合干扰;其次,采用鲁棒二阶滑模积分滤波器的反推(backstepping)方法避免了控制器设计中微分项膨胀问题,利用鲁棒项抵消重构误差对系统的影响,以实现姿态控制器设计.然后,在考虑执行器动态、输入受限及舵面卡死故障下,给出一种线性矩阵不等式的在线优化舵面分配算法,以实现飞行器的姿态角渐近跟踪期望的制导指令.最后,仿真结果表明所提出的方法具有良好的跟踪控制性能.     

无人机航迹跟踪控制与仿真

对于无人机的精确航迹跟踪问题进行了研究。系统分为基本姿态控制器设计和制导系统设计两个部分进行研究。利用多重时间尺度奇异摄动理论，结合非线性动态逆方法设计了基本姿态控制器，包括快逆回路和慢逆回路两部分。由引导飞机沿期望航迹的指令加速度解算出跟踪指令航迹所需要的制导力，求出飞机改变姿态所需的控制指令，作为基本姿态控制器的输入。针对某无人机模型进行了机动航迹跟踪仿真验证，仿真结果显示系统能够较好的跟踪指令机动航迹。证明了该方法的有效性和实用性。     

The control of robot manipulators with bounded input

The problem of tracking a desired trajectory in the state space of ann-link robotic manipulator with bounds on the allowable input torque is considered. Using a so-called optimal decision strategy (ODS), a pointwise optimal control law is derived which, at each timet, minimizes the deviation between the vector of joint accelerations and a desired joint acceleration vector, subject to the input constraints. The design of the optimal control law is reduced to the solution of a quadratic programming problem which is solved using the primal-dual method. The solution gives an on-line feedback control scheme for trajectory following in the presence of input constraints. In addition, we extend the above optimal decision strategy to the case where the controller design is based on a simplified model or where the plant itself is imprecisely known. The resulting torque optimization scheme may be incorporated into any existing control scheme to account for input bounds. This has important implications for the problem of deriving robust control schemes that take into account parameter uncertainty and model simplification. Simulations are presented for the case of a three-link manipulator with bounded torque, and our results are compared to the computed torque method. Our simulations show that by optimally adjusting the input torque to each joint when one or more of them saturates, significant improvement in tracking performance can result.     

基于终端不变集的 Markov 跳变系统约束预测控制

针对离散 Markov 跳变系统, 研究带输入输出约束的有限时域预测控制问题. 对于给定预测时域内的每条模态轨迹, 设计控制输入序列, 驱动系统状态到达相应的终端不变集内, 在预测时域外, 则寻求一个虚拟的状态反馈控制器以保证系统的随机稳定性, 在此基础上, 分别给出了以线性矩阵不等式 (LMI) 描述的带输入、输出约束预测控制器的设计方法.