高超声速飞行器姿态控制系统设计

研究气动特性是飞行器姿态稳定性的保证,高超声速飞行器采用姿态控制有助于提高作战效能及生存能力.针对高超声速飞行器作战环境复杂,大气密度偏差大、力/力矩系数不准确造成气动参数偏差较大等特点,采用参数空间方法来设计姿态控制系统.首先建立适用于姿态控制系统的高超声速数学模型,在高超声速气动特性条件下,提出三回路姿态稳定控制系统,根据参数空间方法的原理设计出各回路控制器,最后进行仿真分析验证控制系统的性能.仿真结果表明当气动参数存在较大偏差时,采用基于参数空间法设计的高超声速姿态控制系统可以确保对指令的精确跟踪,并且具有较强的鲁棒稳定性.     

机动再入飞行器自适应自动驾驶仪设计

解决了机动再入飞行器在气动系数变化范围大和气动耦合严重等恶劣条件下的姿态和过载控制问题. 为了能充分利用飞行器可测量信息提高系统自适应能力, 提出了滚动通道状态方程参数辨识—级点配置—前馈补偿自适应控制和横向通道基于攻角反馈以过载为主控信号的变参数自适应控制的自动驾驶仪设计方法. 通过对某飞行器的制导控制系统仿真, 可以看出该自动驾驶仪使飞行器有很好的飞行性能.     

CADET在再入制导控制系统中的应用研究

针对飞行器末制导精度的研究,为提高计算效力,采用Monte-Carlo方法,因计算量大,需要耗费大量机时。为了提高精度分析的效率,运用协方差分析描述函数法,以某飞行器再入制导控制系统纵向通道为背景,分析了几种主要的制导方法误差因素影响下的再入落点偏差,并将计算结果与Monte-Carlo方法的统计结果进行了比较。结果表明在系统数学模型精确的情况下,协方差分析描述函数法仅一次计算便可获得系统全部统计特性,具有计算速度快、计算精度高等优点,在飞行器设计初期的精度分析和最优参数选择中具有一定的应用价值。     

高超声速飞行器飞行轨迹的模糊控制设计

针对高超声速飞行器飞行过程中因干扰造成的飞行轨迹散布问题,提出了采用飞行器飞行轨迹的模糊控制设计方法。方法以高超声速飞行器飞行轨迹线偏差和线偏差变化率作为模糊控制器输入,采用模糊推理设计飞行控制系统。在完成高超声速飞行轨迹控制系统数学建模的基础上,结合自动驾驶仪特点对飞行轨迹模糊控制系统进行了设计。结论通过仿真表明所设计的飞行控制系统满足飞行轨迹及攻角性能要求,验证了方法的正确性。     

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。     

不变结构半弹道式再入飞行器的建模与多模型方法估计

以配平攻角状态再入的不变结构半弹道式再入飞行器(Semi-ballistic reentry vehicle, SBRV)不同于传统的弹道式再入飞行器(Ballistic reentry vehicle, BRV)和机动再入飞行器(Maneuvering reentry vehicle, MaRV), 本文分析了该飞行器再入特征, 提出了新的模型并分析了该模型与传统再入模型间的关系. 对该再入问题的多模型混合状态估计器引入了F-均匀模型集与期望模式补偿(Expected-mode augmentation, EMA)集. 根据SBRV的圆柱体状模式空间的需求, 文中扩展了现有的方法以设计F-均匀模型集, 进而提出一种EMA集的实现形式. 前者在分布最小失配意义下使估计器最优; 后者相比于前者具有更高的估计精度. 仿真结果表明, 相比于传统Monte-Carlo法生成的模型集, 在模型集势相当的情况下这两种模型集对不变结构SBRV再入的初始阶段有更高的模式估计的精度, 在该飞行器状态变化剧烈时有更高的混合状态估计精度.     

基于ATmega16的变滚转速率飞行器姿态控制器设计

由于受横风、初始扰动和发动机参数偏差等因素的影响,变滚转速率飞行器在飞行过程中的飞行姿态将会发生变化,从而导致其实际飞行轨迹偏离预定飞行轨迹.本文利用AVR微控制器ATmega16及相应的信号调理电路,进行姿态控制器的设计,采用鉴频鉴幅方法对飞行器姿态角偏差进行处理,能够有效地修正飞行器姿态角偏差,完成对飞行器在变滚转速率飞行状态下的自适应姿态控制.     

基于ATmega16的变滚转速率飞行器姿态控制器设计

由于受横风、初始扰动和发动机参数偏差等因素的影响，变滚转速率飞行器在飞行过程中的飞行姿态将会发生变化．从而导致其实际飞行轨迹偏离预定飞行轨迹。本文利用AVR微控制器ATmega16及相应的信号调理电路。进行姿态控制器的设计，采用鉴频鉴幅方法对飞行器姿态角偏差进行处理，能够有效地修正飞行器姿态角偏差，完成对飞行器在变滚转速率飞行状态下的自适应姿态控制。     

高超声速飞行器姿态的变结构控制

针对高超声速飞行器运行环境中气动参数大范围变化可能导致失稳现象,构建高超声速飞行器姿态的滑模变结构控制器。通过多时间尺度理论将飞行器姿态控制系统分为内外双闭环子系统,分别为内外环设计滑模姿态控制律,保证控制系统对气动参数变化不敏感,能稳定准确地跟踪期望姿态角指令。仿真结果表明所提滑模变结构姿态控制算法性能良好,对气动参数变化有一定的鲁棒性。     

基于Terminal 滑模的高超声速飞行器姿态控制

针对高超声速飞行器六自由度再入模型,考虑模型参数不确定和外界干扰对再入姿态控制的影响,基于Terminal滑模对再入过程中姿态角的跟踪控制问题进行研究.为了减少外界高频噪声对系统性能的影响,首先,利用多时间尺度技术将姿态模型划分为双环结构;然后,分别针对各环路设计Terminal滑模控制器,并通过Lyapunov理论和奇异摄动理论对系统的稳定性进行证明.仿真结果表明,对于六自由度再入模型,该控制方法能够很好地跟踪再入制导指令.