基于跟踪微分器的四旋翼飞行器控制器

研究小型四旋翼飞行器导航控制优化问题.针对当前许多控制方法需要四旋翼飞行器速度信号,四旋翼无人机无法获取速度信号情况下,传统控制方法便会失效,为解决上述问题,提出采用跟踪微分器的输出反馈控制器.跟踪微分器估算出四旋翼飞行器的速度值,实现无法获取速度信号下的位置和姿态控制,并对基于微分跟踪器的控制器进行了设计和仿真.仿真结果表明上述控制方法和跟踪微分器观测的速度信号的有效性和可行性.     

小型四旋翼飞行器试验平台设计

为了实现小型四旋翼飞行器的自主导航,进行自主飞行的相关试验,并为控制器设计和微小型导航系统性能试验等研究工作提供实体验证平台,开展了小型四旋翼飞行器系统的设计.完成了系统的模块化设计,进行硬件电路设计和调试以及平台的搭建,实现导航、控制、通信等功能模块的集成.设计PC机监控软件,完成了基于USB HID协议的操纵杆数据读取,对操纵杆遥控控制模式下小型四旋翼飞行器进行实时监测,实现人机交互、控制方式选择、对飞行姿态和路线的设置、飞行器导航参数的显示等功能,开展了飞行试验,验证所设计平台各功能模块的可行性.     

基于3G-ASCX的小型飞行器异常导航信号检测系统设计

传统方法在异常导航信号信噪比较低时对小型飞行器异常导航信号的检测效果不理想;设计并实现了一种基于3G-ASCX的小型飞行器异常导航信号检测系统,硬件设计时着重于ASCX传感器模块、异常导航信号检测模块、主控基站模块、3G/GPRS传输模块的研究,3G/GPRS传输模块的硬件设计中,通过功耗低体积小的CC1100完成异常导航信号的收发,传输过程中通过芯片STCI2C5410AD完成电容的平衡转换,选取了MC3486进行电压的转换,最终实现异常信号数据的安全快速传输;最后进行仿真实验,实验结果证明,相比传统系统,所设计系统检测到的小型飞行器异常导航信号同实际测量的异常导航信号具有较高的匹配度,与实际值相比,误差小于1 dB,适合推广使用.     

考虑气动效应不确定性的气动辅助变轨制导算法

气动辅助变轨技术在节省推进、延长航天器寿命等方面具有可观的应用价值,但工程实践却严重受制于气动效应不确定性,因此,设计了针对气动效应不确定性的SMC-$H_2/H_\infty$鲁棒制导算法.算法基于高斯伪谱法获取的标称轨迹和控制序列,通过构建气动效应的不确定性模型,利用奇异摄动理论将气动辅助变轨飞行器动力学划分为位置和速度回路,设计滑模和鲁棒$H_2/H_\infty$控制器分别实现制导控制.进一步,通过MatLab/xPC和飞行器机载计算模块组成的实时仿真系统验证,所设计鲁棒制导算法在计算复杂度满足工程约束前提下,能够在存在气动效应不确定性的场景下实现标称轨迹的跟踪,表明所设计的鲁棒制导算法能够有效地增强系统的鲁棒性,具有重要的工程应用价值.     

SINS/GPS/CNS组合导航在高超声速巡航飞行器上的应用

本文简单介绍了高超声速飞行器,并通过分析目前应用较为普遍组合导航方式,提出了采用SINS/GPS/CNS组合导航作为高超声速巡航导弹的中段制导方案.本文采用四元数法进行SINS计算,并运用联邦滤波的方法对组合导航进行了仿真.仿真程序是在轨迹发生器产生高超声速巡航飞行器飞行轨迹及相关参数的基础上进行的,仿真结果表明了高超声速巡航飞行器中制导采用SINS/GPS/CNS组合导航系统的可行性.     

闭环制导实时仿真系统设计

研究飞行器制导系统实时性优化问题,由于飞行器闭环制导对于系统的实时性和制导快速性有着较高的要求,因此缺乏应用于工程实践的模型.为了能够在实验室环境下,实现飞行器闭环制导的实时仿真,提出设计闭环制导实时仿真系统.利用嵌入式系统,采用间接法求解最优制导问题.最后对系统进行了实时性测试,并对特定的吸气式高超声速飞行器模型进行轨迹仿真,结果表明,设计的系统完全能够满足飞行器闭环制导对实时性和快速性的要求.     

基于最小二乘与自适应免疫遗传算法的小型无人直升机系统辨识

针对小型无人直升机不稳定、强耦合、非线性的特点,建立了小型无人直升机悬停状态下飞行动力学模型.设计了一种基于最小二乘与自适应免疫遗传算法(LS-AIGA)的辨识算法,根据辨识实验的需要研制了机载微小型导航、制导与控制系统(MGNC).利用飞行实验数据,根据本文的辨识算法,对所建立模型中未知参数进行了辨识.最后对得到的模型进行了验证与分析,结果表明模型辨识数据与真实飞行实验数据匹配较好,所建立模型能够反映小型无人直升机动力学特性.     

最优采样飞行控制系统设计

针对飞行器建模中存在不确定性及间接设计数字控制器会忽略采样期间信号变化的问题,研究了数据采样系统的H∞最优控制方法,直接设计数字飞行控制器.首先比较了数字控制器的设计方法,然后针对数据采样控制系统的连续时变性,难于进行数字控制器设计的问题,研究了提升技术,它能够将连续时变系统变换成等效的离散时不变系统.接下来研究了数据采样系统的H∞最优控制方法.采用上述方法设计了飞行器小角度转弯的控制律,给出了模型在存在一定范围参数不确定性和结构不确定性下的仿真结果.结果表明设计出的数字控制器具有良好的鲁棒性和性能指标.     

基于拟连续高阶滑模的高超声速飞行器再入姿态控制

考虑模型参数不确定和外界干扰对再入制导控制性能的影响,基于拟连续高阶滑模控制策略对高超声速飞行器的再入制导控制问题进行了研究.首先,给出再入制导指令的设计过程.其次,基于再入飞行特性对模型进行简化,获得面向控制的姿态模型,在此基础上,通过引入新的控制变量,设计解耦滑模面,实现姿态间的解耦.再次,为了削弱控制抖振,通过引入虚拟控制,对系统进行增广,基于齐次性理论设计拟连续三阶滑模再入姿态控制器,确保系统在有限时间实现对制导指令的稳定跟踪.最后,六自由度再入飞行器的制导控制一体化仿真结果表明,本研究给出的控制策略在不影响系统鲁棒性的同时,能够实现对标称轨迹和再入姿态的综合控制.     

基于总能量的小型无人机纵向控制器研究

传统的无人机纵向控制系统需根据不同的飞行模态进行分段设计,设计过程繁琐,且控制器的切换增加了系统的不稳定性风险.以某小型无人机纵向控制系统为例,采用基于总能量的纵向控制器设计方法,设计了总能量控制系统;通过选取合适的飞行器参数和控制器参数,改善无人机的高度和速度控制性能;基于风洞数据搭建非线性仿真模型,与传统的SISO方法进行仿真对比分析,在仿真中分别加入50m的高度阶跃和5m/s的速度阶跃,结果表明,所设计的总能量控制系统能够较好地实现在不同飞行模态的高度和速度控制,具有满意的解耦特性和控制性能.