基于姿态反馈实现过载跟踪的飞行器控制方法

针对依靠气动力提供控制力和控制力矩的飞行器,在构建俯仰-偏航通道非线性数学模型的基础上,提出一种兼顾机动能力和姿态稳定性能的飞行器控制系统设计方法。基于飞行器过载与姿态的等效转换,将制导律计算的过载指令转化为姿态角指令,进而通过以姿态角反馈为主、过载补偿为辅的控制系统设计实现对过载指令的精确跟踪。通过频域相对稳定性分析,验证该方法的稳定性;通过飞行器6自由度仿真,验证该方法在各项随机误差下既能够实现制导对过载的跟踪要求,又达到对飞行器姿态进行鲁棒稳定控制的目的。研究结果表明,该方法简单可靠,具有良好的动态特性和很强的鲁棒性,已得到工程应用验证。     

基于平方和优化的飞行器大角度姿态机动保性能控制器设计

研究飞行器大角度姿态机动状态反馈保性能控制器设计问题。采用修正的Rodrigues参数建立了飞行器姿态控制运动模型,将非线性的飞行器姿态系统模型转化为线性参数可变模型(LPV模型)。将平方和优化技术和Lyapunov理论相结合,给出了飞行器大角度姿态机动保性能控制器设计方法。仿真结果表明了所提方法的有效性。     

关于大角度范围内四元数与欧拉角转换的思考

在存在大角度姿态机动的场景中,航天飞行器通常采用基于姿态四元数的姿态运动模型,同时又多以欧拉角形式给定其期望姿态,因此研究四元数到欧拉角的转换关系十分必要.但是,姿态四元数与欧拉角之间并不存在一一对应的关系.以飞行器姿态为纽带,依据姿态四元数和欧拉角与飞行器姿态之间的内在关系,对各种可能出现的情形进行分析,在控制所对应的期望姿态的牵引下,确定出符合姿态控制利益的姿态四元数到欧拉角的转换关系.鉴于姿态四元数到欧拉角转换关系的复杂性,在飞行器进行大角度姿态机动控制时,建议采用基于四元数的姿态运动模型.     

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。     

基于四元数的大角度姿态机动反馈线化控制

采用一套基于旋转群代数的表示姿态误差的新方法,并采用非线性系统的反馈精确线化理论,用基于旋转群代数缩减四元数表征的姿态误差,以缩减四元数描述所得的系统姿态动力学方程为基础,将挠性振动部分做为零动态子系统处理,构造了能够实现精确的线性姿态误差动态特性的挠性飞行器大角度三维姿态机动非线性解耦控制律,并得到了仿真验证。     

基于信息融合的八旋翼飞行器状态解算

针对四旋翼飞行器欠驱动控制和有效负载能力不足的特性,提出了八旋翼飞行器作为解决方案。分析八旋翼飞行器的动力学模型,建立其运动状态方程,采用无迹卡尔曼滤波算法实现飞行器姿态检测系统的数据融合。通过理论分析和Matlab仿真试验表明：采用状态估计融合滤波算法,有效提高了八旋翼飞行器姿态解算精度,可以获得最优姿态角度,满足八旋翼飞行器稳定的要求。     

柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计

针对充气空间飞行器刚柔耦合影响下的高精度姿态控制问题，提出基于自抗扰控制理论的姿态控制系统设计方法。建立刚柔耦合动力学模型，综合采用线性自抗扰控制、姿态机动路径规划、脉冲调宽调频调制、滤波处理等控制策略进行柔性充气空间飞行器姿态控制系统设计。通过数值仿真实验对所设计系统进行验证，并与传统PID控制进行对比分析。仿真结果表明，采用新方法设计的柔性充气空间飞行器姿态控制系统可以适应大角度姿态机动，能够有效抑制充气囊体的柔性振动，在节省燃料消耗的同时实现高精度姿态控制。     

引入角加速度测量的柔性飞行器姿态控制方法

讨论大气层外细长型柔性飞行器的姿态控制问题,该问题的本质是在测量器件附加柔性影响的情况下控制刚体姿态跟踪指令。提出动态面姿态控制方法,以实现姿态指令跟踪。建立柔性形变的2阶动态模型,结合刚体角速度与柔性形变的关系建立非线性模型并设计卡尔曼滤波器。针对轨控发动机质心偏移等因素产生的干扰力矩,引入角加速度计的测量,经过陷波滤波器处理后得到各轴向的估计力矩,将其作为卡尔曼滤波器的输入。仿真结果表明,对于柔性飞行器,采用所提出的状态估计及控制方法,可以保证姿态跟踪误差在0.5°以内。     

空中飞行目标的三维姿态参数测量

在航天测控靶场中,空中飞行器三维姿态测量具有不可替代的作用。利用数字摄影测量的严密理论和计算机视觉的前沿成果,提出利用光电经纬仪拍摄的序列影像确定飞行器三维空间姿态的方案,改变以往将飞行目标当作质点处理,无法获取飞行目标三维姿态参数的现状,充分利用光测图像中的姿态和形状信息,通过建立经纬仪摄像机模拟成像系统,实现飞行器目标的姿态预测。     

连续力矩时间最优姿态机动控制器参数优化设计

研究了时间最优姿态机动的控制器参数优化设计问题。基于一类采用拟欧拉角和绝对角速度为反馈信号的姿态机动控制模型,以其控制器参数为优化变量,机动时间为优化指标,建立了时间最优的姿态机动控制器参数优化模型。采用一类全局收敛的连续模拟退火算法完成了控制器参数的优化设计。仿真结果表明：(1)控制器参数优化可以有效地缩减姿态机动时间,经过优化的控制器参数减少了16．5％的机动时间;(2)模拟退火算法保证了控制器参数优化的全局最优性;(3)机动时间的减小是以增大最大控制力矩为代价的。     

离散杆战斗部现状与发展

概述了杆式战斗部的发展历史,系统总结可控离散杆战斗部在杆条初始姿态控制、飞散姿态、毁伤试验及数值仿真等方面的研究现状,分析了如何提高离散杆战斗部的离散杆速度、引战配合效率以及增加杆条密度等关键问题.     

基于RAEKF 和DGPS 的航母姿态测量方法

针对现有基于差分GPS(differential global position system,DGPS)的定姿算法无法解决GPS信号受干扰时无解的问题,且容易受GPS数据中粗大误差的影响,提出一种基于自适应抗差卡尔曼滤波(robust adaptive extended Kalman filter,RAEKF)和DGPS的航母姿态测量方法。研究载波相位差分GPS的测姿原理,详细分析现有定姿算法的原理并分别指出他们存在的缺陷,提出不受 GPS数据缺失和粗大误差影响的 RAEKF算法。结果表明：该算法能充分利用航母的运动信息,提高GPS定姿的精度和可靠性。     

基于RAEKF和DGPS的航母姿态测量方法研究

针对现有基于差分GPS(differential global position system,DGPS)的定姿算法无法解决GPS信号受干扰时无解的问题,且容易受GPS数据中粗大误差的影响,提出一种基于自适应抗差卡尔曼滤波(robust adaptive extended Calman filter,RAEKF)和DGPS的航母姿态测量方法。研究载波相位差分GPS的测姿原理,详细分析现有定姿算法的原理并分别指出他们存在的缺陷,提出不受GPS数据缺失和粗大误差影响的RAEKF算法。结果表明,该算法能充分利用航母的运动信息,提高GPS定姿的精度和可靠性。     

基于四元数的导弹全方位姿态运动误差研究

基于四元数误差分析的方法,研究了导弹姿态扰动情况下全方位运动的误差问题.通过研究扰动对姿态角和四元数转换精度的影响,提出了姿态角和四元数的全方位转换算法.该算法采用象限分析的措施,避免了传统转换算法在姿态干扰的情况下易发生振荡的问题,将姿态角和四元数的转换范围从-90°~90°空间拓展到-180°~180°空间,使基于全角度算法的姿态控制与非全角度算法相比有抗扰动的能力.仿真结果表明了全角度算法的正确性和抗扰动的能力.     

弹体飞行姿态测量方法探讨

研究弹体在炮口随近飞行姿态测量的方法，建立了加速度计组合姿态测量的数学模型，通过理论推导给出了飞行姿态的计算方法。     

尾翼展开的同步性对飞行姿态影响分析

针对某型导弹尾翼展开过程对飞行姿态的影响进行了细致地分析，并通过飞行试验数据对分析方法加以验证；最后论证了尾翼展开的不同步性会影响导弹的飞行姿态。     

基于特征点分段的导弹姿态全程滑态变结构控制研究

将工程中常用的"分段定常"方法与全程滑态变结构控制理论相结合, 提出了独特的时变全程滑态变结构控制方法, 并结合导弹姿态控制系统特点, 提出了导弹姿态调节器设计方法和导弹姿态调节器控制算法, 为实际应用提供了一定的理论基础与依据.     

基于智能PID的鱼雷控制算法探讨

鱼雷姿态控制是鱼雷自主推进控制的基础,而常规姿态PID控制方式存在响应慢、精度低、超调量高的缺点,对于鱼雷的稳定跟踪是不利的。本文引入智能PID控制的方式,设计了一种用于鱼雷姿态控制的PID控制器,该控制器综合了智能比例、积分分离和单神经元控制方法,实现了鱼雷姿态的智能控制。仿真研究表明,该算法简单且易于实现,响应快、超调量小并有较高的控制精度和较强的稳定性。     

舰艇摇摆对舰载火箭弹离炮口姿态的影响

确定火箭弹脱离炮口瞬间的姿态对分析弹道的初始扰动以及落点的散布计算都是非常重要的．该文建立了舰栽火箭炮发射过程中约束期内的火箭弹质心运动方程组模型和半约束期内的火箭弹弹轴转动方程组模型，分析了发射过程中舰艇的摇摆运动对火箭弹姿态的影响．仿真结果表明，舰艇摇摆对火箭弹的姿态影响较大。所建立的模型对确定舰载火箭弹弹道的初始扰动以及落点散布计算具有一定的参考价值。     

LIMU与机电式IMU在导弹上应用的比较研究

文中研究了基于激光陀螺的惯性测量组合（LIMU）在导弹上应用的适应性问题．通过仿真比较了LIMU和某型导弹的机电式惯性测量组合（IMU）在姿态、速度和定位精度方面的优劣。试验证明．现有激光陀螺重复性好,系统性误差小．可以满足导弹的制导精度要求．但是给姿态控制系统设计带来一定挑战．需要设计优良的控制器才能满足导弹姿态控制的要求。