飞行器姿态控制方法综述

姿态控制作为飞行器控制系统的重要部分,对于飞行器提高性能具有重要的作用.本文就飞行器常用的几种姿态控制方法作了论述,包括空气动力控制、推力矢量控制、喷气反作用控制、飞轮控制、磁力矩器控制、变质心控制,以及以上几种控制方法组成的复合控制等.最后,指出了未来飞行器姿态控制的发展方向.     

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。     

高超声速飞行器制导控制及一体化设计方法

针对高超声速飞行器制导与姿态控制问题,从慢回路质心制导、快回路绕质心姿控、制导控制联合设计和制导控制一体化设计四个层面对高超声速飞行器制导控制方法进行了总结综述。基于当前各国高超声速飞行器的发展脉络和高超声速飞行器典型飞行特点归纳总结制导与姿态控制方法的重难点;以飞行阶段为准则分别阐述了高超声速飞行器助推段、滑翔段和俯冲段的制导策略及其内涵,结合现代控制理论剖析了已成功用于高超声速飞行器姿态控制的非线性控制过程;基于已公开的有限数目的文献,对高超声速飞行器制导控制联合设计和制导控制一体化设计方法进行了分析。最后,对高超声速飞行器制导控制一体化全集成设计的思路和趋势进行了探索总结。     

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。     

数字式姿态控制系统的离散变结构控制

随着数字计算机的发展，数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统当中。文中针对数字式导弹姿态控制系统，通过对离散变结构控制的研究，提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法，设计了变结构控制律。该变结构控制律在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时，有效地抑制了传统变结构控制的抖振现象。仿真结果验证了文中方法的有效性。     

基于气动力反馈的直接力控制技术

通过对飞行力学中耦合因素及其对飞行控制影响情况的分析，指出了传统直接力控制技术的不足，提出了基于气动力反馈的直接力控制技术．通过引入气动力控制环节，将飞行控制系统分为动力学控制系统和气动力控制系统两大部分，降低了飞行器空气动力学模型不确定性对运动控制的影响，提高了飞行器运动／姿态控制的解耦精度．仿真结果表明，该方案可以实现飞行器的动力学解耦控制，并对气动面损伤等影响有一定的抑制作用．     

高超声速飞行器三通道耦合制导律与鲁棒控制律设计

针对高超声速飞行器俯冲段制导控制问题，提出了一种基于李代数和增量非线性动态逆的制导控制系统联合设计方法。将飞行器在俯冲段的制导目标转换为需求视线坐标系约束，在李群上建立了以当前视线坐标系与需求视线坐标系转换矩阵变化率表示的飞行器与目标的相对运动模型，同时建立以欧拉运动方程表示的飞行器姿态运动模型。针对李群上建立的相对运动方程，基于SO(3)上的广义PD控制方法设计了制导律，并针对姿态运动方程借助增量非线性动态逆方法设计了对气动干扰具有强鲁棒的姿态控制律。通过蒙特卡洛仿真试验，验证了制导控制系统联合设计方法的有效性和鲁棒性。     

基于小型飞行器的动态逆控制方法研究

小型飞行器独特的气动外形、复杂的作战使命对飞行控制系统提出了苛刻的要求。近年来，动态逆控制方法在工程界获得了普遍应用，并成功用于多种飞行器的控制系统设计中。文中就动态逆方法作了论述。研究了应用动态逆控制方法的设计途径。分析了用于神经网络动态逆控制的几种神经网络模型，提出了用于小型飞行器的动态逆控制方案。最后，指出了未来飞行控制系统动态逆设计的发展方向。     

一种飞行器姿态控制的三通道独立设计方法

面对称型大气层飞行器的三个姿态控制通道间存在着强烈的耦合作用，使得传统的三通道独立设计方法遇到了困难。基于反馈线性化思想，研究了一种新的三通道独立设计方法，从而可用成熟的线性系统理论分别设计飞行器的三个姿态控制通道。用飞行器的真实模型进行数值仿真验证了本方法的有效性。     

模糊滑模控制在数字式导弹姿态控制系统中的应用

随着数字计算机的发展，数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统中。文中针对数字式导弹姿态控制系统，将模糊控制与传统的滑模控制相结合，提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法，并设计了变结构控制律。该方法在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时，还有效地抑制了抖振现象。仿真结果验证了方法的有效性。     

弹性振动对喷气式姿态控制系统的影响作用

文中研究了飞行器结构弹性振动和主动式喷气三轴稳定姿态控制系统耦合的数学模型和仿真方法,并以某空间飞行器轨道机动过程中俯仰通道为例,考虑控制系统的非线性特性,分析了弹性振动对姿态控制精度、响应时间以及系统稳定性的影响.     

高超声速飞行器姿态控制研究进展与展望

结合高超声速飞行器发展状况,对其姿态控制问题的研究进展进行归纳总结。首先,对高超声速飞行器现有的姿态动力学模型进行分类,总结了当前高超声速飞行器模型的几类常用的构型,以及使用较多的动力学模型。其次,详细分析了目前高超声速飞行器姿态控制系统设计所面临的主要控制问题以及相应的对策。最后,对高超声速飞行器姿态控制设计进行展望。     

先进控制方法在飞行控制系统设计中的应用

飞行控制系统设计是整个飞行器系统设计的一项重要研究内容。多种先进控制方法在飞行控制系统设计中得到应用和发展。介绍了先进控制方法的研究现状，着重论述了目前国内外在飞行控制系统设计中重点研究和发展的几种方法。包括最优控制、动态逆控制和多步回推控制。     

基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法

弹道式航天飞行器末修闭路制导飞行段通常采用具有非线性特性的固定姿控喷管进行姿态跟踪和稳定控制,此时姿态控制精度直接影响闭路制导效果。传统斜线开关线控制方法存在系统性姿态角偏差,导致末修推力方向与待增速度方向始终存在差异,进而影响到飞行器落点精度。提出的基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法,通过干扰力矩在线辨识,实时设计姿控喷管开关线,将极限环调整至环绕原点,从而提高姿控精度。基于某型飞行器的仿真结果表明,与传统设计方法相比,基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法可将闭路制导段姿态控制精度提高约90%,减小姿态偏差对闭路制导的影响,飞行器落点精度提高约25%。     

基于模糊控制的共轴飞行器姿态自稳算法

针对共轴双桨飞行器悬停飞行姿态控制过程中传统控制算法姿态控制效果不理想、智能控制算法在嵌入式系统中不适用的问题,提出一种在姿态解耦的基础上利用串级PID与模糊控制相结合的半自适应姿态控制算法。该算法在共轴双桨飞行器的姿态控制器中加入了姿态解耦器,并利用模糊控制器实现了串级PID控制器内环参数的自适应。仿真实验和飞行试验表明,该控制算法无论是在数值模拟仿真系统中还是在现场飞行试验中都能表现出较好的控制效果。     

伺服气动弹性研究在无人飞行器设计中的作用

论述了对作为自动控制对象的弹性飞行器进行的重要意义及在无人飞行器设计中需要注意的几个问题，提出了伺服气动弹性与飞行器总体设计之间的关系，为无人飞行器的工程设计提出了一种重要的分析方法。     

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。     

大角度机动飞行器变结构姿态控制设计研究

在大姿态角的情况下,飞行器姿态运动的非线性因素和耦合因素不能忽略,传统的近似线性化方法在姿态控制设计中难以满足各种性能要求.同时,飞行器运动参数存在大范围变化,姿态控制系统的设计必须能够克服参数摄动的影响.文中首先运用输入输出反馈线性化方法,将飞行器姿态运动方程组线性化并且解耦成经典的单变量系统,然后运用滑模变结构"界值"控制,实现飞行器的姿态角跟踪控制系统设计.仿真证明设计是有效的.     

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。     

基于L1自适应方法的四旋翼飞行器纵向控制

针对四旋翼飞行器姿态控制系统欠驱动、强耦合、强振动的特性以及非零初始误差的客观存在,采用了一种新型的L1自适应算法,将模型的非线性因素和耦合项视作时变参数和干扰,设计了L1自适应控制器,突破了传统自适应控制固有的时变参数频率限制,有效抑制了飞行器机械振动所引起的高频干扰;同时,在飞行器存在非零初态跟踪误差情况下,避免了瞬态误差的出现,确保输入力矩在可控范围内一致有界。最后,仿真结果验证了算法的鲁棒性。