基于反馈线性化的直接侧向力与襟翼复合控制

针对高超声速飞行器再入过程中气动舵面烧蚀与失效的问题,选用具有良好热防护性能的尾装襟翼作为气动执行机构,但欠驱动的气动控制将使飞行器存在不稳定内动态,从而使飞行器成为非最小相位系统。为抑制不稳定内动态对系统稳定性的危害并提高襟翼飞行器在临近空间高超声速飞行的控制品质,在飞行器的俯仰与偏航通道中各引入一对姿控发动机,构成襟翼与直接侧向力复合控制系统。建立了襟翼飞行器复合控制系统数学模型,并基于该模型分析了过载输出时系统内动态的有界稳定条件。针对内动态稳定的复合控制系统,运用输入-输出反馈线性化方法设计了控制器,并分析了襟翼和姿控发动机之间的配合机理。进行了快时变背景下的对比仿真,仿真结果表明,该复合控制系统有比纯襟翼控制作用下更好的动态品质,并对气动参数快时变具有一定的鲁棒性。     

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。     

襟翼控制的欠驱动飞行器自抗扰/鲁棒控制系统设计

针对含不稳定内动态的襟翼控制欠驱动高超声速飞行器现有控制策略普遍存在的机动性能不足、工程应用困难等问题，设计欠驱动飞行器的自抗扰/鲁棒控制系统。提出一种基于通道级联的欠驱动控制策略，令偏航通道作为滚转通道的内回路，利用±1.5°的侧滑角合法波动范围，提升滚转角的指令跟踪速度。结合自抗扰与鲁棒控制理论设计自动驾驶仪，该自动驾驶仪不仅适用于过载反馈/欠驱动的非最小相位对象，还在摆脱自抗扰系统对关键模型参数依赖的同时减小了鲁棒控制器的降阶难度，有广阔的工程应用前景。为验证方案有效性，以参数存在±20%随机摄动的欠驱动高超声速飞行器模型为对象进行了1 000次蒙特卡洛仿真，结果表明新的欠驱动策略能够在保证侧滑角不越界的同时提高滚转通道的响应速度，自抗扰/鲁棒控制系统在面对模型摄动与复合干扰时均有较好的鲁棒性。     

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。     

侧滑角变化率反馈在高超声速飞行器中的应用

针对高超声速飞行器大马赫数大迎角飞行状态下荷兰滚特性不稳、运动耦合严重的问题,对侧滑角变化率反馈在高超声速飞行器中的应用进行研究。研究侧滑角变化率反馈控制的机理,以横侧向线性小扰动方程为基础,推导侧滑角变化率增稳荷兰滚的机理和侧滑角变化率反馈消除运动耦合的机理,对侧滑角变化率信号作简单分析,并进行相关仿真验证。仿真结果表明:侧滑角变化率反馈能明显改变飞行器荷兰滚阻尼特性,削弱运动耦合的影响,抑制侧滑角的变化,改善侧滑角品质。     

防空导弹BTT控制解耦算法

防空导弹为提高射程、平均速度,配置冲压发动机,要求导弹在飞行过程中侧滑角小,同时只允许导弹有正攻角；与侧滑转弯（STT）导弹相比,倾斜转弯（BTT）导弹有机动性强、稳定性好、升力大等优点,但因面对称气动外形和快速滚转决定了BTT导弹存在运动学耦合、气动耦合和惯性耦合等耦合因素；在考虑耦合的情况下,进行BTT自动驾驶仪解耦设计；通过非线性仿真分析表明,能够实现精确控制和快速滚转的要求,有效地减小导弹的侧滑角,保证导弹偏航通道稳定性.     

高超声速飞行器弱抖振反演滑模控制律设计

针对具有严重非线性、多变量强耦合以及参数不确定性等特点的高超声速飞行器模型,提出基于反演控制的高超声速飞行器滑模控制方法,设计俯仰通道的控制律.对系统存在的复合干扰,采用自适应律在线调节,避免了不确定性上界未知对控制律设计的影响;通过引入非线性干扰观测器,降低滑模控制项的增益,继而削弱滑模控制带来的抖振.仿真结果表明,所设计的控制律能够实现对指令信号的良好跟踪,具有较快的响应速度,能够保证系统在不确定存在情况下的稳定性和鲁棒性.     

基于运动耦合的战术导弹协调控制技术

为进一步提升战术导弹机动转弯过程中的协调度,满足新一代战术导弹冲压发动机进气对侧滑角约束需求,研究了基于运动耦合的协调控制技术.结合经典的过载控制方案,重点研究了以三通道运动耦合为基础的抑制侧滑角控制技术,形成了基于法向过载和滚转角速率的方向舵通道协调耦合控制方案,并通过某样例模型进行对比仿真.仿真结果表明:该方案能有效抑制侧向机动过程的侧滑角,满足机动飞行过程冲压发动机进气对侧滑角的约束需求.     

布撒器协调式倾斜转弯自动驾驶仪的H∞设计

对于倾斜转弯(Bank—to—Turn，BTT)自动驾驶仪而言，侧滑角应尽可能控制在零附近。而抑制快速滚转运动耦合产生的测滑角是实现BTT控制的关键之一。文中首先利用H∞控制理论对俯仰、偏航、滚转三通道进行独立设计，并考虑了模型不确定性因素的影响，设计出鲁棒稳定性较好的控制器，以此为基础。在偏航通道上人为引入一协调指令，以达到抑制侧滑角的目的。该方法设计思路简单．仿真结果表明该方法有较好的控制效果．能满足布撒器BTT控制的要求。     

导弹混合BTT/STT变结构控制器设计与仿真

针对传统的侧滑转弯(STT)控制机动能力相对不高和倾斜转弯(BTT)控制在机动上有一定的时延等缺点,以空射导弹为例,将导弹的飞行过程划分为三个阶段,采用混合BTT/STT逻辑将导引头输出的过载信号转换为攻角、侧滑角和滚转角指令信号,并且分别设计了导弹俯仰-偏航通道和滚转通道滑模变结构控制器,使其能够准确跟踪给定的攻角、侧滑角、滚转角指令。为了减小变结构控制器的抖振影响,采用了将切换控制连续化的方法。最后通过仿真验证混合BTT/STT控制逻辑的可行性和变结构控制器设计的有效性。     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

基于粒子群优化的再入可达区计算方法研究

针对升力式高超声速飞行器再入可达区计算问题,提出了一种粒子群优化（PSO）和倾侧角反转相结合的混合求解方案。为了减小待优化变量的搜寻空间,设计了一种参数化的倾侧角剖面,利用约束PSO算法求解满足再入过程约束和末端约束的最优滑翔轨迹。通过倾侧角正向和逆向反转逻辑直接生成倾侧角指令集合,进而实现高超声速飞行器再入可达区的快速估算。高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H仿真实例表明,该混合优化求解方案易于实现且无需预估参数初值,具有良好的可操作性。     

针对高超声速飞行器的非线性动态逆最优控制

高超声速飞行器具有高度非线性,并且输入输出之间存有耦合.传统控制方案中的线性化处理方法有严重的局限性.采用状态反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化,并结合最优控制理论设计控制系统,以求提供满意的非线性解耦控制能力,维持良好的纵向稳定性能.基于某常用的高超声速飞行器模型的仿真研究表明该方案能够使飞行器有效...     

基于扰动观测器的高超声速飞行器递阶滑模控制

针对存在扰动、执行机构死区非线性以及系统不确定性的高超声速飞行器巡航飞行纵向通道模型,提出了带有新型非线性扰动观测器的递阶滑模控制器。递阶滑模控制器采用多层终端滑模面的回归结构,能够保证系统跟踪误差在有限时间内收敛到0. 将执行机构的死区非线性简化为输入的未知扰动,对于系统中存在的由扰动和不确定性产生的复合扰动,设计了新型非线性扰动观测器,补偿作用避免了通过增大系统增益提高控制系统抗扰动性能,同时观测器可以对死区非线性产生的系统扰动进行观测,消除死区非线性对控制系统的影响。理论证明了观测值误差为渐进收敛。基于Lyapunov理论对带有扰动观测器的综合控制系统进行稳定性证明。理论分析和仿真结果表明,该控制策略对高超声速飞行器具有较好的控制作用。     

基于专家PID的滚转导弹控制系统

针对滚转导弹俯仰和偏航通道较强的气动不确定性和运动耦合,设计了一种专家PID控制系统。建立了滚转导弹的动力学模型,并采用十字舵来控制俯仰和偏航通道,利用专家PID控制方法设计该导弹的控制系统,并在Matlab中对控制系统进行仿真。仿真结果表明:该控制器能满足良好的性能要求,具有较强的鲁棒性和自适应性,能有效应对俯仰和偏航通道产生较强气动和运动耦合。     

基于MATLAB和Fortran混合编程的导弹双通道自适应控制系统设计与仿真

针对半主动寻的导弹滚转和偏航双通道具有时变、非线性、耦合的特点,以及控制系统性能的不同要求,采用两种自适应控制方案。滚转通道采用模型参考自适应控制,确保控制系统的稳定性和抗干扰能力。偏航通道采用改进的单神经元自适应PID控制,强调控制系统的快速性且超调小。控制系统的全弹道仿真采用MATLAB和Fortran混合编程技术,既利用了MATLAB的友好界面优点,又继承了Fortran的遗产代码资源。仿真结果表明:设计的滚转和偏航双通道控制系统在自适应和抗干扰能力方面优于原控制系统;MATLAB和Fortran混合编程的全弹道仿真结构清晰、计算效率高、查找故障方便。     

基于专家PID 的滚转导弹控制系统

摘要：针对滚转导弹俯仰和偏航通道较强的气动不确定性和运动耦合,设计了一种专家PID 控制系统。建立了 滚转导弹的动力学模型,并采用十字舵来控制俯仰和偏航通道,利用专家PID 控制方法设计该导弹的控制系统,并 在Matlab 中对控制系统进行仿真。仿真结果表明：该控制器能满足良好的性能要求,具有较强的鲁棒性和自适应性, 能有效应对俯仰和偏航通道产生较强气动和运动耦合。     

高超声速航天器最优再入大回转轨迹与控制

研究了飞回型可重复使用航天器以高超声速再入返回的最优大回转轨迹设计和轻制方法,分析了飞回型航天器再入中靠气动力实现轨迹大回转的关键技术,建立了最优再入的数学模型.采用极大值原理和共轭梯度法求解最优再入大回转问题.通过仿真,得到了考虑大回转的最优再入轨迹特性及其控制规律,分析了转弯开始时刻和滚转角对再入中倾斜转弯控制特性的影响规律.探讨了高超声速大回转再入的控制方法.     

基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

高超声速飞行器嵌入式大气数据获取技术研究

嵌入式大气数据系统是高超声速飞行器大气数据获取最适合采用的技术解决方案,其可为高超声速飞行器制导控制指令的解算提供攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数的测量基准,具有传统空速管类型大气数据系统无法比拟的优势。对嵌入式大气数据系统涉及的关键技术进行了分析,介绍典型高超声速飞行器的嵌入式大气数据系统方案,重点介绍了相关方案的测压孔布局、系统部组件设计及压力传感器选型,并针对嵌入式大气数据解算,介绍了一种基于卡尔曼滤波的嵌入式大气数据解算方法,研究表明,算法具有精度高、鲁棒性强和适应性强的特点,适用于在现代高超声速飞行器。