机动弹头六自由度运动建模研究

机动弹头的应用是弹道导弹提高突防能力和命中精度的有效选择。为了深人研究机动弹头的制导与控制规律,该文针对机动弹头再人机动飞行的特点,给出了气动控制力和控制力矩的计算模型,并应用六自由度一体化建模理论建立了较为精确的动力学和运动学数学模型,而且基于MATLAB／Simulink对其数学模型进行了转化,建立了可在计算机上实现的数字仿真模型,并给出了部分仿真结果。结果表明,所建立的机动弹头六自由度运动模型能够充分表征其再入机动飞行的特点,为制导和控制系统的六自由度一体化建模与仿真提供了基础和前提。     

弹道导弹变质心控制入轨研究

针对弹道导弹变质心控制问题,研究了再入段弹头机动变轨后,运用空气动力学与控制理论等基本原理,使用比例导引规律,控制变质心弹头内部质量块的移动,获得姿态角修正所需要的气动力、气动力矩,从而使进入攻击段前弹头进入惯性轨道,实现对目标的有效攻击,提高导弹的命中精度。     

基于复合执行机构的再入弹头自适应反演控制

为了提高再入弹头命中精度和机动突防能力, 将质量滑块和单框架控制力矩陀螺(SGCMG) 配合使用, 以在弹头再入全过程中产生足够的姿态控制力矩. 针对再入系统物理参数及外界环境干扰的不确定性, 利用反演方法设计再入弹头姿态自适应控制器. 该控制器可以对转动惯量不确定性进行自适应补偿, 并且有效抑制力矩干扰对姿态控制系统的影响. 对某型再入弹头的仿真研究表明, 所提出的控制器可以实现姿态角的良好跟踪.

     

直接力与气动面混合控制选择与分配

针对弹头再入直接力与气动面混合控制,对多喷嘴选择问题以及与气动面混合控制任务分配问题进行了研究,给出了基于模糊技术的多喷嘴选择的增量方案与混合控制的优化分配方法,并在此基础上设计了连续变增益滑模姿态控制器,最后进行了数值仿真.仿真结果表明在弹头再入过程中,滑模控制可以为期望角跟踪提供鲁棒、精确的控制方法,从仿真结果可以看出弹头在测试点由于舵效较低,直接力承担了主要的工作.这与实际情况相吻合,从而验证了方法的可行性.     

基于粒子群算法的机动弹头再入弹道优化设计

在导弹机动突防的研究中,为合理设计与比较分析各种突防方案的优劣,必须首先了解突防弹头的可机动区域,即确定弹头的最小纵程、最大纵程和最大横程.基于粒子群优化算法,采用直接优化控制变量迎角和侧滑角的方法,对再入边界弹道进行了优化设计.为避免陷入局部最小值点、提高群体的多样性,根据再入弹道设计中控制变量的连续性特点,在粒子群优化算法的迭代公式中引入了平滑变异因子.以某机动再入弹头为例,分别得到了满足过程约束及终端状态约束的最大纵程、最小纵程和最大横程弹道.仿真结果表明,改进方法是可行的,可为弹道优化提供参考.     

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.     

分导式多弹头变轨控制稳定性分析与仿真

弹道导弹弹头分导控制技术的研究是我国导弹技术发展的必然。文章依据所设计的弹道导弹多头分导方案,基于非线性系统控制理论,对分导式弹头在其改变轨道进行机动飞行时的控制稳定性进行了分析,并根据分析结果进行了实例仿真,提出了分导式弹头在机动飞行中的控制稳定的条件性,并验证了分导式弹头机动飞行稳定的控制可行性,为进一步研究弹头分导控制技术奠定了一定的基础。     

弹头初始再入点空间约束范围的研究

现在高速再入弹头通常具有末制导系统,在再人弹道设计过程中,再入弹头需要满足速度要求,并且在末端可能还需要满足一定的再人角限制,在实际飞行过程中,满足以上条件得出的最优制导律还要满足过载要求.这就使得弹头再入范围有一定的限制,尤其在起始时刻要满足过载要求,超过这个范围将使得弹头需用过载超过可用过载,从而达不到理想的最优制导过程.推导出满足以上条件最优制导律的弹头再入点的空间范围.仿真结果表明:满足以上空间范围的再入弹头按照最优制导律飞行,起始点过载满足要求.为设计弹道提供了一个再入时刻的范围参考.     

基于气动舵面和RCS融合控制的高超声速飞行器再入姿态容错控制

针对高超声速飞行器再入姿态模型,研究气动舵面故障时的再入姿态容错控制.根据高超声速飞行器再入初期的特点,通常需要反作用控制系统(Reaction Control Systems,RCS)协助气动舵面完成姿态控制.采用Backstepping方法获得期望力矩,将气动舵面视为首要执行机构,在气动舵面之间控制分配期望的力矩.如果气动舵面不能达到期望力矩,则开启RCS,由RCS提供气动舵面不能提供的力矩.考虑舵面发生部分失效和卡死故障情况,设计基于控制分配算法的容错控制策略,使得系统在故障情况下仍旧保持稳定并恢复追踪性能.     

基于自适应二阶终端滑模的飞行器再入姿态控制

针对飞行器再入过程中存在着模型不确定性因素以及气动环境复杂等鲁棒控制问题,提出一种基于自适应二阶非奇异终端滑模的控制方案.设计的控制器保证姿态跟踪误差在有限的时间内收敛于零,不需要内外扰的先验知识,通过在线自适应辨识扰动上界以消除其影响.最后以气动参数摄动50%作为扰动条件进行了飞行器再入姿态控制仿真,结果表明了该方案的快速性和鲁棒性.     

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.     

高超声速飞行器再入姿态鲁棒控制

本文针对气动参数和惯性参数不确定性,同时考虑反作用控制系统(RCS)参与控制,设计高超声速再入飞行器的鲁棒自适应控制器.根据奇异摄动理论将整个控制系统分为快、慢两个回路分别进行设计,将各回路的不确定参数写成矢量的形式,并用自适应估计器进行在线估计,从而使得控制器实现在线自适应调整.利用非线性干扰观测器来处理控制系数矩阵的不确定性部分.提出一种改进的控制分配权重函数,并将总控制力矩分配到气动舵面偏角指令和RCS所需提供的控制力矩指令.利用Lyapunov稳定性理论来分析整个闭环系统的稳定性.最后,通过仿真验证该控制方案能够有效抑制不确定参数引起的干扰.     

面向控制的弹性体高超声速飞行器建模与分析

针对高超声速飞行器建模中气动-推进-弹性结构之间的耦合问题, 给出飞行器综合建模方法. 利用空气动力学相关理论估算气动力、推力及弹性模态, 建立了高超声速飞行器弹性体机理模型和面向控制模型, 分析了气动加热和质量变化对飞行器弹性模态的影响及纵向气动特性. 实验结果表明, 气动加热和质量变化对弹性模态影响显著, 面向控制模型能降低模型的复杂度, 保留机理模型的耦合特性, 并为控制器设计提供模型依据.

     

再入飞行器带有干扰观测器的有限时间控制

针对模型参数不确定及外界干扰影响下的再入飞行器的姿态控制问题,设计基于干扰观测器的有限时间控制策略.首先建立面向控制模型,并通过多时间尺度原理将面向控制模型分为内、外两环;其次,设计干扰观测器实时观测面向控制模型中的参数不确定及外界干扰,解决滑模控制因参数过大而导致的抖振问题,基于观测值,设计终端滑模控制器,在此基础上,基于Lyapunov理论对控制系统的稳定性进行分析;最后,基于六自由度再入模型,验证所设计的有限时间姿态控制策略的有效性.     

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。     

近空间高超声速飞行器控制的几个科学问题研究

近空间高超声速飞行器的特点给其建模和控制带来了新的问题.本文 首先分析高超声速飞行器的特点,进一步给出 大包络飞行的统一模型.其次,总结了高超声速飞行器巡航控 制、再入姿态控制研究的现状,强调了弹性、非最小相位、再入制导控制一体化设计等问题. 最后,结合高超声速飞行器的发展,阐述了高超声速目标的拦截问题,提供未来可供研究的方向.