基于末端轨迹修正的导弹跟踪稳定性控制方法

舰载导弹在制导飞行的末端容易受到空气小扰动的影响产生轨迹偏离,需要进行轨迹偏离修正控制,提高弹道对目标跟踪的姿态稳定性,提出一种基于改进的扩展Kalman滤波(EKR)和误差反馈修正的导弹跟踪端轨迹修正控制方法.以陀螺仪采集的导弹的横滚角、俯仰角以及航向偏离的参量为控制约束指标集,采用扩展Kalman滤波算法进行姿态参量融合,结合Smith结构建立导弹跟踪控制的被控对象模型,计算末端轨迹中姿态角与真值的偏差,根据偏差进行导弹的惯性姿态反馈调节,采用自适应的量化融合跟踪识别方法进行导弹定姿处理,通过对末端轨迹的误差反馈修正提高姿态角的输出精度,根据姿态的不断变化实现自适应的位姿修正,实现导弹对敌目标跟踪的稳定性控制.仿真结果表明,采用该方法进行导弹控制的姿态角解算的误差较小,定姿精度较高,提高导弹跟踪控制的稳定性和鲁棒性.     

面向大跨度机动飞行的高超声速飞行器自抗扰轨迹线性化控制

针对高超声速飞行器大跨度机动飞行所引起的本质非线性及强耦合动力学特性、执行机构输入受限、多源气动参数摄动及外部环境干扰并存情况下的姿态跟踪控制问题,结合模型辅助自抗扰控制技术,构建并阐述了基于轨迹线性化控制框架的集抗饱和与主动干扰补偿于一体的姿态控制体系。首先,面向控制角度,将姿态和角速率子系统描述为带不确定性的严格反馈形式;其次,基于自抗扰控制的设计思路,采用跟踪微分器对姿态标称指令及其微分安排过渡过程,解决单一轨迹线性化控制中的执行机构饱和问题;分别针对姿态与角速率回路构造包含模型信息的扩张状态观测器对总干扰进行观测并补偿,克服大范围不确定性对闭环跟踪性能的影响;基于轨迹线性化控制思想,分别设计前馈跟踪控制律和反馈镇定控制律,实现姿态跟踪误差沿着标称指令镇定。仿真结果表明,该控制方案能够实现给定大幅度制导指令下的高精度抗干扰控制,且对于再入过程中的多源干扰大范围摄动具有较强的适应能力。     

高超声速滑翔式BTT导弹鲁棒反演控制器设计

综合考虑高超声速滑翔式BTT导弹各种干扰的影响,建立了具有非匹配不确定性的非线性、强耦合姿态运动方程,并转化为标准形式。针对模型中的未知不确定性,提出了鲁棒估计函数,利用反演控制和自适应控制设计了高超声速导弹的自动驾驶仪,解决了由于对期望虚拟控制量进行求导产生的“计算膨胀”问题,证明了每一步反演设计的Lyapunov稳定性,并进行了数字仿真。仿真结果表明,所设计的自适应反演控制器能够精确跟踪姿态角指令,并对大范围气动参数摄动具有很强的鲁棒性。     

挠性卫星的姿态机动滚动优化控制

提出了一种基于控制力矩陀螺的挠性卫星姿态大角度快速机动控制方法。结合卫星姿态动力学,运动学和挠性附件的振动方程,建立了面向预测控制方法的非线性预测方程;在建立了包含卫星姿态跟踪误差,控制力矩能量以及挠性附件振动能量的优化目标函数基础上,采用非线性模型预测控制方法设计了兼顾机动性能与抑制附件振动的卫星姿态机动律。为进一步消除挠性附件振动,采用输入成形技术对规划的控制力矩进行处理,成形出合理的控制力矩指令。最后以成形后的控制力矩指令为输入条件,基于鲁棒伪逆方法设计了金字塔控制力矩陀螺群的操纵律,完成挠性卫星姿态机动的非线性滚动控制。针对算例的研究表明:卫星滚动轴姿态能够在约27 s内机动50°,且具有指向精度小于0.03°,姿态稳定度小于0.03(°)/s的性能。     

无人作战飞机自主攻击非线性控制器设计

针对无人作战飞机自主攻击过程高精度、大迎角以及飞行状态快速变化等飞行控制需求, 采用反步控制设计非线性控制器。依据飞行器六自由度方程建立非线性控制模型, 利用奇异摄动原理将速度控制器和姿态控制器设计分离开, 分别利用反步控制原理设计控制器, 采用一阶指令滤波器克服传统反步法带来的“微分爆炸”问题, 最后依据Lyapunov稳定原理证明了控制系统跟踪误差渐近趋近于零。仿真结果表明, 非线性控制器在输入参考信号发生剧烈变化时仍能够实现高精度跟踪控制。     

自适应模糊奇异摄动控制在航天器中的应用

带挠性附件航天器可以用含小摄动参数的多时标非线性系统进行描述,而目前的控制方法大多针对多时标线性系统,要求模型精确已知.为解决存在不确定性的带挠性附件航天器的跟踪问题,提出一种基于模糊奇异摄动模型的自适应控制器,采用鲁棒控制和自适应控制理论相结合的方法进行设计,由反馈项、自适应项和鲁棒控制项组成,反馈项的增益采用线性矩阵不等式(LMI)方法求解,自适应项用于减小系统的跟踪误差,鲁棒项用于保证系统的闭环稳定性.稳定性证明采用Lyapunov合成方法完成.该控制器适用于模型带有不确定性的多时标非线性系统的跟踪控制.由于采用了自适应方法消除系统不确定性,能够减少鲁棒控制方法带来的保守性.在带挠性附件航天器的跟踪控制中的应用验证了其有效性.     

无人直升机串级LADRC控制器设计及其视景仿真实现

针对无人直升机控制器严重非线性、强耦合的控制问题,该文基于亚拓600系列无人直升机动力学模型,设计一种改进的二阶线性自抗扰控制器。先将跟踪微分器添加到线性扩张状态观测器中,并估计影响输出结果的干扰;其次改进控制器结构与反馈补偿系数,同时针对传统仿真系统难以适应飞行控制器仿真需要的问题,完成对包括飞行控制器、视景平台的升级改进,并针对飞行控制器和视景仿真平台之间的通信交互机制进行了详细设计,使之完全等效于实际飞行场景。仿真结果表明,该系统飞行控制模块能够快速响应所输入的指令,并能够按设定的角度位置进行飞行,三维视景中直观显示所设计的控制器对于无人直升机的姿态位置有较好的控制效果。     

BTT导弹再入飞行滑模控制器设计研究

针对导弹再入段的非线性模型以及三通道问的较强耦合,给出了倾斜转弯BIT导弹再入飞行鲁棒控制方法.在给定可用制导指令和干扰、不确定性的上界条件下,综合利用快慢双回路连续滑模控制方法,生成气动舵面的控制指令,得到了在建模误差和外界干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和解耦特性的气动角和姿态角速率跟踪结果.采用了两种方法抑制滑模的抖振现象:一是构筑滑模干扰观测器,自适应调节增益;二是利用高阶滑模控制方法,有效消除了控制抖振,保证了工程实际应用的能力.以某型BTT导弹为例,仿真结果表明,在考虑到模型不确定性、风扰动以及测量噪声的情况下,两种方法均可靠,满足再入控制的要求.     

基于滑模扩张干扰观测器的固定翼无人机动态逆控制

为解决存在模型不确定性与外部干扰时的固定翼无人机控制问题,设计了一种非线性滑模扩张干扰观测器与快速响应动态逆相结合的控制律。在扩张干扰观测器设计的基础上,引入滑模原理设计了一种非线性滑模扩张干扰观测器,对干扰及其变化率进行实时估计;将无人机姿态运动方程分为姿态角慢回路与姿态角速率快回路,依此分别设计动态逆控制律,并基于干扰估计量对未知扰动进行补偿,同时在快回路控制器中加入由快速跟踪微分器(TD)估计的指令值微分量,以提高控制器的响应速度,最后证明了复合控制器的稳定性。仿真实验表明,设计的复合控制器能够对无人机姿态运动进行高效控制。     

导弹有限时间三维非线性导引律

以已推导所得的导弹-目标相对运动三维非线性模型作为研究对象,为获得快速收敛的跟踪效果,引入有限时间控制理论,设计具有有限时间收敛效果的非线性导引律.从理论角度论证了导弹在有限时间内成功拦截非机动目标的可行性,并估算了有效拦截时间的范围.计算机仿真结果表明,所设计导引律能够使整个导弹-目标相对运动系统稳定,控制导弹在有限时间内击中目标,实现零脱靶量打击,提高了导弹的拦截性能.     

运动单站无源定位中的坐标转换矩阵的分析

运动单站测角、角变化率无源定位中，观测方程和状态方程建立在不同坐标系中。本文引入一个坐标转换矩阵把状态向量在两个坐标系中的坐标联系起来，推导了坐标转换矩阵，计算出由平台姿态误差带来的坐标转换矩阵误差，并应用到跟踪滤波方程中，最后给出计算机仿真结果。     

BTT导弹自适应反演控制律设计与仿真

针对倾斜转弯(BTT)导弹控制中的多变量强耦合问题,研究了一种适用于BTT导弹的反演算法,以实现自动驾驶仪的自适应解耦控制。根据BTT导弹控制的基本特性,建立导弹的非线性控制模型,并将其转化为适合于反演设计的反馈块模型。在此模型上,基于反演的非线性控制系统综合设计方法,加入自适应神经网络逼近系统中存在的不确定性,利用Lyapunov稳定性定理推导了自适应调节律,设计了导弹控制律。通过仿真验证了该设计方法的有效性和可行性,该控制器能够实现控制解耦目的,且对指令信号跟踪效果良好。     

基于误差反馈的自导飞行装置自动控制系统设计

为了提高某型自导飞行装置的自动化控制能力,提出基于误差反馈的自导飞行装置自动控制系统设计方法.采用误差反馈和末端姿态视觉参数识别方法,构建自导飞行装置的控制参数采集模型,结合对自导飞行装置的运动学和力学模型分析,建立自导飞行装置的运动学方程,采用惯导误差反馈和自适应补偿方法,建立自导飞行装置控制系统的控制律.通过末端姿态调整和多传感信息跟踪融合方法,实现对自导飞行装置的模糊控制算法设计.采用集成DSP芯片作为自导飞行装置控制系统的集成处理器,结合嵌入式和集成电路设计方法,实现自导飞行装置自动化控制系统设计.测试结果表明,设计的自导飞行装置控制系统稳定性较好,鲁棒性较高,提高了目标命中率.     

小卫星GLADOS空间目标跟踪传感器姿态控制分析

低成本小卫星的广泛使用增强了对空间目标的跟踪能力,减轻了运行的大型高价值太空设备的工作负担,文中介绍一种适用于低成本小卫星的新跟踪方法。小卫星GLADOS搭载有一个天基可见光传感器(SBV)和一个光谱仪,姿态控制系统根据宽视场相机的反馈转动窄视场光谱仪跟踪目标,收集目标的光谱数据。文中分析了GLADOS上应用的姿态控制技术,给出了控制传感器平台的动力学方程和一个相对姿态控制中使用的控制算法。     

神经网络动态逆在歼击机安全着陆中的控制

给出了基于神经网络动态逆的自适应跟踪控制方法,用以解决飞机着陆过程中的复杂非线性和出现舵机故障的情况.应用神经网络直接对非线性系统故障模型求逆,使得所设计的逆系统能够包含故障信息,克服了传统的控制设计中将过程模型线性化,从而将不可忽视的非线性关系用线性关系代替或忽略的弊端.对由于建模误差、不确定性因素等引起的非线性系统逆误差,通过自组织模糊小脑模型关节控制器(SOFCMAC)神经网络在线进行修正.并在此基础上对3个通道分别设计了参考模型和线性控制器,以实现对伪线性系统进行跟踪控制.通过将这种方法用于某型歼击机在着陆过程中发生平尾卡死故障控制的过程仿真,验证了该方法的可行性.     

一种全局稳定的四旋翼无人机移动目标跟踪控制

针对地面目标机动不确定和风扰动条件下的四旋翼无人机目标跟踪问题,提出了一种全局稳定的控制策略。控制系统分为位置和姿态两个子系统。位置控制部分针对缺少目标与载机的相对速度问题,设计了输出有界的基于观测器的滑模控制器,且其输出能够保证所生成的期望姿态指令有界;设计了基于四元数的姿态控制器,通过增加非线性切换项,加快了动态跟踪速度,并得到了整个位置-姿态系统的稳定性证明。建立了风扰动模型,进行了目标机动情况下的跟踪飞行仿真,得到了满意的跟踪效果。     

再生反馈跟踪系统分析

再生反馈跟踪系统是对大动态目标进行精密跟踪的有效体制。由于这种体制是多输入、多输出的非线性系统,过去只能用计算机对系统非线性动力学方程组求数值解的方法对系统进行定量的研究。本文利用时域算子的方法建立了系统的数学模型,并且得到了系统跟踪精度计算的解析表达式。分析结果表明,系统跟踪的目标机动飞行误差和随机误差归结为直角座标内定常线性系统的分析计算问题,而系统跟踪的失配误差则是球座标内定常线性系统的分析计算问题。因此,所得结果非常适于工程计算和设计。     

激光导引头跟踪回路的设计与半实物仿真

首先,为实现激光半主动导引头光轴的快速跟踪目标,根据光轴与弹目视线的误差角大小,将光轴进动速率分为线性区、过渡区和非线性区.为解决角速率的不连续性问题,采用Hermite方法设计了有约束条件下的导引头跟踪回路的进动方案.其次,介绍了激光制导武器的半实物仿真平台,建立了室内环境下的几何数学模型.最后,将未解锁的导引头搭载于五轴转台,以五轴转台的两自由度模拟导引头光轴的进动,其余三自由度模拟弹体姿态运动,通过在远、近边界初始条件下,通过弹道的半实物仿真试验,可以验证,导引头跟踪回路的设计方案在末制导段飞行过程中安全可靠,可以实现精确命中目标.     

基于前馈控制的舰载光电跟踪技术

目标快速运动及舰载平台姿态变化使得舰载光电跟踪系统形成较大的跟踪误差.为了减小该误差,提出了一种基于前馈控制的补偿方案.该方案利用坐标变换给出了由船摇和目标运动引起的跟踪扰动量,并通过滤波求取该扰动量的一阶导数,以此作为跟踪系统的前馈量加入系统中,达到对扰动进行补偿的效果.仿真结果显示,系统的跟踪精度提高了一个数量级.     

可重构飞行控制系统的滑模自适应控制律设计

当飞行控制系统操纵面发生损伤故障时,结合自适应思想,采用滑模控制方法进行重构飞行控制系统的设计.采用单位向量法设计滑模控制器,这种控制器由线性部分和非线性部分组成.线性部分采用改进的线性二次型最优控制器法进行计算,而非线性部分采用自适应增益来更好地适应故障情况.利用某型飞机的纵向飞行控制系统模型进行仿真,结果表明,带有自适应增益的滑模控制方法不仅适合于正常情况下的飞控系统设计,而且对操纵面损伤故障情况具有较强的适应能力,与固定增益情况相比,具有更好的跟踪效果和重构控制效果.