基于虚拟滑模控制方法的非合作航天器姿态估计

针对非合作航天器的非线性姿态估计问题,提出一种利用虚拟滑模控制思想实现对目标航天器姿态参数估计的方法。将立体视觉系统输出的实时观测数据作为虚拟控制系统的输入,将航天器的姿态动力学数学模型作为虚拟的控制对象,采用滑模变结构控制器计算出虚拟力矩控制量,从而使虚拟航天器的姿态与观测姿态同步,虚拟航天器姿态即为非合作航天器姿态参数的估计值。仿真实验验证表明,在存在系统误差及状态量初始误差较大的情况下,所提出的基于虚拟滑模控制的估计算法估计效果优于扩展卡尔曼滤波算法,并较好地协调了变结构控制鲁棒性与平滑控制抖振之间的矛盾。     

一类挠性航天器的模糊控制

现代航天器的控制面临着挠性附件对本体姿态的耦合作用,本文将帆板挠性结构对本体姿态的影响增广进系统方程.将挠性航天器非线性状态方程表示为T-S模型.运用PDC(并行分配补偿)控制方法设计控制器,其思路是:首先采用极点配置设计局部反馈控制器,然后选用具有最大隶属度函数的局部控制器作为全局控制器,通过设计补偿控制器保证了闭环系统的稳定性.数值仿真结果表明该模糊控制器是行之有效的.     

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.     

导弹姿态全程滑态变结构模型跟踪控制系统设计

对导弹姿态控制系统俯仰通道进行建模,将全程滑态变结构控制与模型跟踪理论相结合,设计了导弹姿态全程滑态变结构模型跟踪控制系统.通过仿真,说明了此系统不仅有良好的跟踪性能,而且具有很好的鲁棒性能.     

航天器位置姿态的光学测量方法研究

航天器间相对状态(相对位置和姿态)的准确测量是编队飞行的航天器实现自主控制的重要基础.介绍了一种基于计算机视觉理论及相机成像原理的航天器间相对位置姿态的光学测量方法,测试系统结构及工作过程;推导了航天器间相对状态的测量算法,并对可能存在的误差源进行了分析.由于采用四元数法描述姿态、CMOS相机作为图像传感器,从而使得测量系统结构简单、体积小、重量轻、功耗低,算法简单、速度快,近距离测量精度高,能够广泛应用于空间合作目标间相对状态的测量.     

一类挠性航天器的模糊控制

现代航天器的控制面临着挠性附件对本体姿态的耦合作用。本文将帆板挠性结构对本体姿态的影响增广进系统方程。将挠性航天器非线性状态方程表示为T-S模型。运用PDC（并行分配补偿）控制方法设计控制器，其思路是：首先采用极点配置设计局部反馈控制器，然后选用具有最大隶属度函数的局部控制器作为全局控制器，通过设计补偿控制器保证了闭环系统的稳定性。数值仿真结果表明该模糊控制器是行之有效的。     

基于小波神经网络的航天器故障诊断方法

针对微小航天器集群的故障诊断问题,提出一种故障诊断(fault diagnosis,FD)新方法。依据小波神经网络(wavelet neural network,WNN)理论,结合航天器集群的领队航天器故障检测与系统重构问题,构建一种故障诊断框架,采用小波神经网络与神经网络相结合,得出航天器姿态故障诊断策略及卫星姿态故障重构技术,给出了领队航天器故障重构方案,并进行了仿真实验与验证。仿真结果表明,该故障诊断方法是有效性的、故障重构是可行性的。     

数字式导弹姿态控制系统的变结构控制

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。仿真结果验证了本文方法的有效性。     

坦克稳定器滑动模态变结构控制

介绍了用滑动模态变结构控制对坦克水平稳定器进行设计的方法。滑动模态变结构控制主要由求取切换函数及变结构控制两部分组成。采用最优化方法设计的切换函数,保证滑动模态稳定,用幂次趋近律确定变结构控制,使切换面以外的相轨线于有限时间到达切换面。在此基础上又进行了仿真实验,仿真结果显示,系统单位阶跃响应快速无超调,稳态误差为零,斜坡输入下能平稳跟踪。     

动能拦截器的动态滑模变结构姿控规律设计

研究了动能拦截器的动态滑模变结构姿态控制规律的设计.首先,建立了系统的纵向姿态运动模型,然后利用滑模变结构控制理论设计了控制规律,最后在考虑发动机最小作用冲量的基础上对控制规律进行了改进.该控制规律简单易行,仿真表明了该控制规律的有效性.     

Design of Neural Network Variable Structure Reentry Control System for Reusable Launch Vehicle

A flight control system is designed for a reusable launch vehicle with aerodynamic control surfaces and reaction control system based on a variable-structure control and neural network theory.The control problems of coupling among the channels and the uncertainty of model parameters are solved by using the method.High precise and robust tracking of required attitude angles can be achieved in complicated air space.A mathematical model of reusable launch vehicle is presented first,and then a controller of flight system is presented.Base on the mathematical model,the controller is divided into two parts：variable-structure controller and neural network module which is used to modify the parameters of controller.This control system decouples the lateraldirectional tunnels well with a neural network sliding mode controller and provides a robust and de-coupled tracking for mission angle profiles.After this a control allocation algorithm is employed to allocate the torque moments to aerodynamic control surfaces and thrusters.The final simulation shows that the control system has a good accurate,robust and de-coupled tracking performance.The stable state error is less than 1°,and the overshoot is less than 5%.     

旋转质量矩弹头双环滑模变结构姿态控制

为解决质量矩弹头的复杂非线性控制问题,把质量块运动引起的转动惯量的变化和惯性力矩作为参数不确定性因素,考虑了气动力矩参数的变化,提出了基于时间尺度分离的两环变结构姿态控制,设计了含有跟踪误差及其积分函数的滑动超平面,基于李雅普洛夫函数证明了能达阶段的收敛性,分析了闭环系统的稳定性.仿真结果表明,该控制策略具有很好的快速性、稳定性,对上述3种不确定性具有一定的鲁棒性.     

基于无源性的鱼雷非线性姿态系统滑模控制

将鱼雷纵向姿态系统的非线性模型转换为具有能量函数的广义哈密顿正则型（GHCT）,建立了控制律的设计方案。基于系统无源性分析方法设计了变结构滑模控制律,将切换函数作为输出,给出了新的滑模面设计条件,只需考虑在滑模面上的稳定性。该方法完全利用系统的非线性特性,通过无源性理论分析了滑模控制的可达性,而滑模控制能够提高鱼雷姿态系统的控制性能。仿真结果表明,实现了对鱼雷非线性姿态系统的滑模控制,且控制性能良好。     

带角度约束的倾斜转弯飞行器制导律设计

针对倾斜转弯飞行器以给定角度攻击目标的要求,考虑控制回路动态特性对制导的影响,研究了带角度约束的制导律设计方法。以倾侧角和法向过载指令为控制量,建立了含控制回路动态特性的设计模型; 基于该模型和多通道解耦的思想,提出带角度约束的滑模变结构制导律,通过调整趋近律参数消除抖振。理论分析表明:在初始阶段,该制导律较最优制导律对过载的需求小; 通过优化制导律参数,当系统进入滑模面后,飞行器能按最优制导律命中目标。仿真表明,该制导律在满足落点和落角要求的同时,具有对过载需求分配合理、速度损失小的优点。     

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。     

基于滑模变结构的无人直升机着舰控制研究

针对无人直升机着舰的特殊性,克服系统摄动、未建模动态及大气紊流的影响,提高舰载无人直升机着 舰的安全性和精度,基于滑模控制的方法分别设计了着舰控制系统的轨迹跟踪控制律和姿态控制律。采用基于输出 有界的twisting 控制器,通过轨迹跟踪算法保证生成有界的期望姿态角和总距;姿态部分采用小扰动线性化后的姿 态回路控制方程,设计了模型参考自适应滑模控制器,通过自适应项抵消外界干扰造成的误差,利用Lyapunov 稳定 性理论证明了系统的稳定性和跟踪误差收敛;通过仿真进行了实验验证。验证结果表明：所设计的控制器能够满足 无人直升机抗扰动和模型参数摄动的要求,并且设计方法简单,鲁棒性强,易于工程实现。     

多约束下距离加权最优滑模末制导律

为解决多约束下制导炮弹的精确制导问题,采用带有相对距离权函数的最优滑模末制导律,将权函数引入到最优制导律中,通过改变制导炮弹的运动轨迹、运动时间,进而增强制导精度。针对单权函数难以同时满足制导精度与导引头视线角、过载等约束的问题,采用不同权函数的分段加权方法解决加权最优末制导引起的制导问题。结合滑模变结构控制理论,设计分段加权最优滑模末制导律,增强制导系统的抗干扰能力。仿真验证结果表明,该末制导律既能解决过载、导引头视线角、落角等多约束情况下的精确制导问题,同时又具有一定的鲁棒性。     

旋转状态下姿态控制发动机喷流流场的数值模拟

为了对姿态控制发动机在旋转状态时的喷流流场进行数值模拟,并避开复杂的滑移网格技术,将惯性坐标系下的控制方程和数值计算边界条件用弹体旋转坐标系来表达,选用雷诺平均的旋转坐标系下的Navier-Stokes方程,算例计算结果与采用滑移网格技术得到的流场结构相比更接近实测且计算容易收敛,表明这种方法正确且简单可行。数值计算结果表明：在弹体直径以及喷口大小及入口条件一定的前提下,由于旋转引起的喷流流动的非对称性将直接影响到姿态喷流控制力的大小和方向,进而影响到姿态控制发动机的工作效率;随着旋转角速率的增大,推力矢量明显变化,控制推力偏转,使有效揎制推力减小,从而影响远程火箭弹的稳定性和姿态控制精度,并在一定程度上增加了燃气消耗量。     

折叠式共轴反桨无人机飞行控制技术研究

针对折叠式共轴反桨无人机的飞行控制问题,提出一种用于位置和姿态的反馈控制系统的反步滑模控制 算法。通过对无人机飞行状态进行分析,建立无人机的动力学模型,采用反步滑模控制算法设计折叠式共轴双旋翼 无人机的姿态和位置控制算法,并研发试验样机进行飞行测试实验。实验结果表明：对比传统串级比例-积分-微分 (proportional integral derivative,PID)控制算法,所提出的位置和姿态对反步滑模控制算法能有效地提高飞行稳定性。     

一种三维非线性免疫变结构制导律

针对导弹拦截过程中对目标机动未知的问题,将滑模变结构理论与免疫反馈理论相结合,设计了一种非线性免疫自适应变结构制导律。该方法首先根据李亚普诺夫稳定性理论,在滑膜变结构制导律的基础上,对目标的机动加速度进行自适应估计,消除了拦截过程中机动加速度干扰的非线性影响。其次应用免疫反馈的抗干扰和鲁棒性能,对滑模变结构控制中出现的抖振现象进行抑制和补偿。仿真结果表明,该制导律在目标作机动变速逃逸时仍能取得较好的拦截效果。