考虑前馈作用的BTT导弹自动驾驶仪设计方法研究

针对BTT导弹自动驾驶仪的设计要求,文章提出了一种考虑前馈作用的导弹自动驾驶仪控制器设计方法。基于该型导弹三通道弹体数学模型,建立了自动驾驶仪控制系统数学模型。应用增益技术和递推设计方法,并基于过载稳定跟踪控制的设计要求,提出了一种全局非线性稳定控制策略,设计了连续的非线性自动驾驶仪,解决了该导弹俯仰通道的前馈问题;对于偏航通道,通过设计三通道协调控制律,将有前馈的自动驾驶仪设计问题转化为无前馈的设计问题;同时也利用滑模变结构控制原理解算出了横滚通道的舵偏角指令。数字仿真结果表明,所设计的自动驾驶仪控制系统可有效克服前馈问题所产生的稳态误差以及不确定性因素的影响,同时也提高了跟踪精度,并具有良好的动态特性和稳态品质。     

战术导弹滚转通道自动驾驶仪设计

现代战争对战术导弹的性能提出了很高要求,新型战术导弹须具有强抗干扰能力和大机动能力.对于滚动通道而言,自动驾驶仪主要需要克服导弹大攻角飞行时产生的诱导滚转力矩.通过将滚转角的积分引入常用的滚转两回路控制结构,得到滚转三回路控制结构,基于二分法进行自动驾驶仪的参数设计.仿真结果表明,滚转三回路控制结构具有更强的抗干扰能力.     

一种寻的制导导弹模型参考变结构自动驾驶仪的设计

设计某寻的导弹的自动驾驶仪回路 ,使导弹控制系统在正确响应制导指令的同时 ,对弹体气动力参数变化、量测噪声等具有很好的抑制作用 .将模型参考自适应控制方法与变结构控制方法相结合 ,为某型导弹设计了结构简单、实现方便的模型参考变结构控制系统 .仿真结构表明 ,模型参考变结构自动驾驶仪不仅能准确传递制导指令 ,而且具有很好的鲁棒性 ,能有效地抑制气动力浮动、量测噪声等干扰因素     

满足增益相位裕度的自动驾驶仪结构化H_∞综合

针对具有静不稳定特性的高超声速飞行器,提出了一种同时满足增益裕度和相位裕度要求的飞行器自动驾驶仪设计方法。在预先设定自动驾驶仪结构的前提下,建立满足系统增益和相位裕度的H_∞范数性能指标,使用结构化H_∞综合方法求解使性能指标H_∞范数指标最优的自动驾驶仪参数。控制系统稳定裕度由标称系统增益放大补灵敏度传递函数的H_∞范数约束。这种约束方法把对系统的稳定裕度约束转化为复平面上开环系统Nyquist曲线到满足系统稳定裕度圆盘边界的距离约束。求解控制器参数时,在控制器设计指标中引入调节参数,通过调节参数的迭代变化,改变开环系统Nyquist曲线与稳定裕度圆盘边界的距离,减小控制器的保守性。这种自动驾驶仪的设计方法可同时适用于静稳定系统和静不稳定系统。将此方法应用在高超声速飞行器过载跟踪自动驾驶仪的设计中,仿真结果表明,自动驾驶仪具有良好的动态和稳态性能,并且控制器满足期望的稳定裕度。     

依据飞行器飞行条件优化设计自动驾驶仪参数的方法

定点设计和多点拟合是利用增益调度法进行飞行器控制回路设计的一种方法,针对增益调度设计方法中存在的计算量大问题,给出了以线性规划为基础优化设计自动驾驶仪参数的方法和设计流程,该方法克服了原有设计方法中人工试凑较多的弊端,降低人为因素对设计工作的影响,缩短了设计时间,实现了设计工作程序化、自动化,减轻了自动驾驶仪研究者设计与计算工作量,为综合时变控制系统提供一种有效的工程方法,通过对某型飞行器滚动回路的自动驾驶仪设计及数学仿真研究,验证了方法的正确性和可行性。     

某型无人机舵控系统的设计与仿真

基于某型无人机飞行控制地面仿真验证系统的需要,分析了其舵机控制系统各组成部分的原理,利用Simulink工具箱建立了电传舵控系统的数学模型,对转速控制律和位置控制律进行了设计.对带有转速控制回路和未加转速控制回路的舵机控制系统以及加入扰动后的舵机控制系统分别进行了仿真验证.仿真结果表明：所设计的舵机控制系统动态性能及跟踪性能好,抗干扰能力强,能够满足某型无人机飞行控制的要求及飞行控制地面仿真验证系统的需要,为该系统的研究提供了技术保障.     

D-4自动控制系统设计特点

本文介绍的是小型无人驾驶飞机 D-4的自动驾驶仪及航迹定位导引系统方案的选取与设计。为满足使用者对飞机飞行质量的要求,在重量与体积的苛刻限制下,不能选用现成的自动驾驶仪和航迹定位导引系统,因此,必须设计新系统。在自动驾驶仪系统中,研制了间接航向平台代替航向陀螺,省略了方向舵控制回路、几个速率陀螺等一些元部件。选用了小型电压记忆式高度差传感器。使整个系统不仅重量轻、体积小,而且价钱便宜,具有良好的经济性。经过飞行试验证明,所确定的自动驾驶仪和航迹定位导引的控制参数是合理的,满足了使用要求。文中还介绍了一些应用试验成果。     

一种地形跟随飞行控制系统的非线性设计方法

提出了一种非线性控制方法。该非线性控制方法体现了按误差大小自动调整误差和误差变化对控制作用的权重。该方法具有带优化的修正函数，并且以解析形式表达，因此便于控制器参数调整与控制系统优化设计，可设计出高精度的非线性控制系统。用该方法对某型飞机地形跟随飞行控制系统进行了设计与仿真，并与常规控制方法进行了比较。仿真结果表明：用提出的非线性控制方法设计的地形跟随飞行控制系统具有优良的地形跟随性能。     

直接自适应鲁棒飞行控制技术研究

为了克服不确定因素的影响,提出了一种基于直接自适应控制的鲁棒飞行控制系统设计方法,首先采用优化算法设计了补偿器以保证系统的正实性并且使得系统对模型不确定性具有鲁棒性,然后根据飞行品质的要求选择参考模型以实现良好跟踪,同时采用对误差的积分以加强控制系统的鲁棒性,接着利用李亚普诺夫稳定性定理证明了系统的渐近稳定性,最后应用某型飞机侧向控制系统进行仿真,结果显示所设计的飞行控制系统具有良好的自适应跟踪性能和鲁棒性能.     

基于μ综合方法的飞机纵向鲁棒飞行控制系统设计

针对飞行控制系统设计中存在的飞机自身与外界干扰的许多不确定因素的影响,采用μ综合控制方法,根据飞行品质要求,构造了飞机纵向飞行控制系统μ综合控制设计框架,选取了不同环节的权函数。以某推力矢量飞机纵向为例,对其进行了μ综合设计并进行了数字仿真。仿真结果表明,所设计的飞行控制系统不仅具有良好的动态性能,并且具有良好的鲁棒稳定性和鲁棒性能。     

Effect of Autopilot Structure on Proportional Navigation Guidance

The dynamic characteristics of acceleration autopilot and attitude autopilot are discu.ssed in detail. Also, a comparison study was made between these two different types of control schemes for guidance loop. By means of simulation, it is concluded that the guidance accuracy is mainly determined by the slowest subsystem among different system dynamics. For air-to-ground missiles, with limited terminal guidance time, the control scheme of acceleration autopilot combined with proportional navigation guidance （PNG） law is the better choice.     

Implementation of VxWorks in autopilot for micro aerial vehicle based on PXA255 and FPGA

The overall hardware construction of autopilot within micro aerial vehicle is presented.The boot process of VxWorks real-time operating system as well as the conception and function of board-support package(BSP)is described.And the transplantation process of the VxWroks operating system into the hardware platform mentioned above is highlighted.It is shown from the final results that VxWorks has high stability and real-time performance,ensuring accurate flight control and a smooth flight of the micro aerial vehicle.     

再入飞行器横侧向耦合多变量姿态控制技术研究

结合多变量控制理论和定量反馈理论(QFT),设计了飞行器的横侧向耦合多变量姿态控制系统。通过飞行器的飞行仿真表明,多变量控制系统可以在存在较大不确定性的情况下,确保对横侧向指令进行精确跟踪,具有较强的鲁棒性。针对高速再入飞行器的弱气动条件下偏航控制不理想的问题,充分利用飞行器的多变量特性,利用副翼对偏航的耦合影响,用以协调控制偏航通道的姿态角。仿真结果表明,该方法达到了优化偏航通道控制的目的。     

倾斜转弯导弹自动驾驶仪设计中的前馈问题研究

针对倾斜转弯（ＢＴＴ）导弹自动驾驶仪设计，提出了一种新的解决前馈问题的方法．该方法通过引入低通滤波器和静态补偿控制律解决ＢＴＴ导弹俯仰通道的前馈问题，通过设计三通道协调控制律解决偏航通道的前馈问题．最后，进行了数字仿真，得到满意的结果．     

弹性飞行器运动耦合特性分析

本文由弹性飞行器纵向运动扰动方程,研究了刚体姿态运动与弹性振动的典型耦合机理及特点,给出了运动耦合的稳定准则,以及对应于非耦合系统的响应误差估计.并以实例给予了验证.     

一种智能反步控制方法及其应用

针对反作用射流导弹的非线性和参数不确定性严重的特点,提出一种鲁棒自适应反步智能控制(Backstepping)方法。通过非特定的Lyapunov函数,采用遗传算法优化Backstepping镇定系数,得到适当的函数降低了当镇定系数不当时跟踪误差对控制律的影响。结合模糊小脑模型(FC-MAC)神经网络,推出系统参数不确定时的鲁棒控制律,克服了传统自适应反步法对模型不确定性要求线性有界问题。仿真结果表明,这种结合Lyapunov函数选择和参数优化的Backstepping方法鲁棒性强,受参数变化影响小。     

Research on Variable Structure and Adaptive Control for Strap-on Rocket

固体捆绑运载火箭变结构自适应控制

陈曦,刘玉玺,汪轶俊

（上海宇航系统工程研究所）

创新点说明：

对于新型固体捆绑火箭而言,由于箭体安装固体助推器,存在推力偏差较大、推力同步性较大的问题,导致火箭的结构干扰增大。安装尾翼外干扰增大,如经过大风区时,风干扰对箭体产生较大的影响。同时考虑建立动力学模型的过程中存在的参数不确定性、参数摄动、三通道间耦合的问题,传统的控制方法难以满足新型固体捆绑火箭的要求,因此本文率先将基于模型参考的变结构自适应控制方法应用于固体捆绑运载火箭上。

研究目的：

本文针对固体捆绑运载火箭控制系统的特点,应用变结构自适应控制理论,设计适用于固体捆绑运载火箭的控制系统,保障固体捆绑运载火箭的正常飞行。

研究方法：

（1）建立固体捆绑运载火箭动力学模型,考虑模型中参数不确定性、未建模动态及通道间耦合;

（2）分析固体捆绑运载火箭存在的干扰,例如：四个固体助推带来的推力偏差、推力不同步性、推力线偏斜,质心横移、芯级、发动机及尾翼安装误差、芯级发动机液体燃料晃动、箭体弹性振动等各类结构误差及风干扰等外干扰;

（3）针对固体捆绑运载火箭设计变结构自适应控制律的设计并证明其稳定性;

（4）Simulink仿真分析验证。

结果：

本文使用变结构自适应控制理论设计的控制系统可全局渐进稳定,三通道姿态角跟踪误差较小,姿态角收敛速度较快,系统性能良好,可有效处理各类结构干扰、外干扰、气动参数不确定性及未建模动态等问题,该控制系统的动态特性及控制品质良好,具有工程应用的前景。

结论：

本文将基于模型参考的变结构自适应控制方法应用于新型固体捆绑运载火箭的控制系统的设计中。给出了仅有俯仰方向有大姿态变动的条件下的火箭动力学偏量模型,并在此基础上设计变结构自适应控制律,同时证明了该控制系统的稳定性。本文通过理论及仿真分析,证明了变结构自适应控制理论在新型固体捆绑运载火箭上的应用可行性,具有一定的工程应用前景。

关键词：运载火箭;模型参考;变结构控制;自适应控制

     

BTT导弹滚转通道的非奇异终端滑模控制

针对二阶不确定系统,提出了一种基于非奇异终端滑模的模型参考变结构控制方案,并将其应用于BTT（Bank-To-Turn）导弹滚转通道自动驾驶仪的设计。对BTT导弹滚转通道模型进行仿真研究,结果表明：应用该方案设计的BTT导弹滚转通道能够保证弹体对参考模型稳定可靠地跟踪,气动参数大范围内变化时,控制系统仍具有良好的跟踪性能和动态品质,并显示出很强的鲁棒性与适应性;当系统存在气动参数摄动和外界干扰时,非奇异终端滑模控制仍具有很高的跟踪精度。该方案能克服普通终端滑模控制的奇异问题,同时确保系统跟踪误差在有限时间内收敛至平衡点,有效改善了变结构系统的控制精度。     

无人机三维编队飞行模糊PID控制器设计

针对无人机编队飞行控制系统,引入编队飞行几何关系,建立了三维编队飞行数学模型,在速度、航向和高度三个通道加入了误差的线性混合器,并分别设计了基于模糊PID的编队飞行控制器.仿真结果表明,所设计的控制器可以通过控制间距方便有效地控制无人机编队飞行,实现在机动过程中保持队形,以及合理地进行编队队形变换.这种控制方法超调量较小,鲁棒性强,优于传统控制器.