基于hp自适应伪谱法的空间机器人路径规划

针对空间机器人运动过程中基座姿态产生较大扰动的问题,基于hp自适应高斯伪谱法提出了一种以基座所受反作用力矩最小为目标函数的空间机器人路径规划方法.首先,综合考虑空间机器人运动过程中存在的关节角度约束、关节角速度约束、控制力矩约束及初始状态和终端状态约束等约束条件,将空间机器人路径规划问题看成满足一系列约束条件和边界条件并实现特定性能指标最优的最优控制问题.其次,结合hp自适应高斯伪谱法（hp-AGPM）与非线性规划技术,求解带有边界约束和路径约束的优化控制问题,得到满足约束且性能指标最优的空间机器人运动轨迹.最后,以平面2自由度空间机械臂为例对所设计方法进行仿真验证,并与其他伪谱法进行对比分析.仿真结果表明：本文算法能在10.6 s的时间内规划出满足各约束条件且容许偏差低于10^-6的最优运动轨迹,并且在计算速度和配点数量上都优于其他伪谱法.     

反临拦截弹中制导弹道在线优化设计

为了实现反临拦截弹中制导段的弹道在线优化,基于邻域最优控制(NOC)理论和改进间接高斯伪谱法(GPM)设计一种弹道在线生成算法.根据临近空间拦截作战特点设计弹道优化模型,基于NOC理论推导关于修正状态量和协态量的两点边值问题.对横截条件进行二阶变分,通过逆向递推将终端最优协态修正值表示成跟踪偏差和终端约束修正量的表达式.将拦截弹的当前状态量作为初始约束值,终端最优协态修正值作为干扰量,利用标称弹道数据,基于改进间接GPM求得控制修正量.仿真结果表明,所提出的方法可以快速生成一条修正弹道,且具有较高的终端修正精度.     

基于Radau伪谱法的非线性最优控制问题的收敛性

在过去的10年里,伪谱方法(如Legendre伪谱法、Gauss伪谱法、Radau伪谱法)逐步成为求解不同领域中非线性最优控制问题的一种高效、灵活的数值解法.本文从最优控制问题解的存在性、收敛性以及解的可行性3个方面对采用Radau伪谱法求解一般非线性最优控制问题解的收敛性进行研究.证明了原最优控制问题的离散解存在、存在收敛到原最优控制问题解上的离散解和离散形式的收敛解是原最优控制问题的最优解.在此基础上,证明了Radau伪谱法的收敛性.本文结论与现有文献相比,去掉了一些必要条件,更适合一般的非线性时不变系统.     

基于Gauss 伪谱法的导弹过渡段控制律设计

针对滑翔段到巡航段的过渡段控制问题,在考虑地球自转和冲压约束及巡航段初始状态约束条件下,建立了导弹控制律设计模型． 运用Gauss 伪谱法将最优控制问题转换为非线性规划问题,利用SNOPT 对非线性规划问题进行求解． 仿真结果表明Gauss 伪谱法对导弹滑翔段到巡航段的过渡段最优控制律求解是有效的。     

考虑导弹速度时变的角度约束最优中制导律

以导弹逆轨拦截高速运动目标为背景,本文运用间接高斯伪谱法设计带攻击角度约束的最优中制导律.通过零化弹目相对法向速度,将攻击角度约束转化为视线角约束.考虑导弹速度时变的情况,建立带角度约束的制导方程.根据极小值原理推导最优中制导律的解析表达式,运用高斯伪谱法对最优中制导律进行离散化,把微分方程转化为代数方程,避免了求解Riccati方程.该方法不需要预先知道导弹未来的速度信息,计算量小,具有较好的实时性.仿真结果表明该中制导律可以满足逆轨拦截对弹目交会角的约束,且中制导末端的过载较小.     

基于伪谱法的多导弹协同攻击研究

多导弹协同攻击是未来导弹技术发展的重要方向之一;研究了多导弹协同攻击问题;首先建立了导弹与目标的相对运动方程,然后对多导弹协同攻击问题以及hp-自适应伪谱法求解最优控制问题的基本原理进行了描述；将hp-自适应伪谱法应用到多导弹协同攻击的研究中,设计了一种基于伪谱法的多导弹协同攻击制导策略,并通过仿真算例对其进行了验证和分析;仿真结果表明:设计的多导弹协同攻击制导策略能够同时兼顾时间约束和角度约束,实现对固定目标的多导弹协同饱和攻击,具有一定的应用价值。     

桥式吊车系统的伪谱最优控制设计

对于桥式吊车系统的最优控制问题,根据实际的工况要求,性能指标有时不一定是标准的二次形式.同时,在实际的控制问题中,状态和控制输入往往会受到一些边界条件和路径过程中的约束.针对这一问题,本文应用Chebyshev伪谱优化算法来处理,它可以处理状态和控制约束的非线性最优化问题以及一个非标准的目标函数.首先对桥式吊车系统模型进行一系列的坐标变换,将其转变为上三角系统形式的误差模型.然后将桥式吊车最优控制问题转化成具有一系列代数约束的参数优化问题,即非线性规划问题.通过求解离散化后的参数优化问题,得到桥式吊车的最优控制律.本文还给出了Chebyshev伪谱最优解的可行性和一致性分析.最后,在仿真研究中验证该控制器的有效性.     

CG伪谱法在欠驱动航天器姿态机动最优控制中的应用

使用Chebyshev-Gauss(CG)伪谱法研究带动量轮和推力器的欠驱动航天器姿态最优控制问题.基于欧拉姿态角和动量矩定理导出两类航天器姿态运动模型,采用Clenshaw-Curtis积分近似得到性能指标函数中的积分项,应用重心拉格朗日插值逼近状态变量和控制变量,将连续最优控制问题离散为具有代数约束的非线性规划(NLP)问题,通过序列二次规划(SQP)算法求解.数值仿真结果表明,对两类欠驱动航天器的姿态机动最优控制均能达到设计控制要求,得到的姿态最优曲线与验证得到的曲线几乎完全重叠.     

计算机数控系统光滑时间最优轨迹规划

基于控制向量参数化(CVP)方法, 研究了计算机数控(CNC)系统光滑时间最优轨迹规划方法. 通过在规划问题中引入加加速度约束, 实现轨迹的光滑给进. 引入时间归一化因子, 将加加速度约束的时间最优轨迹规划问题转化为固定时间的一般性最优控制问题. 以路径参数对时间的三阶导数(伪加加速度)和终端时刻为优化变量, 并采用分段常数近似伪加加速度, 将最优控制问题转化为一般的非线性规划(NLP)问题进行求解. 针对加加速度、加速度等过程不等式约束, 引入约束凝聚函数, 将过程约束转化为终端时刻约束, 从而显著减少约束计算. 构造目标和约束函数的Hamiltonian函数, 利用伴随方法获得求解NLP问题所需的梯度.     

求解最优控制问题的Chebyshev-Gauss伪谱法

提出了一种求解最优控制问题的Chebyshev-Gauss伪谱法, 配点选择为Chebyshev-Gauss点. 通过比较非线性规划问题的Kaursh-Kuhn-Tucker条件和伪谱离散化的最优性条件, 导出了协态和Lagrange乘子的估计公式. 在状态逼近中, 采用了重心Lagrange插值公式, 并提出了一种简单有效的计算状态伪谱微分矩阵的方法. 该法的独特优势是具有良好的数值稳定性和计算效率. 仿真结果表明, 该法能够高精度地求解带有约束的复杂最优控制问题.     

基于分层多目标优化算法的无线网络规划

为满足时分-同步码分多址(TD-SCDMA)网络规划性价比最优化的需求,设计网络规划分层优化模型,该模型能很好地解决覆盖和容量的关系。为求解该模型,提出分层多目标优化算法,该算法能根据实际规划区域决定目标函数的优先层次,满足TD-SCDMA网络规划的目标和要求,并可在给定条件下实现基站布局最优。     

Solution for state constrained optimal control problems applied to power split control for hybrid vehicles

This paper presents a numerical solution for scalar state constrained optimal control problems. The algorithm rewrites the constrained optimal control problem as a sequence of unconstrained optimal control problems which can be solved recursively as a two point boundary value problem. The solution is obtained without quantization of the state and control space. The approach is applied to the power split control for hybrid vehicles for a predefined power and velocity trajectory and is compared with a Dynamic Programming solution. The computational time is at least one order of magnitude less than that for the Dynamic Programming algorithm for a superior accuracy.     

Integrated aircraft control for rendezvous of aircraft-launched missiles with radiating targets

This paper solves the problem of rendezvous of an aircraft-launched missile with a maneuvering radiating target so as to maximize the launch range (agreed launch conditions). The information maneuver (vertical, horizontal, and spatial) of the aircraft that maximally improves the accuracy of radiating target tracking and is executed before the aircraft meets the agreed launch conditions is determined. An algorithm for determining the current demands for aircraft control with respect to bank angle and load factor is developed to solve the problem of rendezvous with each tracked target. The integrated aircraft control is based on choosing a priority target at the current time and supplying the current control demand in terms of the desired bank angle and load factor.     

一类受限线性系统的最优控制

研究了一类受限线性系统的最优控制问题.对于输入和状态联合受限线性系统的最优控制,引入多参数二次规划方法进行求解;首先将控制问题转化为标准的多参数二次规划问题,然后应用多参数二次规划方法求得系统的可行状态空间及其子空间,并对每个子空间的求出其时变最优控制率,最后归纳上述过程得到一般性结论.方法不仅能使系统约束的处理更加系统化和透明化,还可以获得系统的显式分段仿射控制率.仿真结果表明了该方法的有效性.     

MRMR和SSGMM联合分类模型的煤泥浮选系统药况图像识别

为解决煤泥浮选过程依靠工人肉眼识别泡沫特征来调节药剂用量,造成药剂浪费,产品质量不合格的问题,提出一种MRMR和SSGMM联合分类模型的药况图像识别方法.针对泡沫图像的形态、纹理、颜色特征与泡沫类别具有不同程度的相关性.将精煤灰分作为泡沫的类别信息,利用最大相关最小冗余(MRMR)算法筛选最优特征;针对传统的高斯混合模型(GMM)在聚类时,存在结果需人为判断实现分类的问题,通过引入少量已知加药状况下的泡沫图像特征样本对其改进,构建半监督高斯混合模型(SSGMM)泡沫图像聚类器.将优选的且具有少量先验标签信息的多维泡沫图像特征融合到SSGMM聚类模型中,利用少量的标记样本引导聚类,并将其标签信息映射给聚类结果实现自动分类.实验表明,这种联合分类模型提高了泡沫识别的准确性,为药剂用量的准确控制与精煤产品质量提供了关键技术支持.     

Shared control for lane keeping assistance system based on multiple-phase handling inverse dynamics

To achieve user-friendly design, a novel shared control scheme for Lane Keeping Assistance (LKA) system is proposed in this paper. Instead of adjusting the control authority allocation, the proposed scheme achieves shared control by adjusting the displacement interval between each phase. Through this scheme, we aim to design a LKA system which can realize continuously shared control between assistant controller and human driver with a fixed driving authority allocation strategy. Firstly, the shared control problem is formulated as a multiple-phase inverse dynamics problem; then we covert the inverse dynamics problem into an Optimal Control Problem (OCP). Secondly, by applying Radau Pseudospectral Method (RPM), the OCP is converted into a Nonlinear Programming Problem (NLP), which is then solved by Sequential Quadratic Programming (SQP). Finally, simulations under two typical conditions are implemented to validate the effectiveness of the proposed shared control approach.     

Linear optimal stochastic control using instantaneous output feedback‡

The problem of determining the linear feedback control of the instantaneous system output which minimizes a quadratic performance measure for a linear system with state and control-dependent noise is solved in this paper. Both the finite and infinite terminal time versions of this problem are treated. For the latter case, a sufficient condition for the existence of an optimal control is obtained. For the finite terminal time problem, it is shown that a two-point boundary value problem must be solved to realize the optimal control. For the infinite terminal time case, two non-linear matrix equations must be solved to realize the optimal control. Some discussion on the numerical methods used by the author to solve these equations is included in the paper.     

飞机线缆自动检测系统布局优化设计研究

针对大型飞机约40000测试点的线缆自动检测系统中测试箱点数、测试箱位置和测试设备间控制电缆连接路径进行优化设计。利用近邻交换法实现机载插头自动分类,并基于0-1背包求解方法提升测试箱可接入点数利用率;利用分步遗传粒子群算法,以转接电缆总长最短为目标,优化测试箱可接入点数和测试箱位置;将控制电缆连接路径抽象为多支路无返回旅行商问题,取测试箱空间位置为节点,测试箱之间的控制线缆为边,测试箱内的对接点数量为权重,构建无向加权网络模型,并以支路总长最短、支路均衡为目标,采用混合离散粒子群算法搜索最佳连接路径,实现测试系统多支路优化设计。与原设计结果相比,测试箱可接入点数利用率从89.7%提高到100%,减少转接电缆10%、控制电缆18%。对线缆自动检测系统测试方案中待优化项目进行数学建模,涵盖了转接电缆的插头分类模型建立、转接电缆长度计算模型建立和控制电缆长度计算模型建立,并基于粒子群智能优化算法,优化线缆自动检测系统布局,从而达到了飞机线缆自动检测系统轻量化设计及最优成本实现。     

Optimal horizontal guidance law for aircraft in the terminal area

The automation of many of the functions currently performed by the controllers and pilots is essential for a safe and efficient air traffic control (ATC) system. A major aspect of the overall ATC system is the guidance and flight control of aircraft. This paper deals with the horizontal guidance of aircraft in and near the terminal area. The problem of guiding an aircraft in minimum time from an arbitrary point to the outer marker is formulated as a nonlinear optimal control problem, and the control law solution is obtained by the application of the maximum principle. It is found that for some initial states the problem is singular. Furthermore, the extremal controls for this problem are not unique. Consequently, the optimal controls must be obtained on the basis of the value of the performance index. The control law is implemented in the form of a digital computer program which computes the optimal trajectory for arbitrary initial conditions.