空空导弹增益调度鲁棒H_∞控制自动驾驶仪设计

为了满足空空导弹大空域、高机动飞行的技术指标要求,提出了BTT导弹的增益调度鲁棒H∞自动驾驶仪设计方法;建立了BTT导弹线性变参数(LPV)系统数学模型;提出了LPV系统增益调度鲁棒H∞控制设计方法和设计过程;通过把BTT导弹自动驾驶仪分为俯仰、偏航/滚转通道分别进行设计,并以俯仰通道为例进行了仿真验证;仿真结果表明该控制算法具有良好的控制性能,从而,验证了增益调度鲁棒H∞控制算法的正确性和有效性。     

空空导弹大攻角俯仰自动驾驶仪设计

研究导弹自动驾驶仪优化控制问题,针对空空导弹在大攻角飞行过程中,系统的空气动力学特性存在强非线性耦合和参数不确定性,引起系统稳定性差.为了提高系统性能,在导弹俯仰运动的非线性数学模型的基础上,以导弹攻角为被控信号,舵偏角指令为输入信号,提出采用反馈线性化方法对导弹模型进行线性化,然后运用变结构控制理论进行控制器设计.控制器结构简单,易于实现,能够抑制被控对象中存在的不确定性.并通过数学仿真与全状态反馈控制方法设计的控制器进行了比较.结果表明采用反馈线性化和滑模变结构方法设计的控制系统对气动参数摄动和外部扰动具有较强的鲁棒性.     

机动弹头末制导模糊控制研究

机动弹头在末制导段的飞行参数随着飞行条件的变化而发生较大变化,呈现严重的非线性,给控制系统设计带来较大困难.结合模糊控制和PID控制的优点,从工程实用的角度出发提出了一种基于模糊PID控制器设计的方法.模糊控制系统对系统的参数变化有较强的适应能力,尤其适合于数学模型未知、非线性的、复杂的对象.模糊控制器可根据系统的误差和变化对PID控制器参数进行自动优化和调整,然后用同法设计导弹的俯仰通道模糊控制器,并与传统的PID控制器进行分析对比,最后在六自由度模型上进行仿真.仿真结果表明控制器能够满足机动弹头末制导控制系统要求.     

BTT导弹H∞鲁棒自动驾驶仪的6DOF数学仿真

该文Ｈ∞对控制方法设计的ＢＴＴ导弹自动驾驶仪进行六自由度（６ＤＯＦ）数学仿真，与传统的逐段切换自动驾驶仪增益以控制导弹沿全弹道飞行方法相比，本仿真仅用对标准弹道上上某特征设计的一个Ｈ∞鲁棒自动驾驶仪控制导弹的全弹道飞行，仿真结果表明，设计的Ｈ∞鲁棒自动驾驶仪控制导弹在大域内稳定，准确地飞行，在满足一定的性能指标要求的前提下系统有很强的鲁棒稳定性。     

中远程导弹最优中制导律设计

研究导弹的制导优化性能,中远程导弹中末交接班时导弹飞行速度,是影响脱靶量的重要因素.为使导弹在中末交接班点的速度达到最大,同时使导弹的弹道倾角满足约束条件,提出采用一种使末速最大的最优中制导律.制导律是法向加速度指令,控制增益是一个关于速度、位置等飞行状态以及弹道约束条件的函数,并且变化范围很小.为便于工程应用,控制增益取为固定值.进行仿真的结果显示,导弹在中末交接班时速度达到最大,同时弹道倾角也能够满足弹道约束条件,提出的最优中制导律达到了设计要求,可为设计应用提供依据.     

再入段弹道导弹的最大可用舵偏角分析

导弹的控制能力是限制其制导控制系统性能指标的主要因素,如果未能充分考虑该因素的影响,会导致独立设计的制导律与姿态控制律的不匹配性,从而降低导弹初期设计工作的实用价值。考虑到最大可用舵偏角是再入段弹道导弹控制能力的一种直观体现,通过数学推导方式获得其解析表达式,并设计了与之对应的算法。利用风洞吹风试验数据,该算法可解算出一定飞行状态(包括高度、马赫数、攻角和侧滑角)下导弹各个舵的最大可用偏角,用于定点的静态分析或弹道的动态分析。借助于Matlab/Simulink计算机仿真手段,分析了某弹道内各个舵可用舵偏边界的变化规律,并绘制出相应的数据曲线,该曲线为导弹设计初期姿态控制系统的设计提供了约束条件和控制裕度的参考依据。     

大包络飞行BTT导弹多模鲁棒控制方法研究

在导弹飞行控制器优化设计的研究中,针对大包络飞行BTT导弹全局H∞鲁棒控制器的设计问题,为了提高系统的稳定性和抗干扰性,将多模型自适应控制方法与传统的控制器增益调度方法相结合,提出一种适合于BTT导弹H∞鲁棒控制器的增益调度方法.针对各子工作区离线设计满足要求的常值参数鲁棒控制器,飞行过程中通过实测的调度参数对各鲁棒控制器输出进行平滑切换,避免引起的参数误差,消减了高阶H∞鲁棒全局控制器参数脆弱性问题的影响.实现对大包络飞行BTT空空导弹姿态稳定性控制,并通过数字仿真验证了方法的有效性.     

卫星制导炸弹参数空间法控制器设计

针对卫星制导炸弹在飞行过程中存在的参数摄动问题,特别是大空域参数时变,经典控制理论所设计的控制器难以满足要求.为消除干扰,保证系统的稳定性,采用参数空间法设计卫星制导炸弹的飞行控制系统,以适应其参数的大范围的变化,提高了控制精度.对某型号卫星制导炸弹,设计了俯仰通道的参数空间法控制律,给出了卫星制导炸弹控制系统计算机辅助设计的算法.数字仿真结果表明,方法能有效地解决卫星制导炸弹参数摄动带来的控制器设计问题,增强了控制系统的稳定性和鲁棒性.     

小型无人机舵面故障的控制重构设计

小型无人机一般采用单余度设计,舵面故障后重构控制只能根据系统解析冗余进行设计,传统辨识方法复杂而且往往不能满足无人机重构控制的实时性。对由于舵面故障多样性引起的无人机参数大范围跳变进行分析,采用基于线性模型的方法离线重构控制器参数,实际飞行中在线自适应选择控制律,并针对存在大扰动的重构过程设计了动态补偿方案,保证无人机在故障发生后重构完成前的过渡过程的安全性。仿真实验表明,该方法能满足无人机舵面故障时控制律重构的实时性要求,保证过渡过程平稳,而且基于线性模型的控制器设计方法简便,工程实用性强。     

超前补偿技术在弹道导弹制导设计中的应用

为解决弹道导弹飞行过程中动态特性不足的问题,运用超前补偿技术改善弹道导弹的动态特性。根据弹道导弹的运动特点,建立导弹运动特性方程和各系统传递函数,通过调整增益和恰当的补偿,使其制导系统性能满足导弹弹道控制要求,并仿真验证使用超前补偿技术前后的导弹飞行动态特性及稳态特性。     

基于LQR最优控制规律的巡航导弹控制器设计

：为缩短导弹飞行过程中的经历位移,达到精准巡航定位的目的,设计基于LQR最优控制规律的巡航导弹控制器。按照导弹动力电路的供应需求,连接PID控制元件、巡航执行器、纵向导弹弹射器及射程调节器,搭建巡航导弹控制器的主体结构单元。根据控制模块的初始化标准,实现控制系数的模糊化处理,再联合巡航规则库,统计LQR控制系数的实际优化效果,完成基于LQR最优控制规律的巡航建模控制器灵敏度分析,实现巡航导弹控制器的顺利应用。对比实验结果表明,与普通元件控制设备相比,应用课题所设计的新型控制器设备后,导弹飞行位移由93000Km降低至60000Km左右,UDA主导系数也超过1.0,能够解决导弹巡航定位精确性不达标的问题。     

Development and Application of Controller for Transition Flight of Tail-Sitter UAV

There is renewed interest in tail-sitter airplanes on account of their vertical takeoff and landing capability as well as their efficient horizontal flight capabilities. The transition from a vertical near-hover mode to a horizontal cruise mode is a critical component of the tail-sitter flight profile. In practice, this transition is often achieved by a stall-and-tumble maneuver, which is somewhat risky and therefore not desirable, so alternative maneuvering strategies along controlled trajectories are sought. Accordingly, this paper presents the synthesis and application of a transition controller to a tail-sitter UAV for the first time. For practical reasons, linear controllers are designed using the PID technique and linked by gain scheduling. The limits of the PID controller are complemented by a so-called $\mathcal{L}_{1}$ adaptive controller that considers the coupling effect, reduces the effort for appropriate gain selection, and improves the tracking performance at different points during operation. Each transition trajectory is controlled by the flight velocity and path angle using dynamic inversion. The transition control law is tested on a tail-sitter UAV, an 18-kg vehicle that has a 2-m wingspan with an aspect ratio of 4.71 and is powered by a 100-cm³ gasoline engine driving an aft-mounted ducted fan. This paper describes not only the synthesis and the onboard implementation of the control law but also the flight testing of the fixed-wing UAV in hover, transition, and cruise modes.     

Intelligent rudder control of an unmanned surface vessel

Trajectory tracking control for unmanned marine surface vessels (USV) is quite complex because of the strongly non-linearity of the system and the presence of uncertainties and environmental changing conditions. To face those issues, in this paper intelligent and conventional strategies are used as the main control framework for the rudder angle of an USV. The guidance law calculates the desired angle and estimates the trajectory based on the dynamic model of the autonomous ship, which has been generated from real data obtained from experiments with a scale prototype. The model accounts for the physical limitations of both the rudder and the ship propulsion system. An adaptive control law is first proposed which is suitable for any different trajectory and can deal with varying path shapes. This gain scheduling approach utilizes PID controllers whose tuning parameters have been optimized by genetic algorithms (GA) for the different operation points (GS-PID-GA). Besides, a fuzzy logic controller (FLC) is designed to deal with the uncertainties of the dynamics and to include the expertise of an operator. Simulations validate the effectiveness of the proposed control approaches that have been compared with conventional control.     

一种空间曲线轨迹跟踪的无人机自适应导航控制算法

随着固定翼无人机飞行任务复杂化,为了实现高精度的空间曲线导航控制,基于L1-Navigation非线性导航控制算法,设计自适应模糊控制器优化固定翼无人机跟踪空间曲线导航控制方法。以球面上的空间八字曲线为例,对八字曲线建模,通过坐标转换求得目标航点位置来计算无人机飞行加速度。为了优化加速度控制无人机跟踪空间曲线性能,在L1-Navigation导航控制器中,针对增益系数设计一个双输入单输出模糊控制系统,以轨迹误差和轨迹误差变化率为输入量,以计算横向加速度的增益系数常数为输出量。最后,在Ardupilot飞控中进行飞行模拟实验,飞行实验表明,所提出方法能够精确跟踪空间曲线路径,并且有很好的自适应性。     

高超声速飞行器飞行轨迹的模糊控制设计

针对高超声速飞行器飞行过程中因干扰造成的飞行轨迹散布问题,提出了采用飞行器飞行轨迹的模糊控制设计方法。方法以高超声速飞行器飞行轨迹线偏差和线偏差变化率作为模糊控制器输入,采用模糊推理设计飞行控制系统。在完成高超声速飞行轨迹控制系统数学建模的基础上,结合自动驾驶仪特点对飞行轨迹模糊控制系统进行了设计。结论通过仿真表明所设计的飞行控制系统满足飞行轨迹及攻角性能要求,验证了方法的正确性。     

适用于制导控制一体化的模糊滑模方法

为了提高打击大机动目标命中率、机动性和燃油利用率, 设计一种适用于制导控制一体化的模糊滑模方法. 建立拦截导弹制导控制一体化模型, 选取零控脱靶量作为滑模面, 将制导律嵌入控制器的设计中, 并将运动学关系与 动力学特性有机融合. 在滑模控制器中加入模糊环节, 有效克服了滑模方法的抖振问题. 目标蛇形机动的弹道仿真结果表明, 所提出方法可以有效提高系统各方面的性能.

     

基于贝叶斯优化算法的巡航导弹航迹规划

巡航导弹作为一种精确打击武器在现代战争中发挥着越来越大的作用。巡航导弹的航迹规划是巡航导弹前期任务计划的重要内容。传统的巡航导弹航迹规划算法大都存在一些难以克服的缺陷,因此该文提出了利用贝叶斯优化算法来对巡航导弹进行航迹规划,贝叶斯优化算法是一种基于图形模型的优化算法,他是对遗传算法的改进,克服了遗传算法的不足,加快了优化过程的收敛速度,并保持了遗传算法的优点。该文介绍了利用贝叶斯优化算法对巡航导弹航迹规划的过程,并通过对具体例子的操作证明了此算法的快捷性。     

Locomotion Control of a Hydraulically Actuated Hexapod Robot by Robust Adaptive Fuzzy Control with Self-Tuned Adaptation Gain and Dead Zone Fuzzy Pre-compensation

Hydraulically actuated robotic mechanisms are becoming popular for field robotic applications for their compact design and large output power. However, they exhibit nonlinearity, parameter variation and flattery delay in the response. This flattery delay, which often causes poor trajectory tracking performance of the robot, is possibly caused by the dead zone of the proportional electromagnetic control valves and the delay associated with oil flow. In this investigation, we have proposed a trajectory tracking control system for hydraulically actuated robotic mechanism that diminishes the flattery delay in the output response. The proposed controller consists of a robust adaptive fuzzy controller with self-tuned adaptation gain in the feedback loop to cope with the parameter variation and disturbances and a one-step-ahead fuzzy controller in the feed-forward loop for hydraulic dead zone pre-compensation. The adaptation law of the feedback controller has been designed by Lyapunov synthesis method and its adaptation rate is varied by fuzzy self-tuning. The variable adaptation rate helps to improve the tracking performance without sacrificing the stability. The proposed control technique has been applied for locomotion control of a hydraulically actuated hexapod robot under independent joint control framework. For tracking performance of the proposed controller has also been compared with classical PID controller, LQG state feedback controller and static fuzzy controller. The experimental results exhibit a very accurate foot trajectory tracking with very small tracking error with the proposed controller.     

Fuzzy logic based full-envelope autonomous flight control for an atmospheric re-entry spacecraft

An intelligent and autonomous flight control system for an atmospheric re-entry vehicle is investigated, based on fuzzy logic control and aerodynamic inversion computation. A common PD-Mamdani fuzzy logic controller is designed for all the five re-entry flight regions characterized by different actuator configurations. A linear transformation to the controller inputs is applied to tune the controller performance for different flight regions while using the same fuzzy rule base and inference engine. An autonomous actuator allocation algorithm is developed, based on the aerodynamic inversion computation, to cover all the five actuator configurations with the same fuzzy logic controller. Simulation results of tracking both a bench mark trajectory and a given nominal re-entry trajectory are presented to evaluate the control performance.     

基于改进FS算法的反舰导弹导引头成像研究

针对开发巡航式反舰导弹雷达导引头成像功能这一问题,设计了导弹的典型飞行轨迹,并采用改进的聚束式SAR—FS成像算法在导弹飞行过程中对舰船目标进行成像。导弹飞行过程中,斜视角随之变化,在接近目标时逐渐增大,改进的FS算法引入了SRC的非线性变标对数据进行二次距离压缩,有效地减少了距离压缩误差,以达到较好的聚焦效果,提高成像质量。计算机仿真结果表明,在末端成像制导阶段,当斜视角达到以上时,改进的FS算法也能达到较好的成像效果,为完成攻击点的选择,提高角跟踪精度创造了条件。