空射飞航导弹姿态控制的一种自适应方法

为解决空射飞航导弹气动力矩导数不确定条件下姿态控制问题,基于动态逆和非线性系统无源性稳定理论设计了一种姿态自适应控制器.该控制器包括控制律和参数估计器两部分.控制律根据估计器提供的对象参数估值在线调整控制参数.采用李亚普诺夫稳定性理论证明了闭环系统的稳定性.数值仿真表明该方法在保证参数估计误差有界的同时实现了导弹对姿态角指令的快速无静差跟踪.     

采用直接力的空空导弹越肩发射控制设计

针对空空导弹越肩发射的姿态控制需求,采用直接力控制装置,分别建立了小攻角模型和大攻角模型,利用滑模变结构控制方法设计了姿态控制律,所设计的控制律能够满足导弹越肩发射快速转弯的要求,仿真结果说明了此方法的有效性。     

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。     

模糊滑模控制在数字式导弹姿态控制系统中的应用

随着数字计算机的发展,数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统中。文中针对数字式导弹姿态控制系统,将模糊控制与传统的滑模控制相结合,提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法,并设计了变结构控制律。该方法在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时,还有效地抑制了抖振现象。仿真结果验证了方法的有效性。     

基于SMDO-NGPC的无人机姿态控制律设计

针对无人机在飞行过程中存在的强非线性、快时变、强耦合,以及参数不确定和外部干扰情况下的鲁棒性差等姿态控制问题,采用了基于滑模干扰观测器的非线性广义预测控制算法对姿态控制律进行了设计。该方法融合了非线性广义预测控制算法的良好动态性和滑模干扰观测器的强鲁棒性,将无人机的姿态分为快、慢两个回路并分别将该方法应用到两个回路的控制律设计中,最后设计出快、慢回路控制律表达式及滑模干扰观测器模型。仿真结果表明:基于滑模干扰观测器的非线性广义预测控制算法的无人机姿态控制律能够克服外界干扰及气动参数大范围摄动的影响,具有良好的控制性能和抗干扰能力,可以更好地适应无人机快时变、高精度和强鲁棒的控制要求。     

导弹姿态的反演法控制器设计

反演法控制器,将导弹姿态角作为系统控制对象.控制器根据给定的俯仰角、偏航角和滚动角参考信号得出相应的舵偏输入,使导弹能按给定姿态角确定的轨迹飞行.定点及全空间仿真结果证明,该控制器设计可行.     

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。     

基于滑模方法的自适应一体化导引与控制律设计

研究了寻的导弹的导引控制一体化设计问题。建立了俯仰通道的一体化导引与控制系统模型,并利用非线性状态变换将模型转化为标准形式;为处理系统中存在的非匹配未知有界不确定性,采用滑模控制方法设计了自适应的非线性一体化导引与控制律,该反馈控制律不但可以保证导弹精确命中目标,而且能保证导弹自身姿态的稳定性。导弹的六自由度非线性数值仿真结果验证了所提的导引控制一体化设计策略的正确性和可行性。     

多高超声速导弹协同末制导律及可行初始位置域研究

针对多高超声速导弹以指定落角对目标进行饱和攻击的问题,提出一种具有攻击角度和攻击时间约束的末制导律,并基于此对导弹的末制导可行初始位置域进行研究。建立三维空间导弹运动模型,分别通过纵向通道和侧向通道制导指令实现落角和攻击时间控制,构成三维协同末制导律。考虑导弹过载和末速约束,采用上述制导律,以导弹末制导初始位置的坐标为设计变量,以实际攻击时间与理想攻击时间差为性能指标函数,建立并求解优化模型,得到导弹一维及二维可行末制导初始位置域。仿真结果表明:该三维协同制导律可使多导弹在同一指定时间以指定落角命中目标; 该位置域求解方法可求得给定约束条件下的各导弹末制导可行位置域。     

空空导弹三维非线性制导律的设计

空空导弹在大攻角飞行时参数呈现非线性,因此需要在非线性条件下设计制导律。对导弹-目标三维相对运动数学模型进行分析,建立了相对运动的非线性时变状态方程,采用滑模控制的方法对非线性时变状态方程进行求解,以设计三维非线性制导律,所设计制导律基于俯仰和偏航通道相互耦合的情况。对制导律进行仿真检验,结果显示目标视线角可以快速趋于稳定,该制导律可以满足导弹飞行时非线性情况。     

Design and Simulation of TF and TA Controller for Missile

A nonlinear terrain following(TF) and terrain avoidance(TA) controller is proposed for missile control systems. Based on classical TF algorithm (adaptive angle method), a new method for TF controller is proposed by using angle of attack. A method of obtaining terrain outline data from digital elevation map (DEM) for TF control is discussed in order to save store space. A TA algorithm is proposed by using bank-to-turn technique. The block control model, which is suitable for backstepping design, is given for nonlinear model of missile. Making full use of the characteristics of the system and combining block control principle and backstepping technique, a robust controller design method is proposed. Uncertainties in every sub-block are allowed, and can be canceled by using the idea of nonlinear damping. It is proved that the state tracking errors are converged to a neighborhood of the origin exponentially. Finally, nonlinear six-degree-of-freedom simulation results for the missile model are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control law.     

BTT导弹姿态跟踪保性能控制器设计

针对导弹在运动过程中模型存在较大不确定性，提出一种新的跟踪保性能鲁棒控制器设计方法．应用线性矩阵不等式来求解控制器使该方法简单易行。以某型BTT导弹姿态控制为例，设计了跟踪保性能控制器,仿真结果表明了方法的有效性．为高性能的BTT导弹姿态控制器设计提供了一种新途径。     

基于增量反步的复合翼无人机全包线姿态控制

针对某型复合翼无人机强非线性、不确定性和多模态的问题,从不确定性补偿非线性控制方法、跟踪微分器加速度测量和直接切换方法等角度开展全包线飞行控制研究。针对气动参数不确定问题,基于角加速度补偿方法,提出一种基于新型微分跟踪器的增量反步方法(incrementalbacksteppingcontrol,IBKS);为解决多模态特性问题,设计基于策略的直接切换方法,利用控制器参数切换实现复合翼无人机全包线姿态控制;通过不同模态下的仿真选取不同模式下的控制器参数,并联合选取的参数对起飞过程进行仿真。结果表明：所提姿态控制方法在样例复合翼无人机参数摄动30%的情况下,相较于反步法提高了66.8%的俯仰角控制精度,能消除攻角抖振,提升飞行品质。     

超声速巡航导弹速度控制系统设计

为解决超声速巡航导弹速度控制系统存在的参数时变、不确定干扰问题,设计了一种反演鲁棒控制律。在巡航导弹的动力学模型中考虑固体冲压发动机的工作特性,分析并建立了超声速巡航导弹速度控制系统数学模型; 采用反演算法推导了虚拟期望推力值,并基于Lyapunov理论设计了具有鲁棒性能的速度控制律。以某超声速巡航导弹为例,设计反演鲁棒控制律,并与传统PID控制进行对比分析,仿真结果表明,速度控制系统能够快速、准确地跟踪速度指令且具有较强的鲁棒性。     

基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器

为提高四旋翼无人机的路径跟随精度和飞行鲁棒性,提出一种基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器。该控制器能够自适应估计无人机模型中的陀螺效应因子和风阻系数,利用估计值补偿系统的控制输入,设计抗干扰项抵消外界环境的负面影响,提高了四旋翼无人机的路径跟随性能和抗干扰能力。建立四旋翼无人机的非线性力学模型,将无人机的路径跟随目标划分为姿态角目标和运动位置目标。利用反步滑模方法和自适应控制方法设计无人机的控制输入方程和估计值更新律。根据Lyapunov方法验证无人机姿态系统和运动位置系统的渐进稳定性。仿真实验和样机实验结果验证了所提控制器的有效性与优越性。     

基于自适应神经网络的导弹制导与控制一体化反演设计

为使导弹具有更小的脱靶量和更快的响应时间,研究了导弹俯仰通道的制导与控制一体化设计问题。由于导弹和目标的相对运动方程以及导弹自身运动方程通常是在不同的坐标系下建立的,因此,制导与控制的一体化模型很难建立。此外,在导弹飞行过程中,很难获得全弹道的精确导弹气动参数,这使得控制器的设计也很困难。本文首先建立了一种较为合适的、紧凑的一体化模型,并进一步将其化为具有一般形式的含不确定量的级联系统。采用反演控制设计方法,保证了系统全部状态的稳定性。然后,设计了一体化自适应神经网络控制器,神经网络用来在线逼近系统中由于导弹气动参数摄动引起的匹配和非匹配不确定量。仿真结果表明了这种导弹制导与控制一体化设计方案的有效性。     

基于模型参考方法的车辆非线性主动悬架反推控制

针对车辆悬架系统存在的参数不确定性,提出一种基于模型参考控制的车辆非线性主动悬架反推控制器设计方法。建立悬架系统非线性模型,引入高低通滤波器,根据悬架动行程改变高低通滤波器的通频带宽,设计一种理想的模型参考系统。在此基础上,构造被控悬架系统与模型参考系统之间的车身位移和速度跟踪误差,基于反推控制方法和Lypaunov理论设计了误差跟踪反推控制器。通过仿真实验验证了所提出的误差跟踪反推控制器的有效性和跟踪精度。     

过载指令约束下的导弹导引律设计

基于平面内的目标-导弹相对运动方程,采用指令滤波backstepping方法设计了一种过载指令约束下的平面导引律,同时考虑了导弹自动驾驶仪的二阶动态特性。依据制导系统主要状态变量响应特性要求将制导系统分为两个子系统。采用指令滤波backstepping方法基于零化视线角速率原则和目标-导弹相对速度小于一个负常数的原则分别对两个子系统进行导引律设计。指令滤波backstepping方法不仅能够有效地处理过载指令饱和约束而且克服了传统backstepping方法中“项数爆炸”的缺陷。在过载指令饱和且导弹自动驾驶仪存在较大滞后的情况下,针对视线方向施加控制和不施加控制两种情况进行了仿真,结果表明设计的导引律在拦截大机动目标时具有优良的性能。     

弹性高超声速飞行器预设性能精细姿态控制

将反演控制技术、预设性能控制和神经网络相结合,研究设计巡航飞行的高超声速飞行器精细姿态控制器。研究中考虑了高超声速飞行器弹性形变对飞行攻角的影响,引入诱发攻角的概念来刻画气动弹性对飞行器的影响;在考虑弹性的情况下,利用预设性能的设计来满足精细姿态控制的指标要求,同时可以兼顾系统的瞬态性能;利用全局调节动态神经网络在线逼近诱发攻角方程中的未知项,利用Lyapunov稳定性理论得到神经网络权值、中心点和影响范围的自适应调节律,引入鲁棒项来处理神经网络逼近误差的影响,最终设计出考虑气动弹性情况下的高超声速飞行器预设性能精细姿态控制器。通过Lyapunov稳定性理论证明了系统的稳定性以及闭环系统所有信号均有界,仿真分析验证了所设计的控制器能够使系统跟踪误差满足预设性能的要求,以此实现姿态精细控制。