高超声速飞行器H_∞鲁棒跟踪控制研究

针对高超声速飞行器巡航飞行控制问题,提出一种基于H∞的鲁棒控制方法。建立基于平衡点的线性不确定模型,将轨迹跟踪问题转换为一类H∞控制问题。在状态和控制输入不确定项满足匹配条件下,基于鲁棒稳定理论和线性矩阵不等式技术,推导出满足闭环系统内部稳定且满足一定控制性能的反馈增益选取条件。通过对非线性多变量高超声速飞行器纵向模型的轨迹跟踪仿真表明,所研究的控制方法可以确保对速度和高度指令的响应效果,并对模型中存在的参数摄动具有鲁棒性。     

巡航导弹鲁棒轨迹线性化控制器设计

基于轨迹线性化控制方法研究了巡航导弹控制器的设计问题。考虑到系统建模误差和外界干扰等不确定因素对TLC控制器性能的影响,研究了鲁棒轨迹线性化控制方法,设计了相应的控制器,并采用Lyapunov方法严格证明了闭环系统所有误差信号一致最终有界。最后应用新控制方案设计了巡航导弹飞行控制系统,仿真结果表明了方法的有效性。     

高超声速飞行器LPV鲁棒变增益控制

针对高超声速飞行器模型的非线性姿态控制问题,提出了一种LPV鲁棒变增益控制方法。对建模误差和测量误差中的可确定信息进一步提取,描述高超声速飞行器内在的非线性和时变特性,建立了参数不确定的LPV系统模型;通过求解线性矩阵不等式的凸优化问题,设计了具有自调节法则的鲁棒变增益控制律,可以有效地抑制不确定性和参数快速变化的影响,并具有良好的动态性能;通过仿真验证了控制律的有效性和鲁棒性。     

基于LADRC的RBCC高超声速飞行器轨迹跟踪

为解决RBCC高超声速飞行器在不确定性强、制导控制量多且相互耦合情况下精确跟踪标称轨迹的难题,从易于工程应用角度出发,提出一种基于线性自抗扰控制的纵向轨迹跟踪制导方法。根据RBCC高超声速飞行器特点建立数学模型。在线性自抗扰控制基本原理的基础上,设计轨迹跟踪制导律。针对自抗扰控制中的Peaking现象,结合比例反馈制导,设计防Peaking制导切换策略。仿真结果表明,相较于传统比例反馈制导,在动态参数扰动和风干扰下,所提方法具有更精确的轨迹跟踪性能,对于各种内外不确定性具有更强的鲁棒性。     

高超声速飞行器冲跃飞行轨迹优化研究

冲跃飞行是高超声速飞行器的典型飞行方式,该飞行方式给飞行器综合性能和设计技术带来了很多潜在优势.以重量最小、飞行距离最长为优化目标,通过分析飞行器的受力状态和飞行过程,以功能原理结合微积分概念为基础,建立了冲跃飞行轨迹优化方法,并开展了仿真研究.     

高超声速飞行器的动态滑模飞行控制器设计

基于高超声速航空飞行器的纵向动力学,提出了一种基于动态滑模原理的飞行控制器。在将模型进行输入/输出线性化的基础上,构造辅助的滑模变量,求取了滑模控制量,实现了动态滑模控制的两阶段收敛。证明了传统滑模面以及辅助滑模面有限时间内的收敛特性,并给出了控制器参数所满足的条件。该方法对不连续的控制量输出加以积分作用,有效地降低了普通滑模控制器的抖振现象。在33 528 m高度和马赫数15的平稳巡航条件下的仿真研究表明：与普通滑模控制器相比,动态滑模有效降低了抖振,并且对参数不确定模型具有更好的鲁棒性。     

高超声速飞行器鲁棒控制器设计

基于高超声速飞行器高度不确定性的特点。研究了基于H∞理论的高超声速飞行器鲁棒控制器的设计问题。研究了H∞鲁棒控制中的混合灵敏度设计问题,通过选择合适的加权阵,组成广义被控对象,采用Riccati方程求解鲁棒控制器。仿真结果表明：设计出的。控制器能够有效地抵抗飞行过程中存在的多种干扰和飞行参数的摄动,很好地满足了飞行控制系统性能指标。     

基于轨迹线性化的再入机动飞行器控制器设计

研究了再入机动飞行器（maneuvering re—entry vehicle,MRV）的建模与控制问题。MRV通常以大倾角进入大气层后,执行上拉机动转入平飞,它的数学模型相比弹道再入式飞行器更具有高度非线性和耦合特性。建立了MRV的6自由度数学模型,包括用Missile Datcom气动计算软件生成了飞行器的气动力和力矩参数。接着基于轨迹线性化控制（traiectory lineariztion control,TLC）,研究了MRV的非线性飞行控制器设计。基于奇异扰动原理,将MRV飞行控制系统分为内外两个回路,并且为两个回路都设计了轨迹线性化控制器。轨迹线性化方法将动态逆设计和线性时变调节器结合在一起,使闭环系统沿标称轨迹获得鲁棒稳定性和鲁棒性能。数字仿真表明设计的TLC控制器可以使MRV准确跟踪上拉机动指令,并对系统未建模特性和参数不确定性具有一定的鲁棒性能。     

高超声速飞行器单因素椭圆集序列鲁棒预测控制方法

针对高超声速飞行器非线性、快时变、硬约束、大扰动和对象模型不确定性大等特点,研究离线鲁棒预测控制器的设计方法.在线鲁棒预测控制方法可以处理对象模型的不确定性,但是计算量大;常规离线鲁棒预测控制方法减小了在线计算量,但是牺牲了系统的调节时间等性能.提出基于单因素椭圆集序列的鲁棒预测控制策略,针对系统状态的m组一维子空间,运用常规离线鲁棒预测控制生成m组椭圆不变集序列,将在线优化转化成为在m组椭圆不变集中分别搜索当前状态所处最大椭圆不变集,最后通过简单的融合计算得到对应的控制律.该方法保证系统鲁棒性的同时,大幅度减少了在线计算时间,提高了系统响应速度.仿真算例验证了该方法的有效性.     

高超声速飞行器鲁棒多目标线性变参数控制

针对具有“乘波体”构型的吸气式高超声速飞行器纵向飞行姿态控制问题,提出了一种基 于区域极点配置的鲁棒多目标线性变参数（LPV）控制系统设计方法。给出吸气式高超声速飞行器纵向非线性机理模型,在此基础上建立了刚性LPV模型;针对此类LPV模型,提出了基于区域极点配置的LPV状态反馈控制系统设计方法,将系统的鲁棒稳定性、干扰抑制、跟踪性能等性能指标通过扩展线性矩阵不等式约束的方式,实现了LPV系统的多目标鲁棒跟踪控制。同时,通过引入松弛变量的方法,解除了Lyapunov函数矩阵与系统矩阵之间的耦合影响,从而降低了控制系统设计的保守性,得到了满足期望性能要求的LPV状态反馈鲁棒跟踪控制器。所设计的控制器应用于高超声速飞行器的非线性机理模型进行数值仿真验证,仿真结果表明：所设计的控制器能够使得闭环反馈控制系统有效地跟踪指令信号变化,系统动态性能良好且具有较强的抗干扰能力。     

基于状态观测器的高超声速滑翔飞行器控制系统设计

以再入滑翔飞行器为研究对象,基于状态观测器设计了高超声速滑翔飞行器控制系统.为了满足高超声速滑翔飞行器高精度、高稳定控制的要求,针对滑翔飞行过程中可能存在的测量误差等不确定性因素,在快慢回路假设的基础上,基于轨迹线性化方法分别设计了快慢回路状态观测器,分析表明,基于轨迹线性化状态观测器-轨迹线性化控制器设计的控制闭环回...     

大气层内导弹变质心轨道控制

研究了大气层内旋转导弹的变质心轨道控制问题.建立了内部带有2个可移动质量块的系统运动方程,应用线性系统理论论证了轨道控制的必要性,提出了制导控制中导航比的选取原则.结合旋转弹变质心制导控制系统的运行特性设计了系统的制导控制律,计算滑块的命令位置来产生期望的系统质心偏移,达到改变导弹飞行弹道的目的.典型弹道的非线性仿真证明了该控制器可有效控制旋转弹的飞行轨道.     

基于非线性干扰观测器的超机动飞行轨迹线性化控制

针对非线性系统存在建模误差和外界干扰等不确定因素问题,提出一种基于非线性干扰观测器（Nonlinear Disturbance Observer,NDO）在线补偿的轨迹线性化控制（Trajectory Linearization Control,TLC）方法。设计非线性干扰观测器,对不确定因素进行估计,NDO的输出用以设计新的补偿控制律,与TLC方法相结合来消除不确定因素的影响。以赫布斯特机动过程为例进行飞行仿真,并与单纯采用TLC方法的控制性能进行对比。仿真表明,系统能较好地跟踪姿态角指令,有良好的鲁棒性。     

对某吸气式高超声速导弹的航程优化与分析

对某吸气式高超声速导弹的爬升和巡航段航程进行了优化设计。该导弹为面对称构形,采用火箭基组合循环(RBCC)动力系统。利用非均匀有理B样条（NURBS）对设计变量进行参数化描述,得到非线性参数优化问题,并采用遗传算法求解。对马赫数为5、6、7的3种不同巡航速度下的计算结果进行了分析。结果表明,对于燃油经济性而言,该高超声速导弹的巡航速度不宜太高,在相同燃油消耗总量条件下,马赫数为5巡航时的航程最远。     

应用神经网络的飞行器动力学自适应控制

针对具有未知参数的飞行器系统提出了一种基于模型的神经网络预测控制策略．目的是通过一个优化程序以自适应控制律来稳定未知系统．由于能够描述动态函数关系的特性和具有反馈处理结构，回归神经网络以一个期望状态值的自适应估计器得到应用．神经网络的训练是通过动态顺序递归反向传播学习算法来执行的．这表明所提出的神经网络学习算法拥有设计飞行控制系统的潜在能力，所设计的飞行系统能在大范围飞行条件下和其它不确定因素下补偿飞行器动力学不可预测的变化．     

事件驱动多关节机械臂轨迹跟踪自适应鲁棒控制

针对具有不确定干扰和建模误差的多关节机械臂轨迹跟踪控制问题,基于自适应鲁棒控制算法提出事件驱动跟踪控制器。通过自适应鲁棒控制保证多关节机械臂轨迹跟踪精度,处理不确定干扰和建模误差带来的不确定性影响。利用事件驱动控制框架,以当前跟踪误差和期望状态等变量作为输入定义事件驱动系统的变量。根据Lyapunov稳定性理论获得了驱动条件,且证明了无Zeno现象发生,使系统在满足驱动条件时更新控制指令,从而减少系统能耗与通信频率,提高系统的可靠性,保证多关节机械臂跟踪控制系统半全局最终一致有界。通过仿真验证了理论结果的有效性。     

重复使用运载器末端区域能量管理轨迹鲁棒性分析

为研究重复使用运载器末端区域能量管理段下滑轨迹线的鲁棒性,提出一种基于质点动力学的轨迹鲁棒性分析方法。首先给出基于质点动力学的轨迹设计方法,根据轨迹设计的原理,提出TAEM轨迹鲁棒性的概念,给出了影响TAEM轨迹鲁棒性的不确定性因素。然后定义了能量梯度,将能量梯度作为评价能量积累和消耗能力的指标,并分析了影响能量梯度的主要因素。接着给出了末端区域能量管理轨迹鲁棒性的分析方法。最后,以某重复使用运载器( RLV)为例,分析了建模不确定性对能量走廊和标称轨迹剖面的影响。     

跳跃式弹道方案设计及优化

目前,弹道导弹面临的主要问题之一是突防技术落后于反导技术,因此,突防技术的迅速突破是提高弹道导弹生存能力重要手段。从延缓导弹防御系统的早期预警时间着手,将传统弹道导弹的抛物线弹道中段设计成有多个波峰的跳跃式弹道,使得探测系统在导弹再入大气层之前,很难准确探测和计算导弹的落点,从而大大地提高了弹道导弹的突防能力。以某导弹为原型,增加可两次点火的末级发动机,改装成具有跳跃能力的地地弹道导弹,并通过弹道优化,寻找平均跳跃幅度最大时导弹的飞行方案。     

基于线性矩阵不等式的不确定延迟神经网络鲁棒稳定性分析

论文研究了时变时滞的不确定延迟神经网络的鲁棒稳定性问题。系统矩阵中包含范数有界不确定性。去掉了时变延迟的导数约束,这意味着利用一种快速时变延迟是允许的。利用Lyapunov-Krasovskii函数和线性矩阵不等式(LMI)的方法,提出一些新的时滞及时滞导数相关的稳定性准则。通过给出一个数值例子,来阐述文中所提方法的有效性和创新性。