基于伪谱方法的自适应鲁棒实时再入制导律研究

为了提高飞行器再入制导的鲁棒性和自适应性,将再入弹道跟踪问题转化为再入弹道状态调节问题,得到了一个LTV系统最优控制问题.在此基础上,利用基于伪谱算法的最优反馈控制算法,设计了一种便于在线实现的自适应鲁棒再入制导律.仿真结果表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒陛.在气动参数模型存在较大误差的情况下,依然能够取得较高的再入制导精度.它不需要显示增益调度和积分,并且在不同情况下控制结构和参数无需改变.     

基于约束规划的小天体接近段鲁棒制导控制方法

以小天体接近段任务为背景,提出了一种基于约束规划的鲁棒制导控制方法。该方法将目标天体引力模型引入轨迹规划过程中,并将具有控制约束与轨迹状态约束的非线性动力学路径规划问题转化为以优化燃耗为性能指标的二阶圆锥规划(second order cone program, SOCP)问题|同时考虑目标天体引力模型与外界干扰等不确定因素对轨迹跟踪的影响,基于模型不确定界设计鲁棒反馈控制律。数学仿真证明,在相同条件下,基于凸规划的制导控制性能无论在制导控制偏差或是状态与控制约束满足方面均优于传统多项式拟合制导控制算法。     

基于鲁棒模型预测的智能汽车轨迹跟踪控制研究

针对传统的基于跟踪误差模型轨迹跟踪控制器在复杂行驶环境下控制精度不高,鲁棒性差等问题,设计一种鲁棒模型预测轨迹跟踪控制策略.采用车辆凸多胞体动力学模型显式描述车辆动态特性,结合轨迹跟踪多目标约束设计鲁棒性目标函数,通过线性矩阵不等式优化方式求解状态反馈控制律;引入前馈控制消除稳态误差,提高跟踪精度.结果 表明:在不同行...     

基于滑模变结构的弹道跟踪制导律设计

针对防空导弹弹道跟踪问题,基于滑模变结构理论设计了一种弹道跟踪制导律。首先,采用弹道坐标变量而不是时间变量对导弹质点运动模型线性化,得到允许扰动范围更大的线性化模型;接着,基于单输入线性系统滑模变结构控制理论设计滑模面和制导指令,并给出制导系统工作原理;最后,在一定干扰作用下,将所设计的跟踪制导律应用于导弹质点运动仿真,从模型优劣、抑制随机风干扰能力、鲁棒性等方面进行分析,并与线性二次型调节器（linear quadratic regulator, LQR）跟踪制导律进行了比较,结果表明,该线性化模型与以时间为自变量的线性化模型相比具有一定优势,且滑模制导律对模型不确定性具有更好的鲁棒性。     

临近空间无人飞行器再入轨迹快速优化及跟踪

为适应临近空间无人飞行器再入返回时高动态、强约束的特点,提出了一种轨迹快速优化方法:将再入参考轨迹优化问题转化为多维非线性规划问题,并通过SQP方法求解.轨迹优化时将参考阻力加速度曲线表示成能量的分段线性函数,并通过推导得到航程预测和总吸热量的解析表达式,避免了传统优化过程中的积分计算,提高了优化速度.轨迹跟踪时采用反馈线性化方法得到制导律,并借助轨迹在线更新技术补偿跟踪误差,使得制导精度大大提高.     

带攻击角度约束的浸入与不变制导律

对含攻击角度约束的机动目标拦截问题,基于非线性系统控制的浸入与不变(immersion and invariance, I&I)理论设计了一种新的自适应制导律。将目标机动综合作用作为系统干扰建立拦截问题的数学模型。制导律设计分两步完成:第一步设计I&I干扰估计器估计系统干扰,第二步设计考虑估计器跟踪误差下的I&I制导律。然后基于输入-状态稳定理论证明闭环制导系统稳定性。由于不涉及切换函数的问题,制导指令光滑连续。在该制导律作用下,视线角速率收敛速度快,导弹抗目标机动的鲁棒性强,并能够保证攻击角度要求,仿真证实了制导律的有效性。     

基于扰动观测器的飞行器轨迹跟踪控制器设计

针对多种扰动作用下的固定翼飞行器三维轨迹跟踪问题, 设计了一种基于改进非线性扰动观测器的非奇异快速终端滑模轨迹跟踪控制器。首先推导固定翼飞行器三维轨迹跟踪误差模型, 考虑模型误差和飞行过程中的未知扰动, 设计了一种基于状态估计误差反馈的非线性扰动观测器对扰动进行观测。基于非奇异快速终端滑模控制方法, 采用双幂次趋近律设计轨迹跟踪控制器, 并证明了闭环控制系统的稳定性。仿真结果表明, 在多种扰动的作用下, 所设计的轨迹跟踪控制器能够对三维机动轨迹进行准确、稳定的跟踪。     

再入轨迹跟踪控制的非线性方法研究

针对高度变化大,速度变化快的可重复使用飞行器的再入轨迹跟踪问题,选用名为状态相关Riccati方程的一种新型非线性控制方法进行再入轨迹跟踪控制器设计.同时在几乎所有涉及Riccati方程的控制器设计问题中,合适的加权矩阵的选择通常是比较棘手的.针对这个问题,提出了一种有效的权阵选择方法,避免了试凑等传统方法带来的误差和工作量.随后给出了最优再入轨迹跟踪控制器的详细设计过程,并在一定的气动摄动条件下进行飞行仿真.仿真结果表明了这种方案的可行性,实用性和鲁棒性.     

再入机动飞行器最优轨迹设计与跟踪

提出了一种再入机动飞行器（maneuvering reentry vehicle, MRV）的最优制导与控制方案。针对MRV再入机动轨迹优化问题,提出了新的基于Gauss伪谱优化方法的分段优化策略;由产生的最优参考轨迹,生成系统的外环最优制导指令。接着利用轨迹线性化控制（trajectory linearization control, TLC）方法设计系统的内环控制律。基于MRV完整的非线性六自由度模型,仿真表明提出的再入轨迹优化设计方法是有效的,而且内环TLC控制器可以准确地跟踪外环的最优制导指令和最优轨迹,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。     

基于反演滑模控制的导弹制导控制一体化设计

针对传统制导和控制分开设计在拦截高速机动目标时的不足,给出了一种反演滑模一体化制导控制算法。首先利用微分几何理论,建立了一体化制导控制模型;然后根据平行接近原理,基于滑模控制和反演法,设计了一种反演滑模控制的导弹制导控制一体化算法;最后基于Lyapunov理论证明了系统的稳定性。数值仿真结果表明,所给出的一体化制导控制方法能够克服未建模的不确定性和目标机动干扰,具有较强的鲁棒性。     

再入飞行器深度确定性策略梯度制导方法研究

为解决传统再入飞行器轨迹制导方法对强扰动条件适应性不足, 难以满足终端约束的问题, 在深度确定性策略梯度学习框架基础上, 通过对随机强扰动条件下的离线飞行轨迹进行网络训练, 寻找不同环境影响条件下的最优动作网络, 以用于在线干扰条件下的制导轨迹规划, 可通过对再入飞行攻角和倾侧角剖面的周期性预测, 满足再入飞行终端高度、航程和速度约束。仿真实验结果表明: 在满足终端高度约束的条件下, 最大终端剩余航程偏差小于500 m, 最大终端速度偏差小于35 m/s。本文所提制导方法较传统跟踪制导方法有较大的精度提升, 算法计算量小, 具有较好的工程应用前景。     

利用高斯伪谱法求解具有最大横程的再入轨迹

为了使升力式飞行器再入大气层后取得最大横程,采用高斯伪谱方法求解最优再入轨迹。利用微分形式高斯伪谱方法将飞行器三自由度再入轨迹优化问题转化为非线性规划问题,选取高斯节点上的状态量和控制量作为待优化参数,并将最优性能指标选为横程最大,然后对再入轨迹进行了求解。通过与按最大升阻比飞行方案所得结果进行对比,表明按所提方法求取的再入轨迹优于后者。此外,仿真过程还说明高斯伪谱法对状态猜测值并不敏感,算法容易收敛,适用于轨迹优化问题的求解。     

基于遗传算法的RLV再入轨迹优化设计

飞行器再入轨迹优化是一类最优控制问题。传统的优化方法存在初始值敏感问题。利用小生境技术和精英方法改进适应值共享拥挤遗传算法,并将其用于RLV再入轨迹优化设计。以终端时间固定的空间最小控制能量再入轨迹和终端时间自由的平面最小热载再入轨迹为例,详细讨论了遗传算法用于再入轨迹优化设计所需要解决的一些关键问题。仿真结果表明提出的方法能够较快地搜索到全局最优解,对初始猜测值不敏感,能够方便用于RLV的再入轨迹方案选择和优化设计。     

高速再入飞行器的鲁棒自动驾驶仪设计

针对高速再入飞行器的自动驾驶仪设计问题,基于鲁棒参数化方法,采用特征结构配置和模型参考跟踪理论设计BTT飞行器姿态控制系统的鲁棒控制器,完成对于制导信号的快速跟踪。本设计的鲁棒镇定器是一个不随滚动角速度变化也无需切换的定常反馈镇定律,结构简单,便于工程实现。通过分析高速再入飞行器的特点,给出了简单可行的控制方案。将所设计的控制器应用于飞行器非线性模型进行了六自由度仿真试验。仿真时考虑了系统执行机构的时滞和饱和特性。仿真结果验证了所设计的控制器的有效性。     

高超声速伸缩式变形飞行器再入轨迹快速优化

针对高超声速变形飞行器再入轨迹优化问题, 研究了一种基于改进高斯伪谱法(Gauss pseudospectral method, GPM)的快速优化方法。首先,针对一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器, 建立了将展长变形量扩展成为控制变量的再入轨迹优化模型。其次, 采用GPM将轨迹优化问题转化为非线性规划(nonlinear programming, NLP)问题, 并基于NLP偏导数的稀疏性推导目标函数梯度和约束Jacobian矩阵的高效计算方法。最后, 优化求解了变形飞行器的最大横向航程、再入可达区、最大终端速度和最小飞行时间。仿真结果表明, 推导的梯度计算方法可有效提高优化求解效率, 变形飞行器相对于固定外形飞行器的性能更加优越, 最大横向航程、可达区覆盖范围、最大终端速度和最小飞行时间等指标均有显著提升。     

#br# 基于伪谱重构的采样反馈近最优制导

利用采样反馈控制和轨迹快速重构技术,设计了固定采样反馈和自适应采样反馈两种有限推力远程变轨近最优闭环制导策略。建立了空间变轨和交会最优制导数学模型。结合变轨运动方程特征,给出了伪谱优化参数缩减方法和实时性提升策略;基于采样反馈和最优控制理论,利用采样数据进行连续轨迹重构,并将开环最优解进行闭环反馈以更新制导指令。仿真结果表明,两种策略在保证任务指标近最优性的同时,可以有效抑制地球扁率J2摄动和计算误差的影响;自适应采样策略自主性好、制导精度误差收敛快,但计算量和燃耗偏大,二者使用时需要根据具体任务要求合理选择。     

Nonlinear Model Predictive Control-Based Guidance Algorithm for Quadrotor Trajectory Tracking with Obstacle Avoidance

This paper studies a novel trajectory tracking guidance law for a quadrotor unmanned aerial vehicle(UAV) with obstacle avoidance based on nonlinear model predictive control(NMPC)scheme. By augmenting a reference position trajectory to a reference dynamical system, the authors formulate the tracking problem as a standard NMPC design problem to generate constrained reference velocity commands for autopilots. However, concerning the closed-loop stability, it is difficult to find a local static state feedback to construct the terminal constraint in the design of NMPC-based guidance law. In order to circumvent this issue, the authors introduce a contraction constraint as a stability constraint, which borrows the ideas from the Lyapunov's direct method and the backstepping technique. To achieve the obstacle avoidance extension, the authors impose a well-designed potential field function-based penalty term on the performance index. Considering the practical application, the heavy computational burden caused by solving the NMPC optimization problem online is alleviated by using the dynamical adjustment of the prediction horizon for the real-time control. Finally, extensive simulations and the real experiment are given to demonstrate the effectiveness of the proposed NMPC scheme.     

带落角约束的再入机动弹头的变结构导引律

针对再入机动弹头垂直打击目标的要求,研究了具有末端落角约束的变结构导引律.该导引律包括俯冲平面内的制导方程和转弯平面内的制导方程,通过采用准滑动模态控制削弱抖振的影响.通过数学仿真,分析了四个制导参数对制导效果的影响,探讨了利用遗传算法离线优化制导参数的可行性,检验了最优制导参数的制导效果对不同初始状态偏差的敏感性.仿真结果表明,与最优导引律相比,变结构导引律具有较强的鲁棒性,在干扰影响下仍能保持较高的制导精度.