态势推演系统中飞机过渡段航迹规划算法研究

态势推演系统需在推演前根据想定对飞机进行航迹规划,其中对沿航路点飞行阶段与巡逻飞行阶段间的过渡段的航迹规划是否合理直接关系到推演航迹的真实性和有效性.分析飞机目标运动航迹及其特征,然后针对飞机过渡段航迹规划问题提出三种几何方法并进行详细分析,最后建立过渡段航迹规划算法并进行仿真验证,结果表明该算法可自动生成最佳的过渡段航迹.     

超机动飞行自抗扰控制律设计与仿真

提出了一种利用自抗扰控制器算法设计超机动飞行控制系统的新方法。根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动和外扰的特点,在超机动飞行快回路和慢回路中引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。直接针对飞机超机动飞行条件下的强耦合、强非线性模型进行控制律设计,符合超机动飞行控制的非线性、模型摄动大、模型不精确等特点,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,简化了设计过程。大包线范围内的大迎角机动仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性,为解决超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

人机协同智能航迹规划算法

人机协同低空突防航迹规划是实现有人机和UAV协同作战的关键技术,结合协同作战的特点和UAV低空突防航迹规划的要求,将人工辅助决策和改进的智能算法结合起来,并利用角度量的变长度基因编码表示飞行航迹,提出人机协同的智能航迹规划算法。该算法能够充分发挥人脑这个超级智能系统,利用人的智慧和经验弥补智能算法的不足,在"高危环境下"下针对突发威胁的覆盖范围来引导航迹求解过程,通过大量仿真计算,结果表明:应用该算法规划的三维航迹能够有效躲避突发威胁,实现威胁回避、地形回避和地形跟随,满足UAV低空突防要求,具有一定的实用价值。     

飞机突防飞行非线性解耦控制的实时仿真实现

非线性解耦控制系统仿真是当前研究的重要方向之一。本文提出了一个仿真飞机在大气扰动下突防飞行非线性解耦控制的简便方法，该法用飞机指令变量的跟踪特性仿真系统的解耦控制特性和对期望突防航迹的跟踪特性，具有方法简单、易实现，计算稳定，实时性较好，结果准确、直观等特点，可用于设计、选择控制规律参数，研究和检验飞行器纵横向运动非线性交叉耦合的解耦控制特性，也可用于其它非线性解耦控制系统的实时仿真研究。     

基于进化算法的多飞行器四维航迹规划方法

鉴于目前的航迹规划方法都局限于二维或三维空间,提出了一种基于进化算法的多飞行器四堆航迹规划方法.该方法在三维航迹规划的基础上加入时间代价约束,通过计算航迹节点在四维空间的坐标,将到达目标的时间与航迹搜索结合起来,使多个无人飞行器能够对目标进行同时打击并避免飞行器在飞行过程中的碰撞.仿真试验结果表明,该方法可以快速有效地完成四维航迹规划,获得满足要求的多飞行器飞行航迹.     

地形跟随中航迹跟踪模型预测控制方案设计

针对地形跟随飞行中的航迹跟踪问题,设计了航迹跟踪模型预测控制器,并讨论了模型预测控制中时域参数切换的自适应方案设计。首先,结合被控对象的特点,设计了用于实现全局稳定跟踪参考航迹的模型预测航迹控制器,并对控制器展开了稳定性分析。然后,充分发挥模型预测控制的预测能力,进行了航迹跟踪方法和综合误差评价策略设计。同时,通过分析不同航迹段的跟踪需求,设计了自适应调整模型预测控制中时域参数的优化方案。仿真验证结果表明,自适应方案相比固定时域方案航迹跟踪精度更高、飞行颠簸小、稳定性好,预设的评价指标函数能有效评估跟踪性能。     

基于大地坐标系的IMM航空器短期航迹外推

针对航路飞行阶段的航空器, 通过对比空间直角坐标系和大地坐标系的优劣, 采用大地坐标系表示航空器的位置; 基于大地坐标系, 将航空器的运动解耦成3个方向上的独立运动, 分别建立每个方向上的子模型; 使用交互式多模型(interacting multiple model, IMM)算法对航空器的航迹进行跟踪。仿真结果表明, 基于大地坐标系的IMM算法对于航空器有很好的轨迹追踪性能; 根据航空器末时状态及各个子模型的概率分布进行航空器的航迹短期外推, 基于大地坐标系的IMM算法的航迹外推性能优于基于空间直角坐标系的IMM算法的航迹外推性能。     

基于自适应遗传算法的无人机航迹规划方法研究

随着攻防系统的发展与完善,实现飞行器有效突防越来越困难,而采用航迹规划技术能够有效的提高飞行器的突防概率.基于此,首先研究了参考航迹的角度、高度以及航迹段长度等约束条件;其次对航迹编码方式进行了改进,采用全实数的双向链表的编码方式;对自适应遗传算法的交叉和变异概率的计算方法、交叉算子和变异算子进行了改进,并应用该算法在求解航迹规划问题上进行了仿真研究,对采用不同的变异算子所得结果进行了对比分析.仿真计算的结果表明,该算法能够规划出一条满足要求的参考航迹,采用组合变异算子能取得比采用单个变异算子更优的参考航迹.     

飞机纵向姿态自抗扰控制器的设计及参数优化

将自抗扰控制器用于飞机的纵向姿态控制。在自抗扰控制器(ADRC)参数优化方面,根据参数变化对系统性能的影响,采用二进制遗传算法自动优化,弱化了ADRC参数整定对经验的依赖程度。在两种飞行状态下的仿真及抗干扰测试表明,控制器具有较强的鲁棒性和抗干扰性,系统具有良好的动态和稳态性能。     

基于MPC的无人机航迹跟踪控制器设计

针对固定翼无人机航迹跟踪问题,采用基于状态扩展的双反馈模型预测控制理论对控制器进行设计。首先推导基于侧向偏差的无人机侧向航迹跟踪模型,采用动态逆方法对模型进行线性化处理,在此基础上设计基于状态扩展的双反馈模型预测控制器,并采用量子粒子群优化(quantum particle swarm optimization, QPSO)算法对控制器参数进行优化,考虑无人机飞行过程中受到的未知干扰,引入扩张状态观测器(extended states observer, ESO)对干扰进行观测,进一步提高系统的鲁棒性,并结合实际工程应用对系统进行数学仿真。仿真结果表明,基于状态扩展双反馈模型预测控制的无人机侧向航迹跟踪控制器,能够在系统存在模型不确定性与受到动态干扰时对期望航迹进行准确、稳定的跟踪。     

吸气式高超声速飞行器抗航迹姿态解耦控制

针对吸气式高超声速飞行器存在航迹姿态“解耦”,极大降低了飞行器通过舵偏调整姿态进而施行轨迹控制时的机动性问题,提出了利用鸭翼和升降舵协调控制的解决方案。首先分析了航迹姿态“解耦”问题的成因,并提出了解决思路;其次,基于所提出的鸭翼/升降舵协调控制方案设计控制器,并与已有的姿态超调方案进行了仿真对比;最后,仿真结果表明所提出的鸭翼和升降舵协调控制方法不但可有效解决航迹姿态“解耦”问题,而且可保持攻角良好的动态性能。     

横列式双旋翼矢量飞行器的改进ADRC姿态控制算法

横列式双旋翼矢量飞行器具备飞行时间长、风阻小、机动性强等优点, 但其机械结构复杂, 状态之间耦合严重, 抗干扰能力弱。针对其控制特性提出一种基于改进自抗扰控制(active disturbance rejection control, ADRC)的姿态抗干扰解耦控制算法, 该算法利用扩张状态观测器(extended state observer, ESO)实现姿态干扰和状态间耦合项的跟踪和估计, 将非线性多输入多输出(multiple input multiple output, MIMO)系统转化成线性单输入单输出(single input single output, SISO)系统, 采用改进的粒子群优化算法(particle swarm optimization, PSO)对姿态控制系统进行参数优化。通过仿真结果验证了该算法具备良好的抗干扰能力，并设计了实际的飞行控制系统, 进行了飞行器的悬停试验, 实现了稳定悬停。     

无速度测量的四旋翼无人机移动目标跟踪控制

针对只有目标与载机的相对距离信息,而无速度信息的跟踪控制问题,以及在任务场景中对四旋翼无人机期望姿态角有约束的要求,设计了一种位置-姿态控制器。位置控制器只需要目标与载机的相对距离作为输入,其输出保证所生成的期望姿态指令在指定的范围内。为了保证在有限时间收敛至期望姿态,姿态控制器采用了二阶滑模的设计方法,缓解了电机输出指令颤振,并对外部扰动和模型不确定性具有较好的鲁棒性。最后进行了在风场中针对多种机动形式的目标进行了跟踪飞行仿真,得到了满意的跟踪效果。     

滑翔制导炮弹自抗扰姿态解耦控制器设计

针对滑翔制导炮弹姿态控制系统设计时存在的交叉耦合、执行机构响应延迟、控制能力约束以及不确定内外扰动等问题,基于自抗扰控制技术,设计了自抗扰姿态解耦控制器。该控制器结构简单、计算量小、需调控制参数少且不依赖精确的数学模型。通过数值仿真验证了该控制器的可行性和有效性。结果表明设计的姿态控制器能有效地实现俯仰/偏航解耦,并具有快速精确的跟踪性能以及良好的抗干扰能力。此外,控制参数对较大范围内的模型参数摄动不敏感,具备较强的适应性和鲁棒性,可为该类制导炮弹的控制系统设计提供一定的参考依据。     

尾坐式无人机过渡模式纵向解耦控制

针对尾坐式无人机不同飞行模式过渡过程中纵向飞行速度和高度的协调控制问题,采用计算流体力学的方法对尾坐式无人机进行了气动特性计算和分析,根据总能量控制理论设计了过渡模式的在线解耦控制策略,为了适应尾坐式无人机过渡过程攻角和飞行速度的大幅变化,考虑阻力的影响,设计了非线性形式的总能量控制系统。通过仿真对比实验,基于总能量控制理论设计的解耦控制器,使尾坐式无人机在过渡过程取得良好的纵向解耦控制效果,验证了算法的有效性。     

导弹协同作战四维制导与控制一体化设计方法

为了使导弹能够在指定的时间跟踪理想轨迹到达指定点,从而满足多导弹协同突防和攻击的要求,提出一种鲁棒四维精确制导控制一体化设计方法。将导弹6自由度非线性模型进行简化,得到导弹四维精确制导与控制一体化设计模型。利用导弹质心与姿态运动固有的时标分离特性,设计了具有内外两回路结构的鲁棒控制器。将建模误差、参数摄动及外部干扰视作连续有界扰动,外回路基于自适应滑模控制理论设计了控制器,从而产生推力、攻角和侧滑角指令;内回路将扰动观测器技术和动态面控制理论相结合,得到了能够控制导弹准确跟踪外回路指令的执行机构偏转角。基于李雅普诺夫稳定性理论,严格证明了内外回路的稳定性,并分析了控制精度与控制器参数之间的关系。最后,将控制方法应用于导弹6自由度非线性数值仿真模型,仿真结果验证了所设计的四维鲁棒精确制导控制方法的有效性。     

变后掠翼航弹最优弹道自适应滑模跟踪控制

根据变后掠翼航弹在预定弹翼构型下对最优方案弹道跟踪的精确性和鲁棒性要求,设计了一种轨迹姿态双回路自适应滑模控制器。外环轨迹跟踪回路以位置偏差为参考输入,得到方案攻角参考指令,同时基于Lyapunov稳定性理论给出外环滑模收敛的充分条件;内环姿态跟踪回路则设计了参数自适应律,抑制由后掠角引起的时变参数摄动,同时生成舵偏控制指令,以实现对姿态的跟踪控制。仿真对比结果表明,该自适应滑模控制器在有效消除参数不确定性影响的同时保证了变后掠翼航弹在弹翼预定作动时对最优方案弹道跟踪的稳定性,并且消除了常规滑模控制的抖振现象。     

最优飞行参考轨迹的线性规划算法与仿真

结合飞机地形跟随的实际,通过引入松弛变量,剩余变量和人工变量,构造辅助目标函数,以及应用换基运算,对线性规划问题进行了必要的简化,使参考轨迹的计算更简便。航迹角修正法的采用,进一步修正了规划出的飞行轨迹,从而获得了理想的飞行参考轨迹。最后,以各种典型地形为例对规划出的最优飞行参考轨迹进行了数字仿真,其结果符合地形跟随时最优飞行参考轨迹的要求。     

提高车辆主动安全性的模型参考变结构控制方法

基于李亚普诺夫函数设计了模型参考变结构控制器,该控制器通过产生主动横摆力矩迫使车辆的响应跟踪参考模型的理想输出,从而提高了车辆的主动安全性.用该控制模型计算了车辆在正弦输入和阶跃输入时的横摆角速度以及车辆质心的侧偏角响应,仿真计算结果表明控制车辆的横摆力矩能够有效改善车辆的横摆角速度、质心侧偏角响应,并且该控制器能更好的适应车速和路况的变化,鲁棒性强.