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。     

月球软着陆的神经元最优制导控制方法

针对月球软着陆过程中的控制问题 ,提出了一种将最优理论和非线性神经元控制相结合的控制制导方案。其主要内容是 ,根据终端着陆条件和性能指标 ,以由庞氏极大值原理得出从近月点到月面的最优着陆轨迹为基础 ,给出一种基于人工神经元网络的非线性最优控制策略 ,使被控系统能通过神经网络对非线性的映射能力实现某种最优的非线性控制。最后给出的仿真结果验证了该控制策略的可行性和有效性     

基于L_1自适应的过载驾驶仪设计与全弹道仿真

本文针对便携式自寻的反坦克导弹进行了基于L_1自适应控制理论的导弹过载自动驾驶仪设计与全弹道仿真验证.首先建立了面向L_1自适应控制的便携式自寻的反坦克导弹动力学数学模型,然后基于L_1自适应控制理论和增益调度思想,针对动力学参数时变特性设计了导弹过载自动驾驶仪,并进行了响应性能仿真验证,最后在导弹飞行速度时变情况下设计了一种改进的弹道成型制导律,并将L_1自适应过载自动驾驶仪和弹道成型制导律结合在一起,进行了便携式自寻的反坦克导弹全弹道仿真.研究表明,本文设计的过载自动驾驶仪能够在导弹动力学参数快速时变且存在不确定性的情况下很好地响应过载指令,所提出的弹道成型制导律能使导弹以大落角近距离攻击目标顶部,且满足系统框架角、攻角、过载等约束条件.     

考虑自动驾驶仪动态特性的多约束中制导律

针对多约束条件下的中末制导交班问题,提出一种考虑自动驾驶仪动态特性的滑模中制导律。首先,建立了考虑自动驾驶仪一阶动态特性的弹目运动模型,根据该模型设计非奇异终端滑模面,并采用自适应滑模趋近律设计有限时间收敛的中制导律。其次,采用扩张状态观测器估计目标机动信息,并将估计值应用于非奇异滑模中制导律中。最后,基于有限时间理论分析了中制导律的有限时间收敛特性。数值仿真结果验证了所提中制导律的鲁棒性强,引起的交班误差小。     

多约束条件下的最优中制导律设计

考虑到三维空间目标导弹相对运动方程的非线性特性以及中制导段的多约束条件,采用Gauss伪谱法设计了一种多约束条件下的最优中制导律,同时考虑了导弹自动驾驶仪的二阶动态特性。考虑的约束条件包括:交班距离、视线角、视线角速率以及过载指令。性能指标为剩余飞行时间n次方的倒数乘以控制输入的平方的积分。研究结果表明,在性能指标中引入时变权重系数时,虽然消耗的燃料有所增加,但是导弹在满足交班约束条件的同时过载指令能够收敛至零,利于中末制导的顺利交接。     

基于模型预测控制的跳跃式再入制导算法研究

针对深空探测跳跃式再入返回飞行任务,提出了一种快速的再入制导算法,该算法基于模型预测控制（model predictive control,MPC）理论和近似动态规划（approximate dynamic programming,ADP）技术,将再入制导问题转化为两点边值问题,然后采用高斯伪谱法（Gauss pseudospectral method,GPM）求解该问题,实现快速制导计算。同时为了达到制导精度和制导效率的综合最优,提出了一种数值预报校正（numerical predictor-cor-rector,NPC）制导算法和快速再入制导算法融合的分段混合制导策略,该策略能对快速制导算法带来的制导偏差进行及时的修正,从而保证制导精度。蒙特卡罗仿真实验表明,与传统的数值预报校正制导算法相比,快速混合制导算法不仅能保证较高的制导精度,而且大幅减少了平均制导计算耗时,具有极大的在线应用潜力。     

RLV亚轨道再入段制导技术

重复使用运载器亚轨道再入段一般采用航天飞机应急返回发射场的飞行方案,分三个阶段：迎角恢复段、过载保持段和过渡段。该方案的难点是抑制动压,缺点是只有开环制导。分析了动压变化的影响因素,制订了抑制下沉率的制导策略,并给出迎角和过载指令的设计方法。其次分析初始状态偏差和气动升力/阻力系数偏差对动压的影响,提出了根据初始高度调整制导指令和根据下沉率进行过载指令补偿的闭环制导方案。仿真表明设计的轨迹能够满足飞行约束,闭环制导能有效减小最大动压偏差。     

固体火箭主动段终端多约束能量管理制导方法

针对不同高度的单箭多轨道运载任务,提出了一种多级固体火箭上升段分步满足终端多约束的能量管理制导方法。火箭前期飞行通过程序指令控制基准弹道,以满足期望的高度与当地弹道倾角约束为目的将弹道优化转参数优化问题处理,减少了约束条件；后期飞行通过姿态交变机动的闭路能量管理制导方法,耗散多余能量控制飞行速度,达到了满足终端速度、高度、倾角等多约束条件的火箭不同高度入轨。仿真结果表明,该能量管理制导方法有效可行且在不同轨道运载任务中具有较好的适用性。     

终端和过载约束下的双圆弧制导律

为满足导弹打击目标的落角、时间与过载约束,设计了一种双圆弧轨迹和相应制导律。在初始速度方向角和终端落角的约束下,利用双圆弧的相切关系推导了双圆弧轨迹的解析形式及其可行解集。根据双圆弧轨迹结果由切点决定的特征,推导得出使轨迹满足过载约束、终端约束或能量最优的切点选择方法。之后利用圆弧几何特性和弹目相对运动关系,设计了不依赖弹目距离信息的双圆弧制导律。数值仿真结果表明,双圆弧制导律能够满足复杂约束,且与最优制导律相比,可获得能量最优性相当的结果。     

RLV末端能量管理段三维制导轨迹推演研究

研究了重复使用运载器(reusable launch vehicle, RLV)末端能量管理段(terminal area energy management, TAEM)三维制导轨迹推演算法。根据初始点和终点的位置、航向、动压,规划动压参考剖面和横侧向参考轨迹,采用基于高度的质点动力学方程推演生成符合过载、动压、终点位置和航向约束条件的三维制导轨迹。横侧向参考轨迹的设计可以分成两步：第一步,消除横向的位置误差,同时减小纵向的位置误差;第二步,消除纵向的位置误差。根据纵向位置误差大小,组合使用三种模态的轨迹予以消除,节省了计算量。仿真计算显示,三维制导轨迹推演算法具有快速、准确、对初始点位置和航向分布鲁棒性强的特点,为在线轨迹设计提供了基础算法。     

不确定条件下无人作战飞机在线攻击轨迹决策

针对无人作战飞机(unmanned combat aerial vehicle, UCAV)对地攻击过程中存在的诸多不确定性因素问题,提出基于滚动时域策略和Gauss伪谱法(Gauss pseudospectral method, GPM)的在线实时攻击轨迹决策算法。算法采用滚动时域的优化策略,将全局优化问题转化为一系列相互叠加但不断向前推进的优化区间,通过滚动更新和反馈校正消除不确定误差,同时降低了所提算法的计算复杂度和对计算资源的需求;综合飞行包线约束,武器投射约束和威胁规避约束,采用GPM完成高精度攻击轨迹求解;采用实时迭代策略提供优化初值,通过自适应目标函数切换引导UCAV迅速规避近距突发威胁。仿真结果表明,所提算法能够有效消除不确定误差,同时以较高的精度和速度生成可行的攻击轨迹。     

固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究

针对高超声速飞行器投放任务要求,开展了固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究。根据三级固体火箭第三级飞行特点,提出一种基于纵向、侧向联合设计制导方法。纵向在高度时间剖面内生成名义轨迹,并完成跟踪制导律设计,实现终端高度、当地弹道倾角和攻角约束。侧向采用两次反向的修正交变姿态控制能量管理(alternate attitude control energy management, AEM),并通过预测校正相关参数,提高速度控制精度,实现侧向位移收敛。仿真结果表明,本方法可实现不同终端约束制导任务需求,具有在线自适应能力。     

串置翼垂直起降无人机过渡机动飞行控制

针对新型串置翼布局推力矢量无人机在垂直起降、过渡机动飞行过程中强非线性、强耦合及控制冗余的问题,采用动态逆控制方法设计全局控制系统,无需针对不同飞行模式切换控制策略。在此基础上,提出二级递进式控制分配策略,将序列二次规划、链式递增方法相结合,对航迹回路和姿态回路的控制量进行综合优化分配。同时,根据任务需求及飞行状态,基于离线数据库在线实时更新直接力控制分配目标函数权值。采用松弛约束策略,局部放宽非线性优化问题约束,增加优化求解速度。仿真结果表明该控制器能够有效跟踪高机动目标航迹。     

多约束条件下非连续助推弹道方案设计与优化

研究了考虑动压、过载、控制量以及终端状态等多约束条件下的非连续助推弹道方案设计与优化问题。首先,结合最优控制理论,推导了脉冲作用期间的飞行程序;然后,在综合考虑弹道约束条件的基础上,合理设计非连续助推弹道方案;最后,针对经典粒子群算法收敛速度慢、易陷入局部最优解的缺点,采取了惯性权重自适应变化及扰动策略,以适应复杂弹道优化问题。仿真算例及结果表明,设计的非连续助推弹道方案能够满足各项约束,改进的粒子群算法能有效解决多约束下非连续助推弹道优化问题,优化方案的射程比原方案提高了6.69%,比连续助推弹道提高了14.09%,优势较明显。     

大落角机动目标逆轨拦截最优滑模制导律设计

针对阵地防空中大落角机动目标较难拦截的问题, 首先采用最优控制理论设计了具有攻击角约束的最优制导律, 为提高最优制导律的鲁棒性，结合变结构控制理论设计了带攻击角约束的最优滑模制导律。考虑到目标弹道倾角通常难以测量的问题, 采用扩张状态观测器对目标弹道倾角进行估计。基于李雅普诺夫稳定性理论对最优滑模制导律进行稳定性分析, 设计了能保证系统稳定的参数变化函数。仿真结果表明, 最优滑模制导律能以期望的攻击角和较小的脱靶量命中目标, 制导过程中指令变化较为平稳, 对目标的加速度机动具有较强的鲁棒性。     

Study on the control course of ANFIS based aircraft auto-landing

1 .INTRODUCTIONThe fuzzy control is a kind of intelligent control ,whichisi mplemented by means of computers using man’s experi-ences of controlling as knowledge model ,and fuzzy sets,fuzzylinguistic variables and fuzzy logic as mathematicalapproaches of algorithms for controlling. The knowledgemodel consistingof the controllingexperiences and knowl-edge of experts with fuzzy characters as rules are intro-ducedtocontrol systems.The control theoryisintegratedwithtechniques of artificial in…     

无人直升机自主着舰轨迹跟踪控制

着舰飞行过程中的轨迹跟踪控制能力是影响舰载无人直升机性能的关键因素,针对无人直升机模型不确定性和在飞行时受阵风干扰的问题,基于扩张状态观测器(extend stated observer, ESO)和动态面策略提出一种应用于无人直升机自主着舰的轨迹跟踪控制方法。首先,建立无人直升机数学模型。其次,设计复合扰动ESO,用来观测未建模动态和外界阵风扰动的影响,并采用前馈补偿的方式来抑制系统不确定性,实现系统对扰动的鲁棒性。然后,采用内外环形式的分层结构设计轨迹跟踪控制器,采取动态面策略避免反步法“微分爆炸”和控制参数调整不敏感的问题,并采用Lyapunov方法证明了整个系统是一致渐进稳定的。最后,采用课题组在研直升机进行了仿真实验,仿真结果表明该控制器具有较好的轨迹跟踪性能。     

基于自校正MPC的舰载机着舰控制技术

针对模型参数不准确条件下的全自动着舰控制技术进行了研究, 设计了一种基于保辛伪谱算法(symplectic pseudospectral method, SP)和带遗忘因子递推最小二乘法(recursive least squares with forgetting factor, FFRLS)的舰载机着舰自校正模型预测控制方法(self-tuning model predictive control, ST-MPC)。针对舰载机的着舰控制模型, 在MPC方法的框架下, 首先设计了一种基于预测轨迹形状与位置偏差的引导轨迹，用以消除航母甲板运动和实时误差的影响。同时, 基于SP算法设计了滚动优化模块并引入雄鸡尾流扰动补偿以抑制舰尾流干扰; 进一步, 通过FFRLS算法结合巴特沃斯低通滤波器，对模型中影响控制性能的敏感参数进行实时估计用以提高着舰控制算法的鲁棒性。仿真结果表明, 在有多种干扰影响且控制模型参数不准确时, 所设计的ST-MPC算法, 能够将着舰高度误差控制在±0.15 m以内, 其控制精度远高于传统的线性二次型最优调节器和极点配置算法, 且算法的计算效率满足实时在线跟踪的要求。     

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。