高超声速滑翔飞行器动态逆解耦跟踪控制方法研究

针对临近空间高超声速滑翔飞行器再入段俯仰偏航以及滚动三通道运动存在非线性耦合严重的情况,建立了高超声速滑翔飞行器的多变量强耦合非线性时变倾斜转弯控制模型,提出了一种将过载控制转化为所需迎角侧滑角及滚转角误差的三通道联合跟踪控制方法,根据高超声速滑翔飞行器制导回路快速性的动态性能要求,设计了一种基于非线性动态逆及状态反馈的解耦综合控制器,闭环仿真结果表明该方法能够实现三通道运动解耦控制和制导指令跟踪,满足系统动态性能的要求。     

高超声速飞行器再入段的动力学建模与仿真

高超声速飞行器的动力学建模对于进行控制系统的设计和仿真来说是非常重要的.与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度和高度跨度大、变化快,高超声速飞行器的飞行动力学特性相当复杂.为了研究高超声速飞行器的一些本质的动力学特性,选择再入段进行分析,建立了再入段的高超声速动力学模型.利用风洞实验数据,建立了空气动力学数据库,并且对模型进行了不确定性分析.在模型的基础上,讨论了高超声速飞行器再入段的控制系统的设计方法.最后,在MATLAB/SIMULNK中进行了控制系统仿真,仿真结果表明在60公里到着陆点控制系统能够很好地控制动力学模型跟踪制导指令.     

基于奇异摄动的最优滑翔制导律

针对高超声速滑翔式再入飞行器轨迹优化和制导关键技术,设计了一种新型的最优滑翔制导律.首先,通过对再入飞行器运动学、动力学状态变量变化特点的假定,将其进行三个快慢时间尺度的划分;然后,应用最优控制理论分别求解三个不同时间尺度上的子问题,得到其解析解;在此基础上,基于奇异摄动方法,设计出具有闭环反馈形式的最优滑翔制导律;最后,对所求制导律的有效性进行了数学仿真验证.仿真结果表明:该制导律能在三维空间内导引/再入飞行器朝目标方向最远距离滑翔飞行;该算法得出的闭环解析解满足制导过程中实时计算需求,具有工程应用前景.     

高超声速飞行器制导控制系统性能评估

在高超声速飞行器制导控制系统的性能评估中,由于影响其性能的因素众多,需要大量的仿真试验才能获得准确的评估结果,评估效率低。针对此类问题,提出了一种适用于高超声速飞行器制导控制系统的性能评估方法。首先,建立了包含制导控制规律的闭环飞行器模型,并对飞行器运动特点及对性能产生影响的因素进行分析;其次,挑选主要影响因素为试验因子,基于优化拉丁超立方试验设计方法在采样空间中采样获取试验方案;然后,结合仿真数据,从定性、定量角度得出评估结论;最后,采用评估示例验证了提出的方法有效且在飞行器制导控制系统性能评估中的应用是可行的。     

适于高超声速飞行器的三维非线性滑模制导律

综合考虑高超声速飞行器末制导过程中的运动耦合和参数扰动问题,设计了一种适于高超声速飞行器的三维非线性伪最优滑模制导律。首先,针对运动耦合问题,定义视线旋量和视线旋量速度,构建了基于视线旋量和视线旋量速度的高超声速飞行器三维非线性制导参考模型;然后,针对参数扰动问题,基于变结构控制理论,推导出一种适于多约束制导要求的三维非线性滑模制导律,并通过理论推导证明了该制导律的稳定性;最后,引入伪控制变量,完成了制导参数的优化,从而完成三维非线性伪最优滑模制导律的设计。该制导律能够从理论上克服运动耦合和参数扰动问题,其制导参数又满足一定物理意义下的最优性。仿真结果验证了制导律的有效性。     

基于QFT的高超声速飞行器鲁棒控制器设计

针对高超声速飞行器调姿段姿态控制问题,将超燃冲压发动机不同工作状态对高超声速飞行器模型参数的影响看作是不确定对象鲁棒性问题的扩展,应用QFT设计了鲁棒控制器。通过将飞控系统的时域指标转化为频域指标,生成Nichols图上的复合频域边界,利用回路整形设计控制器和前置滤波器,使得闭环系统频率响应满足所有性能指标要求。仿真结果表明,所设计控制器能够满足高超声速飞行器调姿段控制需求,有效抑制输出端干扰,并且当模型参数具有较大范围的不确定性时,具有良好鲁棒性能,有较好的工程应用价值。     

基于自适应滤波的高超声速滑翔目标三维跟踪算法

针对临近空间高超声速滑翔飞行器机动模式复杂,单一运动学模型难以完成三维跟踪的问题,提出一种三维跟踪方法.将飞行器机动弹道分为纵向和横向弹道,根据飞行器机动特性,在纵向上将加速度建模为零均值的二阶时间自相关随机过程,在横向上采用Singer模型和匀加速模型进行交互多模型(interactive multiple mode...     

高超声速飞行器动态面控制系统设计与仿真

针对高超声速飞行器飞行高度和飞行马赫数变化范围大,其数学模型具有严重非线性、不稳定性、多变量耦合以及不确定的空气动力学参数等特点,提出了动态面控制方法为其设计飞行控制系统。该方法通过构造动态面变量并根据能达条件,来设计中间的虚拟控制信号和最终的控制信号。通过在控制律设计过程中增加一阶动态滤波器,避免了设计过程中对非线性虚拟控制信号的微分,大大减少了控制律的计算量。并以某常规高超声速飞行器纵向模型为对象进行仿真。仿真研究表明该控制方法较好的实现了高超声速飞行器对指令信号的跟踪。     

高超声速飞行器新型攻角约束反演控制

针对考虑攻角约束的高超声速飞行器控制问题,提出一种受限指令滤波器与预设性能方法相结合的反演控制方案.首先,从高超声速飞行器运动模型中划分出高度子系统并基于反演控制方法设计控制器.为了解决攻角约束问题,构造受限指令滤波器对攻角虚拟指令限幅并保证指令的可导性.然后,利用预设性能方法预先设定约束范围,保证攻角跟踪误差始终满足...     

基于Backstepping的高超声速飞行器鲁棒自适应控制

针对非线性、多变量、不稳定且包含不确定参数的高超声速飞行器模型,设计了高超声速飞行器的鲁棒自适应Backstepping控制器。采用指令滤波的设计方法,得到内回路的跟踪指令及其一阶微分信号,避免了虚拟控制信号需要进行复杂求导计算的困难。飞行器不确定参数采用自适应律在线调整,通过设计辅助滤波系统,并通过修改自适应律中跟踪误差的定义,消除由于期望控制信号不能完全执行所引起的跟踪误差的影响,保证了参数估计在控制信号约束情况下的顺利进行。仿真结果表明,所提出的设计方法不仅应用简单,且能保证高超声速飞行器在不确定参数存在情况下的闭环稳定及良好的跟踪控制性能。     

基于干扰估计的高超声速飞行器鲁棒控制方法

针对高超声速飞行器高度与速度跟踪所面临的参数不确定与外界干扰问题,提出基于干扰估计的鲁棒控制律设计方法。首先建立含参数不确定与外界干扰的高超声速飞行器模型;而后基于动态逆思想,将动力学模型进行线性化,并将由参数不确定与外界干扰对系统造成的总效果看作系统总干扰,从而引入线性扩张状态观测器实现对系统状态及总干扰的估计;最后考虑总干扰作用,提出具有鲁棒性能的动态逆控制律与滑模控制律。通过与传统控制律进行对比仿真,结果表明所设计的两种鲁棒控制器只需在原有方法基础上进行简单改进,即可较大程度提高对系统参数不确定与外界干扰的鲁棒性,具有良好的跟踪性能。     

Output feedback based adaptive robust fault-tolerant control for a class of uncertain nonlinear systems

An adaptive robust approach for actuator fault-tolerant control of a class of uncertain nonlinear systems is proposed. The two chief ways in which the system performance can degrade following an actuator-fault are undesirable transients and unacceptably large steady-state tracking errors. Adaptive control based schemes can achieve good final tracking accuracy in spite of change in system parameters following an actuator fault, and robust control based designs can achieve guaranteed transient response. However, neither adaptive control nor robust control based fault-tolerant designs can address both the issues associated with actuator faults. In the present work, an adaptive robust fault-tolerant control scheme is claimed to solve both the problems, as it seamlessly integrates adaptive and robust control design techniques. Comparative simulation studies are performed using a nonlinear hypersonic aircraft model to show the effectiveness of the proposed scheme over a robust adaptive control based faulttolerant scheme.     

考虑齿隙的多约束导引控制一体化设计方法

在舰炮制导炮弹进行远程对岸火力支援的末段,考虑舵机齿隙、限定攻击角以及测量视线角速率受限,提出了一种基于动态面滑模与扩张状态观测器的多约束导引控制一体化设计方法。构建了制导炮弹的导引控制一体化的严反馈串级模型,将舵机视为更符合实际的含齿隙双惯量子系统。针对视线角速率和风等未知干扰,设计扩张状态观测器对其实施迅速而准确的估计。设计具备自适应指数趋近律的非奇异终端滑模,致使视线角速率与视线角跟踪误差在有限时间内零化。在高阶串级系统中合理运用动态面滑模,有效改善微分膨胀问题。运用Lyapunov理论证明了系统一致最终有界性以及重要状态的有限时间收敛性。通过对比仿真实验,在所提方法的调控下,含有舵机齿隙的制导炮弹在打击固定与蛇形机动目标时,均具有良好的制导性能。     

基于扩张状态观测器的反预警滑模制导律

针对预警机的特殊作用,提出了利用临近空间高超声速飞行器的高度优势与速度优势,对预警机实施打击的概念,设计了反预警的制导律。针对预警机的机动,将其视为外在扰动,利用扩张状态观测器将其扩张为一个新的状态量,并对此状态量进行实时观测,将其补偿到制导指令中,有效解决了拦截末端需用过载过大的问题;同时对攻击目标时的落角进行约束,设计了带有落角约束的滑模制导律。将所设计的制导律与传统的弹道成型制导律作对比,结果表明,在飞行末段,滑模制导律具有更小的过载与视线角速度,相比传统弹道成型更具优势。     

基于有限时间收敛干扰观测器的探导控一体化设计

针对滚仰式半捷联寻的制导导弹, 提出一种基于有限时间干扰观测器(finite time disturbance observer, FTDO)的探导控一体化滑模控制器设计方法。首先基于滚仰式半捷联导引头动力学模型和导弹制导控制模型, 建立了全状态耦合探测、制导、控制一体化控制模型。在模型中将不确定项和误差视为干扰, 通过有限时间收敛干扰观测器对干扰进行估计。对探导控一体化模型进行分块反演滑模控制律设计, 并验证了控制器的稳定性。仿真结果表明, 一体化控制方法提高了导弹对目标机动的响应能力和目标跟踪的稳定性, 并实现了比传统级联控制方法更小的脱靶量。     

Rossler系统与统一混沌系统的异结构同步

针对异结构混沌系统的同步提出了两种不同的同步方案,研究了两个不同结构的混沌系统:Rossler系统与统一混沌系统的同步。系统参数已知时采用主动控制方法,通过设计适当的主动控制器,实现了响应系统与驱动系统的渐近同步;系统参数不确定或未知时采用自适应控制方法,基于李亚普诺夫稳定性理论,得出了两异结构混沌系统同步的充分条件,设计了相应的控制器和参数自适应律,使得响应系统的状态变量渐近跟踪驱动系统的状态变量,且两个系统的参数估计值渐近收敛于其真值,仿真结果证明了两种方案的有效性。     

Integrated guidance and control design for missile with terminal impact angle constraint based on sliding mode control

Aimed at the guidance requirements of some missiles which attack targets with terminal impact angle at the terminal point, a new integrated guidance and control design scheme based on variable structure control approach for missile with terminal impact angle constraint is proposed. First, a mathematical model of an integrated guidance and control model in pitch plane is established, and then nonlinear transformation is employed to transform the mathematical model into a standard form suitable for sliding mode control method design. A sufficient condition for the existence of linear sliding surface is given in terms of linear matrix inequalities (LMIs), based on which the corresponding reaching motion controller is also developed. To verify the effectiveness of the proposed integrated design scheme, the numerical simulation of missile is made. The simulation results demonstrate that the proposed guidance and control law can guide missile to hit the target with desired impact angle and desired flight attitude angle simultaneously.     

#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。     

Tracking control for air-breathing hypersonic cruise vehicle based on tangent linearization approach

This paper is focused on developing a tracking controller for a hypersonic cruise vehicle using tangent linearization approach. The design of flight control systems for air-breathing hypersonic vehicles is a highly challenging task due to the unique characteristics of the vehicle dynamics. Motivated by recent results on tangent linearization control, the tracking control problem for the hypersonic cruise vehicle is reduced to that of a feedback stabilizing controller design for a linear time-varying system which can be accomplished by a standard design method of frozen-time control. Through a proper model transformation, it can be proven that the tracking error of the designed closed-loop system decays exponentially. Simulation studies are conducted for trimmed cruise conditions of 110 000 ft and Mach 15 where the responses of the vehicle to step changes in altitude and velocity are evaluated. The effectiveness of the controller is demonstrated by simulation results.