鲁棒增益调度结构化火箭弹控制系统设计

发动机推力是影响火箭弹模型时变特性的重要因素。首先,基于122 mm火箭弹推导了俯仰、偏航动力学线性化模型,并以线性分式变换来描述。然后,基于鲁棒增益调度设计了结构化的控制器。这种控制器具有矩阵形式的比例-积分结构,在续航段将速度和时间作为调度变量,在无动力飞行段将速度作为调度变量,按照线性控制综合方法整定各特征点的控制器参数,并用结构奇异值验证闭环系统的局部稳定性。最后,对设计的控制器做了仿真分析,结果表明,该控制器对火箭弹模型因推力、飞行状态变化等引起参数摄动的情况具有鲁棒稳定性。     

Global stabilizing controller design for linear time-varying systems and its application on BTT missiles

A parametric method for the gain-scheduled controller design of a linear time-varying system is given. According to the proposed scheduling method, the performance between adjacent characteristic points is preserved by the invariant eigenvalues and the gradually varying eigenvectors. A sufficient stability criterion is given by constructing a series of Lyapunov functions based on the selected discrete characteristic points. An important contribution is that it provides a simple and feasible approach for the design of gain-scheduled controllers for linear time-varying systems, which can guarantee both the global stability and the desired closed-loop performance of the resulted system. The method is applied to the design of a BTT missile autopilot and the simulation results show that the method is superior to the traditional one in sense of either global stability or system performance.     

Robust stability analysis for a cruise missile

A global controller design methodology for a flight stage of the cruise missile is proposed. This methodology is based on the method of least squares, To prove robust stability in the full airspace with parameter disturbances, the concepts of convex polytopic models and quadratic stability are introduced, The effect of aerodynamic parameters on system performance is analyzed. The designed controller is applied to track the overloading signal of the cruise segment of the cruise missile, avoiding system disturbance owing to controller switching, Simulation results demonstrate the validity of the proposed method.     

直接力导弹的模型参考自适应滑模控制器设计

针对导弹直接力/气动力复合控制的特点,提出了一种基于参考模型的自适应滑模控制方案.该设计方法针对系统所存在的不确定性,在滑模控制中引入了自适应参数调节律和模糊控制规则,采用自适应律逼近模型摄动和外界干扰的上界,采用模糊调节律有效减弱了一般变结构控制系统的抖颤问题,既进一步增强了系统的鲁棒性,又提高了自适应参数收敛过程中的跟踪精度.仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计.     

控制系统最速响应鲁棒性设计

为了简化实际中控制系统鲁棒性的设计,提出一种有约束多目标最优化的鲁棒性时域设计方法。该法先对名义值系统进行设计,把自动驾驶仪的上升时间转化为目标函数,将系统超调量、稳态误差等性能指标转化为约束条件,采用有约束最优化方法设计名义值系统的控制器;然后考虑系统的鲁棒性,将参数的波动范围转化为对象族,采用优化方法设计出对象族的控制器,即考虑了系统的鲁棒性,通过仿真证明该算法是可行的。     

Analysis and improvement of missile three-loop autopilots

The non-minimum phase feature of tail-controlled missile airframes is analyzed. Three selection strategies for desired performance indexes are presented. An acceleration autopilot design methodology based on output feedback and optimization is proposed. Performance and robustness comparisons between the two-loop and classical three-loop topologies are made. Attempts to improve the classical three-loop topology are discussed. Despite the same open-loop structure, the classical three-loop autopilot shows distinct characteristics from a two-loop autopilot with PI compensator. Both the two-loop and three-loop topologies can stabilize a static unstable missile. However, the finite actuator resource is the crucial factor dominating autopilot function.     

空空导弹敏捷转弯的分段线性滑模控制设计

研究了空空导弹越肩发射敏捷转弯的复合执行机构姿态控制问题。针对一个直接侧向力装置安装在弹体尾部的导弹建立俯仰通道运动的数学模型,引入非光滑Lipschitz连续滑模控制,并利用非光滑分析的方法给出了分段线性滑模面的稳定性证明,然后采用气动舵控制作为等效控制,直接力控制作为切换控制的思想设计滑模控制律。数值仿真结果验证了分段线性滑模控制能改善常规线性滑模控制的性能,使得指令跟踪误差减小,复合控制效率提高。     

线性不确定系统的鲁棒容错H∞控制设计

研究了线性不确定系统的鲁棒容错H∞控制问题.当系统既有状态滞后,又有控制输入滞后,而且状态和控制输入的不确定项均满足匹配条件时,运用线性矩阵不等式(LMI)方法,提出了一种针对不确定系统的鲁棒容错反馈控制设计方法.利用该方法设计的闭环系统,不仅在传感器发生故障时具有完整性,而且对于系统的参数不确定性具有鲁棒性.以设计实例及仿真结果验证了这种方法的有效性.     

Delay-dependent robust H∞ control for uncertain discrete time-delay fuzzy systems

The robust H∞ control problem of norm bounded uncertain discrete Takagi-Sugeno (T-S) fuzzy tems with state delay is addressed. First, by constructing an appropriate basis-dependent Lyapunov-Krasovskii function, a new delay-dependent sufficient condition on robust H∞-disturbance attenuation is presented, in which both robust stability and prescribed H∞ performance are guaranteed to be achieved. Then based on the condition, a delay-dependent robust H∞ controller design scheme is developed in term of a convex algorithm. Finally, examples are given to illustrate the effectiveness of the proposed method.     

卫星网络时隙分配算法与路由规划优化

星间链路的应用在增加网络连通性和提升网络性能方面是至关重要的。然而,对于大规模、高动态的卫星网络,实时的星间链路设计和路由规划变得非常有挑战性。为了克服这个难点,本文研究了动态卫星网络中的时隙分配与路由规划问题,并将其建模为一个整数线性规划问题。为了降低问题求解的复杂度,该问题被近似地分解为两个独立的子问题,包括时隙分配问题与路由规划问题。第一个子问题仍然是一个整数规划问题,本文结合匹配理论与拉格朗日松弛方法设计了一个低复杂度但是高效的求解算法。然后,针对第二个子问题,考虑业务的优先级,设计了一个低花费的路由算法。最后,仿真结果验证了方法的可行性与有效性。     

两回路自动驾驶仪设计与分析

分析了参数变化引起的弹体模型和静稳定性的改变,以及降低静稳定性对导弹机动性能的改善。研究了把工程指标转化为期望的闭环系统极点的方法,以及与全状态反馈等价的从状态反馈到输出反馈的变换技术,给出了基于极点配置和输出反馈的一般性的两回路自动驾驶仪设计方法。结果表明,两回路驾驶仪可以稳定静不稳定的弹体,而执行机构的有限的资源是限制驾驶仪控制作用的关键因素之一,引入加速度计到弹体质心距离这一参数后可以在一定程度上改善系统的稳定性。     

Delay-dependent robust H∞ control for uncertain discrete time-delay fuzzy systems

The robust H∞ control problem of norm bounded uncertain discrete Takagi-Sugeno (T-S) fuzzy systems with state delay is addressed. First, by constructing an appropriate basis-dependent Lyapunov-Krasovskii function, a new delay-dependent sufficient condition on robust H∞-disturbance attenuation is presented, in which both robust stability and prescribed H∞ performance are guaranteed to be achieved. Then based on the condition, a delay-dependent robust H∞ controller design scheme is developed in term of a convex algorithm. Finally, examples are given to illustrate the effectiveness of the proposed method.     

基于大气数据传感器的协同制导控制方法

为研究多弹协同攻击的低成本实现问题,提出一种基于大气数据传感器的捷联导弹协同制导控制方法。首先,对协同制导控制中的状态反馈信息进行分析。然后,研究使用攻角传感器和皮托管代替陀螺仪提供制导控制所需的角度反馈信息的可行性,结合协同制导算法与自动驾驶仪设计方法研究基于大气数据传感器的协同制导控制方法。最后,对该方法进行初步的数值仿真验证。理论分析和仿真结果表明,基于大气数据传感器的捷联导弹协同制导控制具有理论可行性。     

双滑模变结构控制的BTT导弹自动驾驶仪设计研究

由于倾斜转弯控制技术的特点决定了BTT导弹的数学模型存在多种耦合因素，因此目前STT导弹广泛采用的忽略通道间耦合关系的三通道独立设计方案已远不能满足BTT导弹控制系统的设计要求。基于变结构控制理论，采用了一种新的BTT导弹自动驾驶仪的设计方法。该方法把俯仰和偏航两个耦合严重的通道联合建立状态方程，用自适应极点配置设计双滑动模态，降低了控制量的切换频率；用趋近律方法设计变结构控制，其控制量参数用自组织模糊进行调节，可有效削弱滑动模态的抖振。这种控制器简化了变结构控制，计算量小。     

船舶鲁棒自动舵产品化研究

给出用Ｈ∞鲁棒控制的混合灵敏度优化算法设计的船舶航向自动舵控制器、鲁棒自动舵系统的硬件实现和软件设计及其实船海上试验结果。     

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.     

基于大气数据传感器的协同制导控制方法

为研究多弹协同攻击的低成本实现问题,提出一种基于大气数据传感器的捷联导弹协同制导控制方法。首先,对协同制导控制中的状态反馈信息进行分析。然后,研究使用攻角传感器和皮托管代替陀螺仪提供制导控制所需的角度反馈信息的可行性,结合协同制导算法与自动驾驶仪设计方法研究基于大气数据传感器的协同制导控制方法。最后,对该方法进行初步的数值仿真验证。理论分析和仿真结果表明,基于大气数据传感器的捷联导弹协同制导控制具有理论可行性。     

不确定广义系统的弹性保性能控制

将弹性控制器的设计思想引入到一类不确定广义系统中,利用线性矩阵不等式(LMI)方法,研究被控对象与控制器同时存在摄动的弹性保性能控制问题。针对控制器存在加法式摄动情形,以线性矩阵不等式约束条件给出了广义系统弹性保性能的充要条件,并以线性矩阵不等式的可行解给出了相应的控制器设计方法,通过求解具有线性矩阵不等式约束的凸优化问题,给出了性能上界最小意义下弹性控制器的设计。数值仿真表明了该设计方法的可行性。     

T-S模糊时滞系统的鲁棒无源控制

基于Lyapunov稳定性理论,时具有参数不确定性的T-S模糊时滞系统的鲁棒稳定性和无源性进行了研究.具有参数不确定性的T-S模糊模型可以任意精度近似连续非线性不确定系统.假设系统中的参数不确定性是范数有界的.运用Lyapunov稳定性理论给出了鲁棒无源控制器存在的充分条件.通过解一组线性矩阵不等式(LMIs),可直接获得鲁棒无源控制器.所设计的鲁棒无源控制器能够保证对于T-S模糊时滞系统中所有的参数不确定性,闭环系统都是鲁棒稳定的并且是严格无源的.并且,通过求解带有约束条件的线性矩阵不等式问题,可以设计出具有最大耗散率的鲁棒无源控制器.数值例子验证了所提出设计方法的有效性.     

导弹协同作战编队飞行控制系统研究

提出了具有3个回路的导弹协同作战编队飞行控制系统,分别对3个回路进行设计分析,并重点分析导弹的四维制导控制外回路和编队控制回路。面向具有过载自动驾驶仪内回路的增广飞控系统,设计了基于总能量控制理论的高度/速度解耦控制器,能够实现导弹制导控制外回路的高度/速度解耦。基于导弹编队队形的位置偏差关系设计了导弹编队控制器,最后综合3个回路构成了导弹编队飞行控制系统。仿真结果表明,各回路以及导弹编队控制系统具有很好的控制性能,能够快速、稳定地完成导弹编队的队形调整动作,进而实现任务规划系统对导弹编队提出的作战任务。