强迫绕飞无控旋转目标的控制策略

针对无控旋转目标航天器强迫绕飞的控制策略问题,强迫绕飞时要求追踪器对无控旋转目标器具备视线指向的能力,以便在较短的时间内进行全面观测。首先分析了无控旋转目标的姿态及运动特性,在视线旋转坐标系上建立了追踪器与目标器的三维相对运动方程。将追踪器对目标器的绕飞问题转化为视线瞬时旋转平面内的二维控制问题,采用基于模糊切换增益调节的滑模控制器对视线方向和垂直视线方向的目标运动进行了控制。数值仿真验证了所提控制策略的有效性。     

椭圆轨道上目标监测绕飞轨道构型设计与构型保持

重点研究了对椭圆轨道上非合作目标进行长期绕飞监测的相对运动轨道构型设计与构型保持问题。利用轨道要素法建立了适用于目标轨道为椭圆轨道的相对运动模型,推导了以目标为中心的周期性绕飞运动的必要条件,考虑绕飞安全距离约束给出了满足目标监测要求的绕飞轨道设计方法,针对J₂摄动和大气阻力摄动作用对绕飞轨道构型的影响,提出了绕飞轨道构型保持脉冲控制策略,建立了燃料最省构型保持非线性规划模型。仿真结果表明, 所提出的构型设计方法简单有效,适用于对椭圆轨道上目标的绕飞相对运动分析,基于非线性规划方法的构型保持最优控制方法能够有效实现燃料最省绕飞轨道构型保持的高精度控制。     

大型飞行器六自由度仿真建模研究

以某型号大型飞行器为背景,提出了建立大型飞行器六自由度仿真模型的一般原则和方法,综合考虑了飞行器质心运动、绕质心运动、控制系统动态特性、发动机摆动惯性、推进剂晃动、弹性振动及它们之间的铰链耦合等因素对飞行器运动的影响,重新推导了质心运动和绕质心运动数学模型,建立了全量、全干扰、三通道、大姿态条件下时变非线性六自由度仿真模型,经计算机仿真及飞行试验证明该模型是正确的,比传统的三自由度模型更加完善、精确和有效。     

NSHV机动目标跟踪的自适应模型算法

临近空间高超声速飞行器具有飞行轨迹多变、机动性强等特点,而周期性的滑跃式飞行是其常用的重要机动形式。将目标加速度建模为时间自相关的随机过程,结合“当前”统计模型的自适应跟踪思想,提出了一种针对临近空间高超声速飞行器机动目标跟踪的模型。采用容积卡尔曼滤波算法分别对单模型和交互式多模型进行了蒙特卡罗仿真分析,结果表明该模型在跟踪临近空间高超声速飞行器时有较好的跟踪精度和适用性。     

基于视线角信息的被动跟踪问题研究与仿真

针对大气层外拦截器使用红外导引头对目标进行被动跟踪的问题,在修正球坐标系下建立了仅有视线角测量信息的非线性滤波方程组,根据轨控发动机的工作状态分阶段设计了拦截器的导引规律,兼顾制导精度与滤波系统的可观测性要求,结合无迹卡尔曼滤波算法估计精度高和易于计算的特点实现了对目标的跟踪与制导信息的估计.以动能拦截器拦截处于自由段飞行的弹道导弹弹头为背景构造了计算机仿真试验,试验结果表明算法的跟踪效果和稳定性较好,拦截精度较高.     

高超声速飞行器切换多胞系统自适应跟踪控制

针对保证大包线稳定飞行的高超声速飞行器轨迹跟踪控制器设计问题,提出了一种多回路切换多胞自适应跟踪控制方案。基于运动模态在频率上存在显著的时标分离特性,将高超声速飞行器的状态分成内外回路进行设计,考虑到干扰及外回路对内回路的不确定影响,采用增益调度与自适应控制结合的方法设计了内外回路控制器。该方法解决了将该飞行器切换多胞系统作为整体设计时无法综合出保证全局稳定控制器的问题,并且降低了控制器设计的复杂性。仿真结果表明,闭环跟踪系统在工作包线内具有良好的动态响应品质与稳态跟踪性能,从而验证了控制方案的有效性。     

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。     

空间动能拦截末段导引法研究及其仿真

针对空间动能拦截的特点,利用了比例导引法控制视线转率的优点,兼顾考虑了控制脱靶量以提高动能拦截精度,设计了空间动能拦截末段导引法。该导引方法基于目前发动机一般工作于脉冲条件下的实际情况,能有效地控制视线转率和脱靶量,并能够保持拦截器飞行弹道的稳定性。仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于一致性算法的卫星编队姿轨耦合的协同控制

针对卫星编队一主多从结构的相对轨迹、姿态的协同控制问题,提出了一种基于Lyapunov方法的编队飞行协同控制策略。该控制策略将分布式控制思想引入卫星编队飞行的相对轨迹、姿态的动力学系统中,使各从星保持编队构型的同时沿期望轨迹相对主星绕飞。从理论上证明了系统的渐近稳定以及对外部干扰的抑制,并基于一致性算法理论定量地分析了通信拓扑结构为有向图情况下控制器参数的选择范围。此外,利用星星间的相对位置信息确定各从星的期望姿态和角速度,以确保对卫星编队进行姿态协同控制,达到跟踪同步的目的。最后将提出的算法应用于卫星三角形编队飞行的协同控制,仿真结果表明该方法的可行性与有效性,具有潜在的应用前景。     

基于扩张观测器的输入受限四旋翼飞行器轨迹跟踪动态面输出反馈控制

针对速度不可测和输入受限的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制问题,考虑系统存在模型动态不确定和外界干扰未知的情况,提出一种输入受限四旋翼飞行器轨迹跟踪动态面输出反馈控制方法。该方法首先设计非线性扩张状态观测器估计飞行器系统的速度和广义扰动,然后结合反演法和动态面技术设计动态面轨迹跟踪控制律,以降低控制算法的复杂性,同时引入双曲正切函数解决控制输入饱和问题,并构造辅助方程降低饱和效应,最后选取李雅普诺夫函数证明闭环系统所有信号一致最终有界。以大疆M100飞行器为目标进行控制仿真,结果表明,所设计的输出反馈控制器能够有效地处理飞行器系统控制输入受限、速度不可测和未知干扰问题,实现飞行器精确轨迹跟踪控制。     

非合作目标自主交会的开关控制

针对面向非合作目标的航天器相对轨道动力学系统,研究了基于视线制导的开关控制问题。详细推导了视线相对运动模型,并定性分析了重力差项。基于相平面法,分别独立设计了横向和纵向相对运动通道的开关曲线控制算法。针对横向控制,基于比例导引律设计了开关曲线,并利用李雅普诺夫方法给出了稳定性证明。针对纵向控制,采用双开关曲线,并给出了一种相应的设计方法。数值仿真分析验证了所提出的开关控制方法的有效性。     

风场情形基于视觉的无人机地面目标跟踪控制律设计

分析了风场对无人机航迹角的影响,定义空速、风速、目标运动速度的合向量为参考速度,将风场情形运动目标跟踪问题转化为以参考速度跟踪静止目标的情形。在静止目标跟踪航向控制律基础上,设计了一种风场情形基于参考速度的无人机地面目标跟踪航向控制律,使参考速度与摄像机视线垂直且无人机与目标水平距离为指定值。不同风速条件下的目标跟踪仿真验证了控制律的有效性。     

基于强跟踪滤波器的再入飞行器制导律设计

研究了气动模型存在误差情况下高超声速再入机动飞行器的制导律设计问题。首先用强跟踪滤波器对气动参数进行估计,然后根据估计值与标称值的偏差对攻角和倾斜角进行修正,最后对原始非线性方程沿着标称轨道线性化得到线性偏差方程,并利用线性二次型最优调节器原理设计控制律。仿真结果表明所设计的制导律可以大幅度减小由于气动模型误差而引起的落点偏差。     

基于鲁棒精确微分器的分数阶滑模制导律设计

针对具有碰撞角约束的机动目标拦截问题, 提出一种有限时间收敛的分数阶终端滑模制导律。首先, 建立二维平面的导弹目标相对运动模型。其次, 分别选择分数阶滑模面和分数阶趋近律, 设计分数阶终端滑模制导律, 并对制导系统的有限时间稳定性进行了证明。同时, 为准确获得目标机动信息, 提出一种基于鲁棒精确微分器的目标机动加速度估计方法, 对制导律进行补偿。最后, 通过与相关制导律的对比仿真, 验证了所提分数阶终端滑模制导律具有较高的制导精度, 同时可有效抑制滑模抖振。     

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。     

考虑自动驾驶仪动态特性与攻击角约束的模糊自适应动态面末制导律

在大口径舰炮制导炮弹打击近岸机动目标的末制导段,考虑自动驾驶仪二阶动态特性与攻击角约束,基于模糊自适应逼近与动态面控制提出一种末制导律。构建二维弹目相对运动模型,运用扩张状态观测器估计目标加速度。为零化视线角的跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端动态面滑模,设计模糊自适应系统逼近变结构项,削弱自动驾驶仪的控制指令抖振。通过Lyapunov第二法证明了闭环系统中视线角的跟踪误差与视线角速率均一致最终有界。仿真实验表明:该制导律使制导炮弹在打击具有不同加速度形式的目标时,均具备较好的末制导性能。     

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。     

考虑雷达导引头前馈补偿的一体化制导方法

针对大机动目标使空空导弹雷达导引头跟踪误差加大和制导精度下降的问题,提出了一种考虑雷达导引头前馈补偿的一体化制导方法。针对机动目标,构造视线角速度前馈补偿回路,对雷达导引头角跟踪系统进行补偿,提高导引头响应速度,降低跟踪误差角。基于视线坐标系设计一体化制导算法,采用卡尔曼滤波器对弹目视线角速度和目标加速度进行估计,将视线角速度信息前馈补偿到导引头跟踪回路中,将目标加速度信息补偿到最优制导律中,同时实现雷达导引头视线角快速跟踪和最优制导律制导信息提取。仿真结果表明,一体化制导算法可同时实现对导引头视线角速度和目标机动的估计,从而提高制导精度。     

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。     

无动力无人机进场阶段三维Dubins路径跟踪方法

针对无人机进场阶段失去推力后,如何使其跟踪一条给定进场路径这一特殊情况,提出了一种3维Dubins路径跟踪方法,该方法首先利用Dubins曲线解决无人机故障位置任意性及其路径求解实时性高的路径规划问题;然后为了跟踪所生成的3维Dubins路径,设计了一种基于切换平面的自适应非线性制导方法,其中切换平面用来解决圆弧制导与直线制导之间的过渡问题,而自适应规则降低横纵向制导律之间的相互影响,从而提高了系统的跟踪精度。最后通过仿真实验验证了该方法的有效性。