高超声速飞行器自适应高阶终端滑模控制

针对高超声速飞行器的纵向运动模型,研究了飞行器输出跟踪控制问题,提出了一种将动态逆方法与高阶终端滑模控制相结合的鲁棒自适应控制方法.首先,利用反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化;通过设计具有全局鲁棒性的终端滑模面,提高系统的输出收敛速度;同时,采用自适应高阶滑模控制律,在不确定上界未知条件下对其进行自适应估计,从而实现控制器增益的实时在线调整,减少系统抖振;最后,基于Lyapunov理论证明了此控制策略可以保证闭环系统稳定.仿真结果表明,所设计的控制器能够实现高超声速飞行器纵向爬升机动中速度和高度的稳定跟踪控制.     

具有极点约束的高超声速飞行器非脆弱 最优H2/LQR控制

针对吸气式高超声速飞行器,提出了一种具有极点约束的非脆弱最优H2/LQR（线性二次型调节器)控制方法.根据吸气式高超声速飞行器的非线性纵向运动方程,推出了一种新的飞行器线性不确定模型,为吸气式高超声速飞行器设计了一种多目标非脆弱控制器.在控制器的设计中,不但考虑了系统的极点配置、最优H2性能和鲁棒保性能3种指标,而且兼顾了因飞行条件不确定性和建模误差引起的控制器增益的变化,利用线性矩阵不等式方法推导了多目标非脆弱控制器的存在条件.仿真实例说明了非脆弱控制器在高超声速飞行器控制中的优越性和有效性.
     

滑翔式飞行器高空自适应跟踪制导控制方法

针对具有较大机动能力的滑翔式高超声速飞行器在复杂高空环境再入的问题,提出了一种基于LQR （线性二次调节器）的多状态自适应跟踪制导方法.该方法基于飞行器量纲一化的再入运动模型,考虑滑翔式飞行器各特征参数和飞行约束设计出基本安全飞行走廊,用拟合法将标准弹道综合成航程-高度-速度-航迹角函数.然后设计了基于LQR的多状态跟踪制导律,并采用多项式拟合法实现全弹道制导律的增益调度函数;形成了一套完整的滑翔式飞行器再入过程基于标准轨道的多状态LQR制导方案设计.并通过仿真计算,验证了该制导方法,表明该方法是有效、高精度的飞行器高空自适应跟踪制导方法.      

带矢量喷管的高超声速飞行器的跟踪控制

基于跟踪控制理论,本文研究了具有矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的控制问题．首先本文建立了基于矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的动力学模型．该模型表现为矢量喷管推力对飞行器纵向力矩的作用很大,而对速度的影响很小．在相同的控制参数下,本文给出了飞行器的三种不同的跟踪控制模式．基于极点配置和Youla参数化方法设计切换的跟踪控制律,实现了不同控制模式之间的平滑切换,并且保证切换过程中闭环系统的稳定性．最后,通过对仿真结果的分析验证了矢量喷管技术在吸气式高超声速飞行器控制中的优势,并且指出多种控制方式协调配合对高超声速飞行器的姿态控制具有重要意义．     

高超声速飞行器非线性干扰观测器动态面滑模控制

针对高超声速飞行器纵向模型具有高度非线性、多变量耦合以及参数不确定等特点,提出一种基于非线性干扰观测器的高超声速飞行器动态面滑模控制方案。利用非线性干扰观测器观测未知干扰,并通过动态面滑模设计控制器使观测误差指数收敛,针对高度和速度进行了稳定性分析,采用动态逆的方法设计速度控制器,控制律的设计保证了闭环系统的半全局一致稳定。仿真结果表明,该控制方案能够有效地的克服非线性干扰的影响,提高系统的鲁棒性。     

基于LSTM的落速控制最优制导策略研究

针对高超声速飞行器末端速度控制的需求,在落角约束最优制导律的基础上,对制导律的量纲一过载特性进行分析,证明了通过调节制导参数,能够对飞行末端速度产生影响;进而提出了制导律末速控制的策略,并基于此提出了对气动偏差适应的制导律在线设计方案;采用LSTM深度神经网络,进行了制导律参数在线设计算法的实现;最后进行了弹道仿真,对所设计的制导参数在线设计算法进行验证. 仿真结果表明其在保证末端命中精度和落角满足指标要求的前提下,对弹道的末端速度控制能力有显著提升.      

高超声速飞行器的鲁棒变增益跟踪控制器设计

针对含有时变不确定参数的高超声速飞行器模型,提出了一种新颖的鲁棒变增益跟踪控制方法.该方法可以解决传统固定增益鲁棒控制器难以处理时变大摄动的难题,进而提高高超声速飞行器的鲁棒性和抗干扰能力.跟踪控制器设计条件在鲁棒优化技术框架中给出,同时控制器增益按照所设计的切换律而变化.所提出的设计方法在保证高超声速飞行器鲁棒稳定性的同时,也实现了飞行器对指令信号的跟踪.最后,针对高超声速飞行器的仿真结果进一步验证了方法的有效性.     

基于非仿射模型的高超声速飞行器预设性能控制器

针对高超声速飞行器非仿射模型提出预设性能控制方法,设计了一种新型预设性能函数来保证控制器的动态性能和稳态性能,通过构造误差转化函数将最初的受限系统转化为等效的不受限系统来简化控制器设计.将高超声速飞行器纵向动力学模型分解为速度和高度子系统并分别设计控制律.对于高度子系统,使用高阶跟踪微分器对误差进行估计,引入模糊函数对未知项进行逼近,避免了反演控制中的反复求导;对于速度子系统,直接根据预设性能函数设计比例积分控制器.所设计的控制律在参数不确定和干扰的情况下保证了期望的动态性能和稳态精度,同时降低了计算量.最后,通过仿真实验验证了控制器的有效性.      

基于模糊自适应的高超声速飞行器控制设计

由于采用机体/发动机高度一体化设计,吸气式超燃冲压高超声速飞行器的气动特性难以准确获得。针对这一特点,研究了一种基于模糊自适应的控制方法,使得高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持较好的控制精度。采用模糊自适应方法设计了高超声速飞行器纵向控制系统,并进行了无偏和拉偏仿真。仿真结果表明,该方法能够有效克服气动模型不确定性,实现飞行器的速度和高度的跟踪控制。     

基于SDRE方法高超声速飞行器控制系统设计

高超声速飞行器拥有复杂且易变的气动特性,为确保高超声速飞行器在复杂的飞行条件下,拥有稳定的飞行特性、良好的控制性能。针对高超声速飞行器非线性模型,采用状态相关的Riccati方程(State-Dependent Riccati Equation,SDRE)方法设计高超声速飞行器控制系统,利用改进的Newton法对控制器进行求解,同时在高超声速条件下进行仿真,验证了SDRE方法在高超声速飞行器控制系统中的可实现性及优越性。     

高超声速飞行器建模与自主控制技术研究进展

 高超声速飞行器是国内外研究的热点问题。综述了高超声速飞行器建模与自主控制问题。阐明了高超声速飞行器的特点及控制难点,列举了典型的高超声速飞行器模型,从机理推导方法、计算流体力学（CFD）实验方法、模型简化技术和模型验证技术方面介绍了高超声速飞行器建模的研究进展,从传统滑模控制、高阶滑模控制、反步控制、自适应控制、轨迹线性化控制方面阐述了高超声速飞行器自主控制的研究进展,探讨了高超声速飞行器仿真平台开发的研究趋势。     

基于有限时间控制的高超声速飞行器控制律设计

针对高超声速飞行器的飞行控制问题,提出了一种基于有限时间控制技术的控制方法.根据高超声速飞行器纵向模型的特点,将高度控制和速度控制看作2个子系统分别设计控制器.采用非线性动态逆与有限时间控制技术相结合的方法,分别设计了速度控制器和高度控制器.速度控制器设计时考虑了发动机的动态,使得飞行速度在有限时间内收敛到给定值.飞行...     

一种可行的临近空间高超声速目标航迹起始方法

针对传统算法在临近空间高超声速目标航迹起始中存在的问题,提出了一种可行的多规则快速航迹起始方法.在分析临近空间高超声速目标特性的基础上,首先通过高度约束和速度约束减少杂波干扰,建立可能航迹,然后利用速度约束和加速度约束建立候选航迹,最后通过角度约束来剔除V字形航迹和确定真实航迹,并进行了Monte Carlo仿真.结果表明:该方法能够在杂波环境下对临近空间高超声速目标进行航迹起始,并且正确航迹起始概率高,虚假航迹起始概率低,平均航迹起始时间短,具有较好的工程应用前景.     

基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法

由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极为不准确的。针对这一特点,研究了一种基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法,利用粒子群算法对模糊控制器参数寻优,使该控制方法具有强鲁棒性,高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持很高的控制精度。仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地克服气动参数的不确定性,准确地跟踪飞行器的高度和速度指令。     

临近空间高超声速飞行器轨迹跟踪控制研究

临近空间高超声速飞行器在大空域飞行过程中,呈现复杂的不稳定运动模态,对控制器设计提出了较高的要求。以一种通用临近空间高超声速飞行器纵向运动模型为研究对象,在分析运动模态随飞行空域变化的基础上,提出了一种基于轨迹线性化与反演控制相的轨迹跟踪控制方法。该方法以参考轨迹为基准,采用Jacobian线性化方法动态建立系统平衡状态,采用反演控制方法对跟踪误差进行修正,以实现对参考轨迹的精确跟踪,并通过 Lya-punov方法分析了系统的稳定性。仿真结果表明,论文所设计的控制器在高超声速飞行器大范围飞行过程中具有良好的跟踪性能。     

高超声速飞行器周期跳跃巡航轨迹设计与仿真

针对临近空间有动力高超声速飞行器（NSPHV）周期跳跃巡航轨迹的设计规划问题,提出了一种基于飞行动力模型与多约束条件下的轨迹简单规划方法。首先,建立NSPHV动力学模型;其次,根据NSPHV周期性跳跃巡航飞行特点设计了以高度为节点约束、攻角为控制量的制导飞行方案,把攻角设成关于高度的简单分段周期函数,段与段之间以一定的攻角变化率连接,并利用直接法对攻角进行求解。最后仿真得到速度、航迹倾角、高度均具有一定周期性的NSPHV跳跃巡航飞行轨迹,同时分析了初始高度、初始速度以及初始航迹倾角对飞行轨迹的影响。结果表明：该方法是一种简单有效的周期巡航轨迹规划方法,而且生成的轨迹具有一定的稳定性,不易受初值影响。     

高超声速飞行器飞行动力学特性研究

为获得舵面操纵、高度和质量变化引起的非线性动力学特性的变化情况, 基于连续算法分别求取舵面、高度和质量与各个状态量所组成的平衡面。根据所求平衡面, 基于岔理论对高超声速飞行器全局稳定性进行分析研究。分析结果表明, 相较于传统的基于线性化方法对高超声速飞行器的稳定性所进行的研究, 分岔理论能更全面地揭示高超声速飞行器的动力学本质特性, 为气动布局设计和优化, 以及飞行控制律设计提供有力的支撑。     

高超声速飞行器舵机间隙的影响及其抑制

高超声速飞行器非线性性影响飞行姿态控制,在某型轴对称高超声速飞行器俯仰通道数学仿真模型的基础上,利用描述函数法分析了舵机间隙环节对俯仰通道控制的影响。指出舵机间隙环节导致系统振荡,影响飞行姿态控制,然后在不改变原高超声速飞行器飞行控制参数的基础上,提出采用离散最速控制算法作为舵机控制算法抑制该间隙环节。仿真结果表明舵机应用该控制算法能显著削弱舵机间隙环节对飞行控制的影响。     

基于扰动观测器的高超飞行器建模及控制

提出了基于扰动观测器的高超声速飞行器控制器设计方法.针对高超声速飞行器的机体/发动机一体化设计布局、弹性轻质材料的广泛使用以及处于大高度和高马赫数的飞行条件的特点,建立了考虑推进及弹性影响的模型.在典型高超声速飞行器几何结构基础上,结合高超声速气动力学和气动弹性相关理论,建立了非线性纵向模型方程;分析模型不确定性的3种来源：参数、结构以及非结构,建立了非线性不确定模型;基于理论推导,采用基于扰动观测器的控制方法设计鲁棒控制器.仿真结果表明,本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性.     

高超声速再入滑翔飞行器的模糊变结构控制

针对高超声速再入滑翔飞行器的再入姿态控制,设计了模糊变结构姿态控制器.根据控制系统的任务,建立了面向控制的模型.将模糊控制与滑模变结构控制的思想相融合,研究了模糊滑模变结构控制器的设计方法.通过在稳定的误差相平面内构造稳定的滑模面,模糊控制器根据误差状态与滑模面的相对位置输出控制信号,使得系统的轨迹能趋近稳定的滑模面,从而使得误差沿着滑模面收敛到原点.将模糊滑模变结构控制方法应用于高超声速滑翔洲际飞行器,给出了再入滑翔姿态控制器的设计方案,分别对攻角、侧滑角和倾侧角设计了独立的模糊变结构控制器,提出了分段线性控制分配方法.在Matlab中进行了整个控制系统的仿真测试,验证了该方法的可行性.