基于SE(3)的航天器姿轨一体化有限时间容错控制

针对相对运动航天器,当执行机构出现故障以及外部干扰和系统不确定性同时存在的情形下,利用滑模控制的鲁棒性,提出了一种有限时间容错控制方法。基于李群SE(3)建立了单刚体航天器姿轨一体化模型,并在指数坐标下推导了相对运动航天器误差动力学方程。设计了一类非奇异快速终端滑模面,并采用等价自适应方法设计控制器估计和补偿外总扰动,提出的容错控制算法可以不依赖于故障诊断与检测环节。运用Lyapunov方法证明了系统在故障和扰动等多约束条件下的稳定性和有限时间快速收敛性,数值仿真结果分析也验证了该容错控制器的快速性、准确性与可靠性。     

基于终端滑模理论的攻击时间控制制导律

为实现导弹的攻击时间控制,基于导弹和目标的相对运动模型,对静止和匀速运动目标条件下的攻击时间控制制导问题开展了研究。根据静止目标条件下的导弹前置角理论计算公式,构造了关于前置角跟踪误差的滑模切换面。基于终端滑模理论,设计了一种无奇点的攻击时间控制制导律。对所设计制导律的收敛性及相关参数的取值范围进行了理论分析,证明了该制导律满足Lyapunov稳定性条件,并且不存在奇点。利用落点预测理论对制导律进行了推广,使所设计制导律能够实现匀速运动目标下的攻击时间控制。在不同条件下进行数值仿真,验证了制导律的有效性。     

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。     

基于二阶滑模的刚体航天器姿态跟踪控制

针对存在参数不确定性和外加干扰的刚体航天器的姿态跟踪控制问题,提出一种基于二阶滑模的姿态跟踪控制方法。首先介绍高阶滑模控制基本原理,并建立基于修正罗德里格参数(modified Rodrigues parameter, MRP)描述的航天器数学模型,采用李雅普诺夫第二法推导二阶滑模姿态控制律。理论分析和仿真结果表明该方法能够有效消除系统抖振,并实现航天器姿态跟踪的精确定位,且系统具有全局稳定性和鲁棒性。     

三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律

针对导弹以固定终端攻击角拦截机动目标的制导问题,提出一种三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律.首先,利用相对运动质点模型将三维制导问题转换为二阶视线角系统的控制问题.其次,构造一种多变量非奇异的快速终端滑模面,结合改进型超螺旋算法,设计了有限时间超螺旋滑模制导律.同时,通过参数自适应增益实时在线估计目标机动引起的外部扰动...     

逼近非合作目标的自适应二阶终端滑模控制

针对逼近非合作目标过程中的相对轨道姿态耦合控制问题,综合考虑系统不确定性、外部干扰以及滑模控制中的抖颤问题,设计了无抖颤的自适应二阶非奇异终端滑模(second order nonsingular terminal sliding mode, SONTSM)控制器。首先根据视线坐标系下的相对运动方程和体坐标系下的相对姿态方程建立了相对位置和姿态一体化模型。将高阶滑模控制思想与非奇异终端滑模控制理论相结合,使所设计控制器克服了传统滑模的抖颤问题,并同时具有收敛快、精度高、鲁棒性强及能量消耗小等优势。基于Lyapunov理论,对系统稳定性进行了严格的证明。数值仿真验证了控制器的正确性和良好的控制性能。     

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。     

空间绕飞任务中航天器姿态跟踪的鲁棒控制

研究了空间绕飞任务中从航天器对主航天器进行观测时的姿态跟踪控制问题,提出了综合考虑挠性、外部扰动和参数不确定性等因素的输入饱和鲁棒控制器设计方法。根据主、从航天器的质心相对运动信息,解算出了从航天器的期望跟踪姿态。为保证从航天器跟踪期望姿态时控制器的有界性和强鲁棒性,将文献中已有的一种一阶滑模姿态调节控制器推广到了姿态跟踪的情况。进一步,为消除一阶滑模控制的高频抖振问题,将姿态跟踪问题转化成了标准的二阶滑模控制问题,提出了一种连续的二阶滑模姿态跟踪控制器。仿真结果表明,本文算法能有效实现绕飞过程中的姿态跟踪,同时具有强鲁棒性。     

考虑发动机推力受限和动特性的有限时间收敛制导律

针对发动机推力受限和动态延迟的制导问题,设计了一种具有鲁棒性的非奇异滑模制导律,并证明了有限时间收敛条件。首先,基于平面弹-目相对运动学关系,建立了考虑发动机一阶动态延迟的弹-目相对运动数学模型。其次,基于有限时间理论,证明了推力受限下制导律有限时间收敛条件及其性质;并推广到动态延迟情况下,设计了非奇异滑模制导律;最后,用边界层函数代替符号函数去除抖振。仿真结果表明了制导律具有更高的制导精度并对高速目标机动具有鲁棒性,验证了有限时间收敛条件和性质。     

基于滑模变结构制导律的捕获区分析

针对拦截弹的中末制导交接班条件设置问题, 分析了以滑模变结构制导律为末制导律的捕获区。首先, 结合临近空间作战背景建立末制导段弹目相对运动模型。其次, 基于滑模变结构控制理论设计了一种能够保证拦截末端过载收敛且性能优良的滑模变结构制导律作为末制导律, 并对其稳定性进行分析。然后, 分析了零控拦截条件并对滑模变结构制导律的捕获区进行理论推导、分析与证明, 得到了滑模变结构制导律的捕获区边界。最后, 通过设计4种情形下的仿真实验, 验证了本文捕获区分析的正确性。     

服务航天器超近程逼近目标的相对姿轨耦合控制

针对服务航天器超近程逼近目标的相对姿态轨道耦合控制问题,推导了耦合动力学模型并设计了相应控制律。通过引入描述相对运动构型变化的期望相对位置矢量和位置误差矢量,将相对轨道跟踪控制问题转化为调节器的设计问题。推导了考虑对接机构安装位置的相对姿态轨道耦合动力学模型。利用李雅普诺夫稳定性理论,设计了考虑未知有界干扰的相对姿态轨道耦合控制律。考虑控制输入受限进行数学仿真,结果表明所设计的控制律是有效的,并具有较好的性能。     

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。     

非奇异快速终端二阶滑模有限时间制导律

为实现对高速机动目标的准平行拦截,考虑导弹自动驾驶仪动态特性,设计了一种零化视线角速率的非奇异快速终端二阶滑模有限时间制导律。首先,基于终端滑模控制理论和二阶滑模控制理论,设计了非奇异快速终端二阶滑模制导律;其次,根据有限时间收敛控制理论,严格证明了系统的稳定性和有限时间收敛特性;为抑制测量噪声和估计弹目视线角速率,设计了有限时间收敛微分跟踪器,并将其与扩张观测器结合来估计不确定项。最后仿真结果表明:所设计的微分器不仅收敛速度快,估计精度高,且具有较强的抗干扰能力,同时针对目标做不同的类型机动,所设计的制导律均能实现视线角速率在有限时间收敛,为实现对高速机动目标的直接碰撞提供必要条件。     

目标监视绕飞导引方法研究

针对空间非合作目标近距离监视机动飞行,在给出视线坐标系中两航天器的相对运动数学模型的基础上,建立了跟踪飞行器的轴向轨控发动机模型,提出了直接以发动机产生向心力对目标进行绕飞的控制方法,并完全利用跟踪飞行器上光学相机所提供的观测信息,设计出一种在绕飞面控制视线转率为非零常值,同时在纵平面辅以比例导引的制导方法,使跟踪飞行器能在以目标为中心的近圆相对轨道上飞行.讨论了该方法下可实现绕飞的条件,给出了控制方法,通过数学仿真,验证了该方法的可行性.     

基于滑模变结构的弹道跟踪制导律设计

针对防空导弹弹道跟踪问题,基于滑模变结构理论设计了一种弹道跟踪制导律。首先,采用弹道坐标变量而不是时间变量对导弹质点运动模型线性化,得到允许扰动范围更大的线性化模型;接着,基于单输入线性系统滑模变结构控制理论设计滑模面和制导指令,并给出制导系统工作原理;最后,在一定干扰作用下,将所设计的跟踪制导律应用于导弹质点运动仿真,从模型优劣、抑制随机风干扰能力、鲁棒性等方面进行分析,并与线性二次型调节器（linear quadratic regulator, LQR）跟踪制导律进行了比较,结果表明,该线性化模型与以时间为自变量的线性化模型相比具有一定优势,且滑模制导律对模型不确定性具有更好的鲁棒性。     

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。     

融合角点特征与颜色特征的Mean-Shift目标跟踪算法

针对Mean-Shift算法稳定性差、无法适应目标遮挡的特点,提出了一种融合角点特征与颜色特征的目标跟踪算法。该算法利用Harris角点的特征不变性克服了Mean-Shift算法鲁棒性差的缺点,同时利用Mean-Shift算法中核概率密度估计特性克服了目标与背景角点难以区分的缺点。通过视频序列对该算法的跟踪稳定性与抗遮挡性能进行测试,结果表明,新算法的跟踪稳定性与抗遮挡能力优于基于单一角点或颜色特征的Mean-Shift算法。     

未知扰动下自主水面船自适应有限时间轨迹跟踪

研究了未知干扰下的自主水面船(autonomous surface vehicle, ASV)的轨迹跟踪问题,并提出了基于一种有限时间理论的自适应控制策略。首先,基于反演法将控制系统分为运动学回路和动力学回路两部分;在运动学回路,提出关于跟踪误差的快速终端滑模面(fast terminal sliding surface, FTSS),为实现跟踪误差在有限时间达到FTSS,设计了ASV速度的辅助控制律;在动力学回路,以速度辅助控制律为ASV速度的跟踪目标设计关于速度跟踪误差的FTSS,同时考虑外界干扰,设计了包含鲁棒项的自适应控制律,使得速度跟踪误差在有限时间内收敛于动力学回路FTSS附近的邻域;最后,基于船模的仿真实验证明了所设计控制策略的有效性。     

基于非奇异Terminal滑模的导弹末制导律研究

结合导弹拦截的精确末制导问题,提出了一种基于非奇异Terminal滑模的鲁棒末制导设计方法。基于Terminal滑模控制中滑模面上的跟踪误差能够在有限时间内收敛到零的思想,在末制导滑模中引入非线性项,代替传统线性变结构滑动模态的设计,同时将目标的机动加速度视为已知的有界扰动,并实时对极值进行自适应估计,推导出一种非奇异Terminal滑模制导律(TSMG)。导弹在TSMG制导律的导引下,弹目视线角速度可以快速收敛,从而保证导弹有很高的命中精度。仿真结果表明非奇异Terminal滑模制导律设计的有效性。