具有攻击角约束的非奇异终端滑模导引律设计

为了满足导弹拦截高速大机动目标时高精度制导的需求,首先对二维平面内的弹目相对运动方程进行状态扩张,对于影响制导性能的目标总扰动采用了扩张状态观测器的方法进行动态补偿。然后在非奇异终端滑模面的基础上选取了两种滑模趋近律,设计了两种具有攻击角约束的非奇异终端滑模导引律。最后数值仿真结果表明,在观测器对扩张系统状态进行实时有效估计的前提下,针对不同的期望视线角和目标机动方式,所设计的两种导引律在满足期望的性能要求的同时,可实现导弹对目标的高精度快速打击。     

带有攻击角约束的多导弹协同制导律

针对带有攻击角约束的多导弹同时攻击机动目标问题,提出了一种带有攻击角约束的协同制导律。首先基于平面内的导弹-目标相对运动方程,建立了带有攻击角约束的协同制导模型;其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分:一是基于图论的有关内容,运用有限时间一致性理论设计沿着视线方向上的加速度指令来保证所有导弹与目标的相对距离在有限时间内到达一致,进而保证所有的导弹同时击中机动目标;二是利用非齐次干扰观测器对机动目标的加速度进行估计,并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的终端视线角,即每枚导弹以期望的终端视线角成功击中目标;最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明本文设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。     

基于状态相关黎卡提方程的非线性协同制导律

针对小角度假设或其他线性化条件不满足时的协同拦截问题,提出了一种适用于非线性模型的协同微分对策制导律。考虑两枚拦截弹协同拦截单个机动目标,以微分对策理论为基础,以实现碰撞拦截为目的,将两枚拦截弹的视线角速度作为状态变量,结合状态相关黎卡提方程方法,把复杂的求解偏微分方程问题转化为容易求解的次优化问题,最后得出了可在线应用的解析形式闭环解。这种闭环解在形式上具有耦合性,体现了一种显式的协同关系,且不依赖于剩余时间,从而避免了对剩余时间估计精度问题的考虑。通过非线性仿真验证了所设计制导律的性能,拦截弹采用所提协同制导方法时侧向加速度要求得到了降低,与线性方法相比所消耗的控制能量减少了约25%。     

考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律

在输入受限的情况下,为了满足导弹拦截机动目标时高精度制导的需求,首先建立了满足输入受限和考虑导弹自动驾驶仪一阶动态特性的制导模型,其把目标加速度视为未知有界的外界干扰,通过设计自适应控制估计干扰的上界来避免对干扰上界的先验要求,同时结合滑模控制,设计了一种考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律,并且基于Lyapunov稳定性理论证明了制导系统状态渐进收敛到零。最后,在所设计的制导律下,对目标余弦机动和阶跃机动两种情况进行了仿真,得到的脱靶量分别为0.040 m和0.036 m,拦截时间分别为6.460 s和7.833 s。仿真结果表明所设计的制导律不仅保证导弹有效击中目标,并且具有较高的制导精度。     

拦截机动目标的多约束下协同制导律

为使多空空导弹以不同的落角同时命中机动目标的不同关键部位,提出一带有落角约束和视场角约束的三维协同制导律。首先在导弹的偏航和俯仰平面分别运用二次型最优控制的黎卡提方程推导了带有落角约束的加速度指令,以确保导弹按期望的落向和落角打击目标。其次采用可控开关反向原加速度指令的方法,对视场角进行修正,确保目标始终在导弹视场内。然后基于有限时间一致性理论,在落角约束与视场角约束的基础上设计了具有时变导引系数的协同制导律,使各导弹同时击中机动目标。最后通过仿真验证了所设计的多约束条件协同制导律的有效性与正确性,相比于比例导引可以实现对目标不同方位的协同打击,脱靶量小于0.41 m,落角落向误差均小于0.23°,时间误差在0.1 s以内,并有效避免了机动指令的抖振现象。     

多导弹攻击时间协同的滑模制导律

针对多导弹攻击时间协同的高价值或大型目标攻击问题,基于滑模控制方法,提出了一种非奇异的滑模制导律,并设计了一种适用于机动目标的导弹剩余飞行时间估计方法。通过对滑模制导律切换控制部分的合理设计,保证了系统的Lyapunov稳定性,且避免了滑模面的收敛和保持受到弹道收敛的影响总是可达的。适用于机动目标的剩余飞行时间估计方法采用虚拟目标的设计思路,将目标加速度和速度对弹目相对运动关系的影响投影到弹目视线方向上,从而实现目标的虚拟静止。针对目标固定、非机动和机动三种情况,进行了多枚导弹飞行时间协同攻击的数字仿真。仿真结果表明所估计的剩余飞行时间可以快速收敛到真值,且误差趋近于零。所设计的多导弹攻击时间协同滑模制导律在完成目标攻击的同时,实现了导弹间在攻击时间上的协同。     

新型扩张状态观测器及其噪声抑制的特性分析（英文）

为了提升对快变干扰的估计性能,把输出估计误差的非线性项和切换项作为反馈设计一种新型非线性扩张状态观测器.在对干扰具有相同的估计性能下,新型非线性扩张状态观测器的增益相对较小,因而该新型非线性扩张状态观测器比传统扩张状态观测器拥有更好的噪声抑制性能。仿真结果表明新型扩张状态观测器对干扰的估计误差是传统方法的1/4。     

双导弹拦截角度协同的微分对策制导律

为提高命中高价值目标的概率,基于线性二次型微分对策理论,对两枚导弹协同拦截单个目标的制导律进行了研究。单枚导弹在最小化自身脱靶量的同时,与另一枚导弹实现拦截角度上的协同,从而构成特定的拦截态势,以提高拦截机动目标的性能和末制导尾端对目标的可观测性。所推导的微分对策制导律考虑到了对策三方的控制系统动态,且具有解析解,形式上为零控脱靶量和零控协同拦截角误差的线性组合。基于推导结果完成了微分对策制导律的制导增益和对策空间分析,给出了鞍点解的存在条件,并进行了分析。非线性系统仿真结果表明由于导弹间存在显式的协同关系,拦截目标所需的加速度较低,且在设定的协同拦截角度收敛后,加速度会进一步减小。     

带落角约束的多导弹分布式协同制导律

为实现多枚导弹协同攻击机动目标,基于具有推力可控能力的导弹,提出了一种带落角约束的多导弹分布式协同制导律。将制导律的设计分离为视线方向和视线法向上两个部分:视线方向上基于多智能体协同控制理论和超螺旋控制算法,设计制导律控制导弹剩余时间在有限时间内趋于一致;视线法向上运用零化视线角速率思想和有限时间滑模控制理论,设计制导律控制导弹击中目标的同时满足落角约束。并针对两部分制导律中存在的目标机动信息,分别设计非齐次干扰观测器进行估计。仿真结果表明,提出的制导律能够有效完成协同攻击任务,脱靶量和落角误差分别控制在0.13 m和0.02°以内,并且有效抑制了抖振现象,有利于提高导弹自动驾驶仪的跟踪精度。     

捷联式惯导系统快速初始对准方法研究

针对初始对准过程中对准精度与快速性相矛盾的问题，提出并设计了把扩张状态观测器（ESO）与卡尔曼滤波滤波估计器相结合，用于捷联惯导系统初始对准的方法。数值仿真结果表明，该方法使对准过程所需要的时间大大缩短，并保证了较高的对准精度及较强的鲁棒性。     

折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.      

DYNAMIC MODELING AND STABILITY CONTROL OF FOLDING WING AIRCRAFT 1)

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.     

基于扩张观测器的四旋翼无人机轨迹鲁棒滑模控制

针对四旋翼无人机轨迹追踪问题,提出了一种基于扩张状态观测器的鲁棒滑模控制方法。考虑无人机系统受到内外部扰动、线速度未知等不确定性影响,通过引入扩张状态观测器,对系统不确定因素进行实时估计并给予补偿,实现了系统对扰动的鲁棒性和对环境的高度适应性。同时,滑模控制通过引入切换函数来消除干扰及不确定项,但较大的切换增益会引起系统颤振,因此,干扰和不确定项是颤振的主要来源,利用扩张状态观测器来估计干扰及不确定项并加以补偿,消除了颤振。利用Lyapunov理论,证明了控制系统的稳定性。系统仿真实验结果表明,所提出的控制方法能够保证四旋翼无人机轨迹追踪的鲁棒性,旋翼转速最大跳变幅值降低86.4%~94.5%,提高了系统稳定性。     

基于姿态角估计的四旋翼飞行器多传感器故障诊断方法

针对无法直接测量得到姿态角的四旋翼飞行器多传感器偏差故障检测与诊断问题,提出一种基于姿态角估计的多传感器故障同时发生的故障检测与隔离以及故障偏差值估计的方法。首先,在考虑模型误差的前提下,建立四旋翼飞行器动力学模型和传感器模型,构建四旋翼飞行器故障检测与诊断系统。其次,在利用基于滑模观测器得到姿态角估计值的基础上,设计非线性故障观测器对故障进行检测与隔离。最后,构建非线性自适应观测器实现未知故障偏差值的估计,并证明自适应律的稳定性和参数收敛性。实验结果表明,该方法能实现多传感器偏差故障检测与隔离,并在5 s之内实现对传感器多故障偏差的估计与跟踪,且估计误差有界,该方法有效性得以验证。     

拦截高超声速飞行器的三维有限时间制导律设计

由于高超声速飞行器具有飞行速度快、机动能力强等特点,因此,传统的制导方式难以保证拦截弹拦截高超声速飞行器时的制导精度。为了减小弹目相对速度,降低对拦截弹的过载能力要求,按照前向制导方式,设计了有限时间收敛的三维前向滑模制导律。该制导律采用了连续的快速双幂次趋近律,不仅保证收敛速度快,同时削弱了传统制导律中存在的抖振现象。在此基础上为了处理系统扰动的上界未知的问题,又设计了自适应滑模制导律,该制导律既可以处理未知上界的外部扰动又可以保证第一种制导律所具有的良好特性。运用李雅普诺夫稳定性理论对所设计的滑模制导律进行了理论证明,最后,通过数值仿真验证了所设计制导律的有效性及优越性。     

可重复使用运载器大姿态机动自抗扰控制

针对可重复使用运载器大俯仰角或偏航角转弯机动而产生的姿态角奇异的控制问题,提出了基于四元数的自抗扰控制方法。通过两级跟踪微分器从期望四元数中逐步得到三通道解耦的角加速度信号,然后利用扩张状态观测器观测模型中的不确定项,最终采用动态逆得到解耦的三通道发动机等效摆角或RCS(Reaction Control System)等控制信号,并设计了数字滤波器对弹性振动与液体晃动信号进行滤波处理。考虑到系统模型具有非线性、不确定性、11阶弹性振动、一阶液体晃动、风干扰和气动偏差等多种外部扰动条件,对可重复使用运载器从主动段到再入飞行段进行了非线性六自由度仿真分析。仿真结果表明,基于四元数的自抗扰姿态控制器具有快速、平稳、超调量小、抗干扰能力强、无系统抖振且控制参数较少的特点。     

基于平方根UKF滤波的轨道机动飞行器自主导航方法

在利用SINS／GPS对轨道机动飞行器进行自主导航的过程中,为提高轨导航精度,将惯导工具误差作为状态变量进行估计,同时考虑了杆臂偏差对导航精度的影响,将GPS卫星的星历误差、对流层误差视为一阶马尔科夫过程,用Allan方差的方法建立了GPS接收机的误差模型。为保证滤波过程中协方差阵的正定性,提高计算精度和速度,应用平方根UKF滤波方法进行轨道机动飞行器自主导航,仿真结果验证了所给出方法的可行性和有效性。     

基于互补滤波的动中通天线姿态估计

为了满足低动态下天线稳定的要求,构建了一个基于微机械陀螺、加速度计和磁强计组合的动中通低成本姿态测量系统.该系统利用加速度计重力场分量估计的倾角和磁强计地磁场分量估计的航向角作为辅助信息,校正陀螺漂移误差.根据陀螺与辅助传感器的互补特性,设计一个多轴互补滤波器,利用陀螺的高频分量和辅助信息的低频分量估计姿态角.根据载体机动状态调整控制器参数,使滤波器能自适应选择交接频率,减小机动加速度对姿态估计的影响.实验结果表明,互补滤波能有效地估计出姿态,系统的动态估计精度在±2°内.     

基于状态观测的双臂空间机器人分散容错控制

针对关节执行器发生部分失效故障的双臂空间机器人系统的控制问题,设计了一种基于状态观测器的自适应分散神经网络容错控制器。结合拉格朗日第二类方法建立了空间机器人系统的动力学方程。根据分散理论将空间机器人执行器故障的容错问题转化为参数不确定的非线性交联系统的自适应控制问题。利用状态观测器得到了系统的角速度信号,通过自适应分散神经网络对系统的不确定项与交联项进行估计。基于Lyapunov函数法给出了观测器与控制器的稳定性判据。数值仿真表明,无论执行器是否发生故障,该控制器均可以在2 s内实现高精度的轨迹跟踪控制,且观测器均能精准地估计关节的实际角速度信号,从而验证了理论分析的正确性与算法的可行性。     

高超声速机动目标的强跟踪UKF自适应交互多模型算法

针对高超声速强机动目标的运动具有复杂性、突变性和强非线性等特点,单模型跟踪算法难以实现精确跟踪的问题,提出了一种基于多重渐消因子的强跟踪UKF自适应交互多模型算法。考虑现有强跟踪UKF算法引入单渐消因子的不足,根据正交性原理推导得到了引入多渐消因子的强跟踪UKF算法,完成了对非线性目标状态的滤波估计;在交互多模型算法的子模型中选用改进的CS-Jerk模型;对交互多模型中各子模型间的转移概率进行在线自适应调整,并与改进CS-Jerk模型结合克服了单模型算法跟踪强机动目标的不足,实现了模型与目标运动模式的实时最优匹配。仿真结果表明,与单模型算法和经典多模型算法相比,提出的算法使得不同条件下位置和速度的跟踪误差至少降低11.89%,有效提高了高超声速强机动目标跟踪精度。