基于θ-D方法的方位角约束自主交会控制

基于θ-D方法研究了视线坐标系内带有方位角约束的自主交会控制问题。根据轨道坐标系相对运动模型,建立视线相对动力学模型。针对该模型具有非线性强耦合的特点,采用θ-D次优控制算法设计了自主交会的闭环控制方法,并讨论了加权矩阵选取原则。所设计的交会最优控制方法不需要实时求解状态相关黎卡提方程和哈密顿-雅可比-贝尔曼方程,使自主交会控制获得了简易性和快速性,同时实现了对交会方位角的控制,解决了对接口指向不同方位的交会问题。最后,数值仿真验证了控制方法的有效性,克服了交会模型的非线性和参数不确定性,且对于目标圆和椭圆轨道交会任务均适用。

基于θ-D技术的制导炸弹非线性控制方法

采用θ-D近似控制技术研究了制导炸弹非线性动力学的次最优控制问题。通过引入设计变量θ,使得伴随状态λ按幂级数序列展开,进而将HJB方程简化成一组递归的代数方程进行求解。以滑翔制导炸弹为研究对象,针对θ-D控制技术特点,在纵向平面内建立了制导炸弹的控制数学模型,并设计了θ-D控制器。数字仿真实验表明θ-D方法设计的制导炸弹控制器效果明显,方法是合理的、可行的,为制导弹药的非线性控制系统提供了一种新的研究思路。

基于θ-D方法带落角约束的三维末制导律设计

基于θ-D次优控制方法设计了一种满足落角约束的三维末制导律。对于采用倾斜转弯(BTT)控制方式的高超声速滑翔飞行器,其俯仰、偏航通道存在强耦合关系,基于双通道解耦的制导律设计方法不再适用。针对这一问题,首先建立了飞行器和目标的三维相对运动方程,通过重新定义状态变量,基于θ-D方法设计了一种带落角约束的三维末制导律。所设计的制导律不需要进行通道解耦,制导精度高,计算量小。仿真结果表明了该制导律的可行性和良好性能。

基于θ-D非线性控制方法的伴随轨道控制

为了实现燃料消耗最少的伴随轨道控制,研究使用θ-D次优非线性控制方法设计伴随轨道的优化控制律。相对运动模型中考虑了地球形状摄动的影响,且适用于在椭圆轨道上运行的目标航天器。采用状态变量增广法,对相对运动模型进行处理,以满足θ-D控制方法的要求。采用相对轨道要素设计了理想的基准伴随轨道。仿真计算结果表明,所设计的控制律是稳定的,能够以较少的燃料消耗实现伴随轨道的控制。

一种基于θ-D次优控制的三维末制导律设计

最优制导律在求解Hamilton-Jacobi-Bellman(HJB)方程时十分困难。θ-D方法是一种基于State Dependent Riccati Equation(SDRE)方法的新型次优控制方法,能够获得HJB偏微分方程的近似闭环解。针对最优制导律在求解HJB方程时十分困难的问题,文章在考虑导弹自动驾驶仪动态特性和末制导的三维真实拦截情况下,建立导弹和目标的三维相对运动方程,基于θ-D次优控制方法,经状态重定义后对模型方程的伪线性化处理,得到闭环形式的θ-D三维末制导律。为验证所提出制导律的制导性能,分别针对目标不机动和机动的拦截情况进行了数值仿真。仿真结果表明,相比自适应变结构制导律,文中设计的θ-D三维闭环末制导律能克服自动驾驶仪动态延迟对制导性能的影响;对于目标作大机动逃逸的情况,其制导性能更优。

BTT导弹非线性自动驾驶仪最优滑模设计

针对BTT导弹的飞行控制问题,提出了一种基于θ-D方法的最优滑模非线性自动驾驶仪设计方法。把导弹动态模型转化成一个级联的二回路系统结构,外环控制器的设计是基于θ-D近似方法的最优控制方法,内环控制器设计采用的是滑模控制方法,内环控制器所跟随的滑模面方程由外环最优控制得出。对所设计的非线性控制器进行了仿真分析,结果表明基于θ-D方法的最优滑模自动驾驶仪在非线性导弹飞行控制中具有较高的控制精度和很好的鲁棒性。

基于视线运动模型的椭圆轨道交会最优控制

针对航天器自主交会对接实际存在的接近方位角约束,在视线坐标系内讨论了椭圆轨道最优交会控制设计问题.根据椭圆轨道视线动力学模型具有时变非线性的特点,分别采用状态相关Riccati方程(state-dependentriccati equation,SDRE)方法和θ-D方法进行了最优交会控制器设计.考虑到实际施加的控制力沿原轨道坐标系各轴向更易于实现,结合SDRE方法中系统输入矩阵可与系统状态量相关,进而设计了控制力沿轨道坐标系轴向的最优交会控制器.数值仿真表明:两种方法均实现了带有方位角约束的交会;θ-D控制算法计算效率更高,而SDRE控制算法精度较高,且可以实现控制力沿轨道坐标系各轴定向施加.

基于SDRE的永磁同步电动机的近似最优控制

针对具有仿射非线性模型的永磁同步电动机,研究其非二次型性能指标的最优控制问题。非线性非二次型最优控制问题导致难以求解的HJB(Hamilton Jacobi Bellman)方程,为避免这一难题,首先采用SDRE(State-Depend-ent Riccati Equation)法将其转化成状态相关的Riccati方程求解问题。SDRE法需要在每一次采样时刻实时地求解一个代数Riccati方程,在高阶系统中巨大的运算耗时使得SDRE控制器难以实现,为此进一步采用一种有效求解SDRE控制器的方法 -θ-d法,它只需求解一次与初始状态相关的代数Riccati方程,控制器的其余参数均可离线通过矩阵的相关运算获得,从而大大地减少了在线计算量。另外,SDRE方法可以通过适当选取状态相关的加权矩阵,以较小的控制作用获得与常量权矩阵相近甚至更好的控制效果。最后,以永磁同步电动机为实例进行的仿真验证了本文方法的有效性与可行性。

接近和跟踪非合作机动目标的非线性最优控制

航天器在实施对空间非合作目标的近程操作任务中,需要接近目标并保持在目标附近的特定方位,对目标指定部位随动跟踪和观测。针对非合作机动目标的接近和视线跟踪的六自由度控制问题,根据视线坐标系下的相对轨道方程和体坐标系下的相对误差四元数姿态方程,建立了航天器间近距离相对运动的轨道和姿态联合控制模型。考虑模型的非线性、时变性和计算的快速性,采用θ-D控制方法进行接近和视线跟踪的轨道和姿态联合控制。为了减小跟踪同时存在轨道和姿态机动的非合作目标的控制误差,应用Lyapunov最小-最大定理设计了θ-D修正控制器,改善非合作目标同时进行姿态和轨道机动时的控制性能。仿真验证了模型的正确性和控制器良好的跟踪性能。

某型导弹俯仰运动非线性最优滑模控制器设计

针对俯仰运动模型,提出利用非线性最优滑模控制来设计某型导弹的俯仰运动控制系统.该方法利用一个二次型函数为性能指标,通过θ-D方法求解HJB偏微分方程,获取了非线性最优滑模面,根据所得的滑模面设计了滑模控制,采用边界层法来减小抖振.对控制系统性能进行了数值仿真.结果表明,该控制方法具有较好的控制能力和较强的鲁棒性.

基于SDRE的变体飞行器LPV稳定控制

针对变体飞行器飞行过程中存在的外部扰动和参数不确定性问题,提出一种基于状态相关黎卡提方程(state-dependent Riccati equation,SDRE)的线性变参数(linear parameter varying,LPV)稳定飞行控制方法。首先,基于变体飞行器的气动参数模型和纵向非线性动力学模型,综合考虑外部扰动、系统参数误差以及变形产生的附加干扰,并通过雅克比线性化方法,得到LPV系统模型。其次,针对考虑复合干扰的LPV模型,设计基于SDRE的控制律,并利用θ-D方法进行求解。最后,利用蒙特卡罗方法仿真验证了所提方法能够有效抑制复合干扰,实现飞行器的稳定飞行控制,具有较强的鲁棒性能和抗干扰能力。