求解广义特征值问题设计导弹H_∞增益调度自动驾驶仪

通过构造广义特征值问题求解H∞增益调度问题的最优解。采用矩阵奇异值分解理论,由H∞增益调度问题的线性矩阵不等式求解条件出发构造了用于求解H∞增益调度问题最优解的广义特征值问题。将所构造的广义特征值问题应用于D-K-D迭代算法中,以某地空导弹为例设计了H∞增益调度自动驾驶仪。仿真结果表明,所设计的自动驾驶仪的动态特性在导弹飞行条件大范围变化时,具有相当好的一致性,从而验证了广义特征值问题构造的正确性及其应用于H∞增益调度问题求解的可行性。

基于准线性化模型设计导弹H_∞增益调度自动驾驶仪

实现针对系统快变量攻角的自适应参数调节是导弹鲁棒增益调度自动驾驶仪设计的一个难点.为解决此问题,提出采用由状态替换方法建立的导弹准线性化模型作为设计模型,基于线性参数时变(LPV)/μ控制技术构造自动驾驶仪设计结构,并通过D-K-D迭代算法设计导弹H∞增益调度自动驾驶仪.所设计的自动驾驶仪不仅能够实现对马赫数和高度两个系统慢变量的自适应参数调节,还能实现对系统快变量攻角的自适应参数调节.非线性仿真结果验证了所提出方法的有效性。

空空导弹增益调度鲁棒H_∞控制自动驾驶仪设计

为了满足空空导弹大空域、高机动飞行的技术指标要求,提出了BTT导弹的增益调度鲁棒H∞自动驾驶仪设计方法;建立了BTT导弹线性变参数(LPV)系统数学模型;提出了LPV系统增益调度鲁棒H∞控制设计方法和设计过程;通过把BTT导弹自动驾驶仪分为俯仰、偏航/滚转通道分别进行设计,并以俯仰通道为例进行了仿真验证;仿真结果表明该控制算法具有良好的控制性能,从而,验证了增益调度鲁棒H∞控制算法的正确性和有效性。

增益调度自动驾驶仪结构特点与变轨迹飞行控制

构建了增益调度三回路自动驾驶仪系统来实现导弹实时变轨迹飞行,并对其结构原理、反馈量获取、控制性能及变轨飞行能力进行了研究。应用状态反馈原理和极点配置法建立了导弹纵向通道飞行控制数学模型;分析了弹体速度、动压和舵效率等状态参量对经典三回路自动驾驶仪控制指令的影响;根据增益调度理论,在自动驾驶仪中引入速度比、动压比及舵效率比等参数修正系统非线性,提出实际飞行过程中反馈量的获取方法。最后,分析了速率、复合稳定回路及过载回路的鲁棒稳定性。飞行试验表明:对大气密度、温度等数据的获取精度分别优于1.7%与3.0%;半物理实验表明:变轨弹道速度变化达到20.6%时,截止频率、加速度稳定增益和相角裕度分别由41.78rad/s、0.87、78.19°变为41.71rad/s、0.88和72.5°,相角裕度仍高于基准弹道最小值71.46°;动压变化77.6%时,自动驾驶仪仍保持了较好控制特性。实验结果表明,构建的增益调度三回路自动驾驶仪系统基本满足导弹实时变轨飞行的要求。

采用D-K-D迭代算法设计导弹增益调度自动驾驶仪

导弹增益调度自动驾驶仪除具有对时变参数的自适应调节能力外,还应具有对不可测量不确定性的抑制能力.为此,将导弹自动驾驶仪设计问题描述为一类含有不可测量不确定性的线性参数时变(LPV)系统的鲁棒增益调度问题,构造了模型匹配自动驾驶仪设计结构,并通过D–K–D迭代算法综合运用LPV控制方法和μ综合方法设计了导弹鲁棒增益调度自动驾驶仪.设计的自动驾驶仪不仅能够随导弹飞行马赫数和高度的变化自动进行参数调节,还能够有效抑制量测噪声、量测误差及建模误差等不可测量不确定性.仿真结果验证了设计方法的有效性和可行性.

基于μ综合的空-空导弹驾驶仪增益调度方法研究

为克服单一μ综合控制器实现空-空导弹驾驶仪全包线控制的保守性,提出了基于动压调度变量插值的空-空导弹驾驶仪μ综合控制器调度方案;分析了基于控制器输出信号插值的方案,避免控制器状态空间实现矩阵插值中对控制器的阶次约束,具有更好的灵活性,通过仿真结果验证改进方案可保证调度过程中状态变换的平滑性并有效地保证全包线飞行时弹体鲁棒镇定。

机载布撒器混合H_2/H_∞变增益状态反馈控制

研究了一种混合H_2/H_∞变增益状态反馈控制方法。在矩阵多胞域内,给出了只依赖于多胞顶点且使闭环系统稳定及满足预定的H_2和H_∞性能的线性矩阵不等式条件,并得到了对应的控制器。该方法不受对象结构约束,且适用于参数快变系统。将该方法应用于机载布撒器俯仰通道自动驾驶仪设计,结果显示了控制器的有效性。

鲁棒增益调度结构化火箭弹控制系统设计

发动机推力是影响火箭弹模型时变特性的重要因素。首先,基于122mm火箭弹推导了俯仰、偏航动力学线性化模型,并以线性分式变换来描述。然后,基于鲁棒增益调度设计了结构化的控制器。这种控制器具有矩阵形式的比例-积分结构,在续航段将速度和时间作为调度变量,在无动力飞行段将速度作为调度变量,按照线性控制综合方法整定各特征点的控制器参数,并用结构奇异值验证闭环系统的局部稳定性。最后,对设计的控制器做了仿真分析,结果表明,该控制器对火箭弹模型因推力、飞行状态变化等引起参数摄动的情况具有鲁棒稳定性。