大攻角飞行空空导弹鲁棒自动驾驶仪设计

当前,导弹自动驾驶仪多采用经典设计方法。是在导弹气动参数变化不大、通道间的耦合较小的情况下设计的。为了满足导弹高机动性能要求,常采用大攻角飞行;然而导弹大攻角飞行时,将会出现空气动力学系数不确定性、非线性和通道间的严重耦合问题,这就要求所设计的自动驾驶仪具有较好的鲁棒性。就导弹在大攻角飞行状态下、通道间解耦的基础上,针对空气动力学系数不确定性,用μ方法对俯仰通道驾驶仪进行了设计,仿真表明该方法具有较好的鲁棒性能。     

非正交转轴刚体姿态控制

针对非正交转轴二自由度旋转支架的刚体姿态控制问题,应用四元数方法,讨论了非正交转轴非正交参数的辩识方法,给出了姿态控制信号与姿态四元数参数之间的关系和一种具有全局指数渐进稳定性的四元数参数姿态控制方法。     

改进的最速跟踪微分器滤波效果仿真

为保证获得数据的实时性以及滤除数据在获取过程中存在的一系列野值干扰,利用鲁棒滤波理论对最速跟踪微分器的跟踪和抗野值功能进行了改进,利用误差反馈的思想,对最速跟踪微分器进行实时在线的补偿修正,并将改进型跟踪微分器与标准最速跟踪微分器和鲁棒Kalman滤波器仿真结果进行了比较,表明经改进的最速跟踪微分器有更好的跟踪、滤波以及抗野值效果。     

通用扩张状态观测器鲁棒飞行控制方法

针对存在参数不确定、外界干扰与测量噪声情况下飞行控制问题，提出一种基于通用扩张状态观测器的鲁棒飞行控制方法。首先基于状态相关的Riccati方程（SDRE）控制方法，对飞行器俯仰通道非线性模型进行扩展线性化；而后引入基于通用扩张状态观测器的控制方法，设计干扰补偿增益，实现对外界干扰的估计与补偿；最后通过在线解算状态相关矩阵及代数黎卡提方程，得出状态反馈增益与干扰补偿增益，实现对飞行器期望攻角的跟踪控制。通过与已有方法进行对比，验证了本文所提方法不仅对系统模型不确定性与外界干扰具有较强鲁棒性，而且在较大测量噪声情况下，其依然能够保证良好的跟踪控制效果，具有较强的工程应用价值。     

接触力控制的单腿机器人姿态控制

为了使Acrobot(Acrobat类型的单腿机器人)在运动过程中相对地面没有滑动,设计了基于接触力控制的姿态控制系统,将水平方向接触力作为内环的控制对象并限制其大小,使其总能满足摩擦锥的约束,从而保证在小腿姿态角的跟踪过程中足与地面间不会产生滑动。在Acrobot的直立姿态处,对其动力学方程进行线性化,并得到驱动力矩—水平接触力—质心水平位置—小腿姿态角的传递函数链,进而设计小腿姿态角的多环控制系统。在MATLAB中用"Sim Mechanics"工具箱搭建了Acrobot的虚拟模型,仿真结果表明,所设计的多环控制系统在实现小腿姿态角跟踪控制的同时还能保证足与地面间不产生滑动。     

无人机混合PID/H∞鲁棒着陆控制器

无人机在进场着陆过程中模型参数发生摄动,存在低空大气扰动和外界不确定性干扰等因素.基于无人机自动着陆性能要求,内环利用线性矩阵不等式凸优化方法,将鲁棒H∞控制转化为标准H∞控制处理,外环采用PID控制航迹,实现系统着陆轨迹的精确控制,有效抑制风干扰及外界不确定性干扰.所设计的控制律在顺风着陆和逆风着陆下分别进行仿真验证...     

卫星姿控实物仿真系统中的磁线圈分析

报道利用两对赫姆霍兹线圈模拟卫星的磁环境的研究。首先分析了赫姆霍兹线圈产生磁场的均匀度 ,接着分析了单一线圈安装和形状偏差对产生磁场的影响 ,然后提出地球磁场模拟方案 ,最后给出仿真结果和分析结论     

提高再入点精度的末助推级制导方法

本文将需要速度运用于导弹助推级以提高导弹的再入点精度,为再入机动及末制导提供较好的初始条件。文中还考虑到为调整推力方向进行姿态控制的工程可实现性。     

非线性系统的鲁棒H∞输出反馈控制

研究了带有时变参数不确定的非线性系统的鲁棒 H∞ 输出反馈控制问题 ,此不确定性包含在所有系统矩阵中并受到某种积分函数限制。建立了非线性鲁棒 H∞ 控制问题与相应一般非线性系统的 H∞ 控制问题之间的等价关系 ,从而通过求解不包含参数不确定的辅助非线性系统的标度 H∞ 控制问题来获得非线性鲁棒 H∞ 控制问题的解。     

大型飞行器制导与姿态控制联合仿真建模研究

针对固体火箭发动机、机动发射的大型飞行器的特点 ,提出了建立大姿态情况下全量、全干扰、非线性、时变的制导与姿态控制联合仿真数学模型的一般方法。以某型号固体发动机、机动发射的飞行器为背景 ,在综合考虑了控制系统动态特性和飞行器质心运动、绕质心运动、变质量特性、弹性振动特性、风干扰等因素的情况下 ,建立了飞行器的联合仿真数学模型。进而在面向对象仿真环境下 ,建立了直观、形象、易理想、易扩充的面向对象的飞行器联合仿真模型。仿真结果表明所建联合仿真模型是正确和有效的