针对高超声速飞行器带有参数摄动和外界复合干扰的纵向姿态高精度控制问题,提出一种带有观测器的时间设定性能预设控制方案。首先,设计新型性能预设函数用于约束跟踪误差的暂态性能和稳态性能,相比于传统方案,其可保证跟踪误差在设定时间内收敛至设定精度内,且可灵活调整收敛速率。其次,利用误差转换函数对跟踪误差进行无约束转换,通过对转换误差的控制进而使姿态跟踪误差满足预设条件。再者,基于反步法设计纵向姿态通道的攻角子系统虚拟控制指令和角速度子系统实际控制律,通过有限时间扩张状态观测器估计复合扰动,同时采用指令滤波器避免反步法中存在的指令微分项的“计算膨胀”问题。最后,考虑存在参数摄动和时变干扰情形下的飞行器纵向通道姿态系统,通过对比仿真校验所提方法可满足跟踪误差的性能约束。

卫星星载转台的快速扫描运动会对星体姿态产生较大扰动,为维持受扰期间星体姿态的高精高稳指向,在转台扫描路径规划和星体姿态控制器改进两方面采取措施:利用阿基米德螺旋线对载荷指向的星下点轨迹进行规划,使转台的转角、转速平滑缓变,以减小转台运动对星体姿态的扰动;根据规划轨迹解算的转台运动指令信息和转台的精确动力学模型,实时计算转台运动对星体产生的干扰力矩,并将其作为前馈量在控制器中同步补偿,再叠加高带宽的反馈控制,形成前馈+反馈的复合控制器结构。最后通过仿真验证了上述措施的有效性。

针对模型未知的空间非合作目标的位姿测量问题,提出了基于低成本固态激光雷达的点云配准方法。算法首先根据空间目标的特点,提取平面点与边缘点作为匹配特征点;接着,提出了基于迭代匹配与自回环的位姿求解方案,解决了位姿优化中误匹配与误差累计问题;最后,在气浮台半实物实验校验中,算法解决了固态激光雷达单线收发、不规则采样的问题,实现了实时鲁棒的位姿跟踪,同时降低了跟踪过程中累计误差,测量精度优于现有算法,能够满足对非合作目标相对位姿测量的任务需要。

提出两种改进型模型预测静态规划(MPSP)制导律算法,以提高在弱初始猜测条件下的收敛性。首先,将MPSP算法视作应用于欠定系统求根问题的牛顿迭代法;然后,基于线搜索和信赖域策略提出两种改进型MPSP算法;最后,以多约束条件下导弹末制导问题作为算例进行仿真分析,结果表明两种改进型MPSP算法在保证计算效率的前提下,具备更强的收敛性。

针对高速机动飞行器常用的程序化机动突防方式适应性不强、突防效果不稳定的问题,提出了一种基于深度强化学习算法的机动博弈制导方法。该方法以增大交会摆脱量为任务目标,采用深度神经网络拟合飞行器的制导律,应用强化学习方法训练网络参数,得到一种以突防拦截双方的位置和速度为输入、以飞行器的需用过载为输出的智能机动博弈制导律。数学仿真验证结果表明,在连续的状态空间和动作空间中,飞行器能根据当前态势自主选择合适的制导指令。相比传统突防方式,该制导律显著提升了交会摆脱量,且突防效果更稳定。

由捷联惯性导航(SINS)和全球定位系统(GPS)组成的组合导航系统在使用时会受周边恶劣环境干扰,导致GPS失锁现象发生。针对GPS失锁后精度迅速下降,无法正确导航的情况,提出了一种基于RBF神经网络辅助组合导航算法。在GPS信号良好且可用时,通过卡尔曼滤波对组合导航输出的导航信息进行数据融合,将解算后的速度和位置信息送入RBF网络进行在线训练;当GPS接收机信号异常导致失锁时,利用训练好的RBF网络补偿载体自身的速度和位置误差信息。该算法可以解决SINS随时间的增加,位置和速度误差逐步累积,导致无法导航的问题。通过跑车实验解算速度和位置信息,结果表明,速度平均误差在0.36m/s以内,位置平均误差在3.14m以内,证实了该算法对组合导航的有效性。

为了提高单一导航系统的定位导航与授时(PNT)服务性能,提出了一种基于惯性导航系统(INS)、全球卫星导航系统(GNSS)、芯片原子钟(CSAC)和高度计模块的组合导航系统硬件设计方案。阐述了各模块的工作流程及工作原理。为了验证设计可行性,进行了跑车实验,结果显示本设计具有较好的定位精度和导航性能。

针对运载火箭自适应增广(AAC)控制器的稳定性分析和参数设计问题展开研究。首先,在假定PD控制器稳定的前提下,证明AAC控制器的引入不会破坏PD闭环系统的稳定性。其次,提出了一种基于数量级计算的参数设计方法,实现快速高效设计AAC控制器。最后,通过数学仿真的方式验证相关算法的正确性。仿真结果表明,AAC控制器能够在刚体、弹性参数大偏差情况下实现对系统的稳定控制,证明了AAC控制器的稳定性和优越性,为后续工程实践应用打下了必要的基础。

提出使用衰减记忆滤波器和卡尔曼滤波器构成的两级滤波器来估计视线角速率。通过对滤波器特性的分析,可知该两级滤波器可以同时满足滤除噪声和跟踪机动目标的需求。与单级卡尔曼滤波器对比可知,两级滤波器估计所得的视线角速率超调量和振荡均较小,且在收敛时间相同的情况下滤波精度更高。

为控制磁悬浮飞轮的微振动,以振动力为抑制目标,提出了一种基于陷波器的复合控制方法。通过对磁悬浮飞轮干扰系统的建模,分析了振动力产生的机理,将传感器同频干扰和质量不平衡产生的同频振动力与传感器倍频干扰产生的倍频振动力分别进行抑制,提出抑制同频振动力与倍频振动力的全频复合陷波器控制方法,并通过MATLAB/Simulink仿真进行振动控制效果的验证,转速为209rad/s和628rad/s时分别在0.3s和0.65s后振动力趋近于0N;仿真结果表明,复合陷波器控制方法可以在全频范围内快速抑制同频及倍频振动力。

针对防空装备全被动行进间作战下目标定位,推导建立了一种单站递推最小二乘算法,通过探测到的目标方位角、俯仰角,可有效实现对目标的定位。同时采用α-β-γ滤波算法对探测值进行处理,可有效剔除毛刺,平滑探测值,提升定位递推算法的定位精度及收敛速度。

针对运载器再入段存在故障以及多源干扰情况下的姿态控制问题,利用部分干扰的已知信息,提出一种精细抗干扰容错控制方法。首先,建立包含故障与多源干扰的运载器姿态控制模型与弹性振动干扰模型;其次,设计一种干扰观测器对运动学中的模型不确定进行准确估计;结合强抗扰控制思想,设计干扰观测器估计弹性振动干扰,设计扩张状态观测器估计故障及其它干扰;最后,利用各观测器的输出,基于动态面控制,设计虚拟控制信号对非匹配通道的模型不确定项进行动态补偿,设计精细抗干扰容错控制器对故障以及多源干扰进行补偿,保证姿态跟踪的精确性。仿真结果表明该方法可有效提高姿态跟踪精度与系统可靠性,达到精细姿态控制效果。

以某高速变形飞行器作为研究对象,针对变形过程中的姿态稳定控制问题,提出了一种将非线性动态逆与滑模控制结合的姿态控制方法。文中首先建立变形飞行器的运动模型和变形过程中的气动模型;随后采用动态逆方法来解决控制输入非仿射的问题,并在动态逆控制的基础上,采用动态滑模控制补偿由于模型误差带来的系统逆误差,实现了俯仰角响应对俯仰角指令的有效跟踪;最后进行了数值仿真验证,结果表明本文设计的控制器在飞行器快速变形过程中仍然对俯仰角指令具有良好的跟踪性能。

在引力波探测任务中,针对大尺度激光建链时目标姿态动态变化以及姿态机动约束复杂的问题,提出了引力波探测卫星动态姿态规划方法。首先给出引力波探测卫星的最优目标姿态求解方法。然后,设计了随机节点启发式扩展方法和目标姿态实时更新方法,对力矩轨迹进行平滑处理,实现了动态目标姿态规划。仿真结果表明,与经典RRT姿态规划方法相比,本文提出的方法具有更高的指向精度,并且消耗能量少,可满足引力波探测卫星大尺度建链保持的任务需求。

针对经典“当前”统计模型预设目标参数无法随运动状态进行实时调整的问题,提出一种基于卡尔曼滤波的改进自适应滤波算法(MAF),通过对机动频率及加速度方差的计算,实现目标运动参数的自适应调整,提高跟踪精度。仿真结果表明,该种新型自适应滤波算法相比固定参数的“当前”统计模型滤波算法具有更高的跟踪精度、更强的稳定性,在高信噪比环境下的位置跟踪精度提高20%,低信噪比环境下的位置跟踪精度提高2倍,具有一定工程实用价值。

针对直接入轨固体运载火箭的多约束条件,为减小飞行攻角指令大小和飞行轨迹散布,以改善火箭飞行的力热环境和减小入轨点速度损失,提出了一种根据实际飞行情况在线确定级间无动力滑行时间的数值预测方法。首先,在合理的假设下,综合考虑计算精度和计算效率,建立了无量纲化的数值预测制导模型。随后,考虑飞行过程约束和入轨终端约束,制定了级间无动力滑行时间数值预测制导策略和流程。最后,通过数学仿真,表明所提方法在满足入轨点参数及控制精度要求的情况下,大幅减小了飞行攻角指令,缩小了飞行轨迹散布,具有较好的应用价值。

针对自抗扰控制器在无拖曳卫星应用时瞬态性能以及鲁棒性上的不足,提出了自抗扰控制器非线性fal函数的改进形式——faln函数。函数通过调节函数大误差段增益,提高扩张状态观测器的抗差能力,以改善控制系统的性能。将faln函数与现有的自抗扰控制器形式进行对比仿真分析,结果表明faln函数可以让控制器拥有更快速、平稳的过渡过程,可以很好地提升无拖曳系统的控制性能。

研究了敏捷遥感卫星侧摆过程中的姿态控制问题。针对敏捷遥感卫星需要进行大角度侧摆完成成像的姿态机动任务,采用控制力矩陀螺(CMG)作为姿态控制的执行机构,提出了一种面向侧摆机动的无显奇异斜装金字塔构型方案,设计了基于参考轨迹法规划的侧摆机动控制律,结合带零运动的伪逆操纵律进行侧摆机动,消除了显奇异对侧摆机动的不利影响。最后进行了仿真验证,结果表明斜装金字塔构型方案在预设参考轨迹的约束下能够完全回避内部显奇异,实现了遥感卫星敏捷姿态机动,有利于遥感数据的高效获取。

针对传统卡尔曼滤波在复杂、高动态条件下滤波不稳定的问题,提出一种改进调节因子的Sage-Husa自适应滤波算法。该算法利用全球定位系统(GPS)三维速度信息对滤波异常判定条件中的调节因子进行实时优化,动态估计量测噪声的协方差阵,提高组合导航系统的自适应性。仿真结果表明,改进的Sage-Husa自适应滤波算法计算量明显降低,与传统卡尔曼滤波相比,能够保持较高的自适应性,明显改善定位精度。

针对复杂空间环境下的太空任务场景,提出一种小卫星集群系统任务规划与控制方法。研究了小卫星集群系统空间任务规划模式及主要流程;引入基于不同任务模式的集群智能指挥与决策方法;通过优化转移轨道与任务构型,在减少轨道转移消耗的同时提高目标观测效果,引入自主协同控制使集群个体配合执行任务,提高任务的准确性,使性能最大化。仿真结果表明:小卫星集群系统任务规划与控制设计可实现对空间目标的多轮精确观测,解决小卫星集群空间协同问题,为开展更大规模集群设计提供理论基础和技术支撑等。

针对RLV(可重复利用运载火箭)发动机推力下降后助推段与返回段的协调弹道优化问题,提出了弹道评估与决策方案及新型优化制导律。首先基于弹道数值积分与入轨机械能设计了针对RLV助推段推力下降故障的运载与返回能力评估与决策方案,得到效益最优的弹道决策区间。进而设计利用PSO(粒子群优化算法)优化ZEM/ZEV(零控脱靶量)制导律的弹道优化方案。在助推段发动机推力下降后优化关机与落地时间使入轨与返回能力综合最优;在助推级分离后优化二次点火高度与制导律参数使其满足最大热流约束;在降落段推力进一步下降后,精细优化落地时间与制导参数以实现精确软着陆。仿真结果表明,本文提出的方案提高了RLV在发动机推力下降情况下的入轨与着陆能力,且算法计算量小,结构简单。

针对固体运载器耗尽关机能量管理问题,提出一种基于模型预测静态规划的快速能量耗散规划方法。为降低了能量耗散末段的姿态剧烈抖动现象,除末端速度和倾角外将控制量一并作为终端约束,最终形成多约束控制序列优化问题。利用模型预测静态规划算法在求解该类的最优控制问题方面的高效性,实现在飞行过程根据当前飞行状态在线能量耗散指令的快速计算。仿真结果表明,该能量耗尽管理方法有效可行,且具有很高的精确性和实时性。

针对高速飞行器巡航段的速度和高度指令跟踪控制问题,提出了一种基于线性扩张状态观测器的预测滑模控制方法。首先,对飞行器模型进行反馈线性化,在此基础上设计了速度通道和高度通道的跟踪滑模面,利用Taylor展开对跟踪滑模面进行预测;其次,利用优化性能指标推导出预测滑模控制律,使用Lyapunov稳定性理论证明其稳定性,所设计控制律可避免使用不连续切换函数,有效抑制抖振;然后,利用飞行器速度、高度和俯仰角的测量值,设计基于反正切跟踪微分器在线估计飞行器的航迹倾角和攻角;最后,针对带有飞行器状态估计误差以及飞行器参数偏差的动力学系统,将这些内外干扰视为系统“总扰动”,通过线性扩张状态观测器对其进行观测并加以补偿,通过对比仿真验证了所提方法的有效性。

对有主动段终端姿态约束的运载火箭制导控制问题进行研究,提出一种考虑终端姿态约束的分段迭代制导方法。该方法将末级主动段的制导控制分为2段,占大部分飞行时间的主动段前段采用考虑终端位置、速度约束的迭代制导方法以最大化运载能力,主动段末段采用考虑终端速度、姿态约束的迭代制导方法在实现精确入轨的同时控制终端姿态。仿真结果表明该方法能同时满足轨道根数约束和终端姿态约束,且推进剂消耗量和传统迭代制导方法相当。

针对缺乏故障样本的卫星姿态控制系统(ACS)故障诊断问题,研究一种基于迁移成分分析(Transfer Component Analysis,TCA)的卫星姿态控制系统故障定位方法。以设计阶段的卫星模型作为标称模型,以在轨卫星作为实际模型;利用标称模型和实际模型的健康数据拟合ACS系统模型,生成残差信号,提取故障特征。以标称模型残差特征、实际卫星残差特征分别作为源域、目标域数据,利用TCA方法进行特征变换,以减小源域和目标域的残差特征分布差异,从而解决在轨卫星的故障诊断问题。基于三轴气浮台的半物理仿真试验表明,在无故障样本情况下,本文所设计的引入TCA的卫星ACS系统故障定位方法明显提高了故障部件定位的准确性。

在北斗三号卫星星间链路无法获取姿控系统闭环姿态角的情况下,为使其能继续计算指向保持建链,本文提出采用预报姿态进行建链计算的方案,并提出了一种全时段(包括地影期偏航正负阶跃时)的姿态预报算法。根据在轨真实姿态数据评估了长时预报姿态的精度和将其用于建链计算的指向精度。研究表明,本文提出的预报姿态方法在一年中99.998%的时间误差小于0.1°,一年内所有时间的误差在1.7°以内,将预报姿态应用于星间链路指向计算完全可行。本研究可为北斗导航系统精度与可靠性提升提供依据。

分析了低中高不同轨道高度受摄演化规律,针对2种典型的异构混合星座,提出了星座部署偏置量计算方法及星座构型保持控制策略。算例表明,合理利用入轨轨道参数偏置和摄动运动保持控制,可以实现异构星座卫星最优协同工作。

针对传统数值预测校正制导指令实时性难以保证的问题,考虑当前及终端状态约束,利用卡尔曼滤波估计速度中点对应的无量纲高度,获得满足再入约束的速度-高度飞行剖面,进而获得对应的倾侧角指令。该算法中,每次制导指令产生仅需要两次单变量积分运算,有效降低了计算资源消耗。在再入段飞行末端,针对速度-高度拟合系数求解奇异问题,在当前速度与末端速度之差小于一定的阈值时,跟踪最后一次规划产生的标准飞行剖面生成倾侧角指令,提高算法收敛性。仿真表明,该算法计算量小,制导精度高,具有较强的鲁棒性和工程应用潜力。

针对中国地球静止轨道(GEO)导航卫星定点精度要求高、在轨位置保持操作频繁等特点,设计了一种基于惯性测量单元(IMU)的自主导航方法。该方法能够在卫星位置保持操作期间,有效地给出导航卫星的精确轨道信息。该自主导航方法采用IMU测量卫星的姿态信息和加速度信息,并基于轨道动力学方程设计了导航卫星位置保持期间的自主导航算法,仿真表明该方法可以大幅提高GEO导航卫星位置保持期间的自主导航精度,从而保障GEO导航卫星导航业务的连续性。该方法结构简单,性能可靠,具有良好的工程价值。

针对目前采用ASIC芯片架构的GNSS接收机设计完成后算法和软件不易改变、扩展性低和灵活性差等缺点,提出一种基于FPGA的接收机架构并进行了软硬件设计。接收机在FPGA芯片的基础上完成信号的捕获、跟踪和解算等一系列操作,提高了接收机的集成度、扩展性和兼容性。同时针对卫星定位原理造成的高程误差较大的缺点,将高精度大气压强传感器引入接收机,对接收机输出的高度信息进行校正。地面跑车试验结果表明,该接收机能够可靠实现符合预期的定位功能,具有一定的工程实用性。

创建了“孔雀”垂直起降飞行器的数学仿真模型供飞行器控制技术人员进行可重复使用垂直起降飞行器控制技术研究。该模型包括飞行器的运动学方程、气动特性、风模型和发动机推力及伺服电机特性模型,并给出了一套模型的标称参数。本文最后采用一套制导控制策略进行了飞行器的运动仿真作为模型仿真的一套用例。

本文的目的是在不使用推力的情况下保持空间系留电梯主航天器在货物运输时的轨道半径,为此,基于六自由度动力学模型,对系统平衡状态进行了分析,得到了一种新的自稳定修正律。在此基础上,提出了一种新的控制策略,仅通过调节电梯舱的速度,实现了主航天器的轨道半径保持,并抑制了系统摆动。基于所提出的控制策略,采用等比例收缩时域模型预测控制律进行了仿真校验。仿真结果显示了该控制策略的有效性。

为进一步提高航天运载器故障下飞行的可靠性,提出了适用于多级入轨运载器故障的自主任务规划策略。基于混合最优控制进行飞行任务规划建模,以此为基础进行中止逻辑系统和快速轨道重构/生成框架设计,在统一的框架下综合分析评估助推级及上面级的任务中止能力并进行最优轨道重构。通过发动机节流阀故障下飞行仿真表明,该方法可以在中止能力评估的基础上进行最优轨道重构,最大限度保障飞行器的任务完成能力。所提出的方法可以拓展应用于多级运载器的总体方案设计阶段,分析不同总体设计参数对运载器中止能力的影响,从而选择确定最优参数。

针对捷联惯组初始对准问题,提出了一种基于粗对准建立的准北东地系下的精确对准方法。通过将角速度和加速度测量信息转换到相对准北东地系,角度误差小且三轴近似解耦;同时对估算的准北东地系重力加速度和地球自转角速率不断迭代修正,提高了角速度的精度;基于高精度的角速度测量信息,提出了一种易于工程实现的精对准算法。仿真结果表明算法稳定收敛,精度优于0.05°。

针对传统线性自抗扰控制器(LADRC)无法有效抑制控制力矩陀螺(CMG)框架伺服系统中存在的周期性高频扰动的问题,利用周期性高频扰动的先验信息对LADRC中的线性扩张状态观测器(LESO)进行了状态重构,通过带宽法整定了状态增益。仿真结果表明,经过改进的LADRC在抑制周期性扰动方面效果显著,基本消除了周期性高频扰动造成的CMG框架伺服电机转速波动,使系统跟踪性能进一步提升。