航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制 被引量：11

1

作者 袁国平 史小平 李隆 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2013年第12期110-115,共6页

针对航天器在进行姿态机动时挠性附件的主动振动控制问题,提出一种基于自适应鲁棒方法和H∞理论相结合的控制方案。为有效地进行振动抑制,主动振动控制器采用H∞状态反馈理论,并且设计时充分考虑由于忽略挠性附件模型高阶模态所带来的... 针对航天器在进行姿态机动时挠性附件的主动振动控制问题,提出一种基于自适应鲁棒方法和H∞理论相结合的控制方案。为有效地进行振动抑制,主动振动控制器采用H∞状态反馈理论,并且设计时充分考虑由于忽略挠性附件模型高阶模态所带来的结构不确定性,保证振动的快速衰减和方法的鲁棒性。同时,采用自适应鲁棒方法设计姿态控制器,有效地降低干扰和转动惯量不确定性对系统性能的影响,并采用Lyapunov方法分析系统的稳定性。最后,数字仿真结果说明,所提的方法是合理和有效的。 展开更多

关键词 挠性航天器 姿态机动 自适应鲁棒 振动控制

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基于滑模方法的挠性航天器姿态稳定控制(英文)

2

作者 史小平 李隆 +2 位作者 杨婧 毕显婷 刘海龙 《机床与液压》 北大核心 2014年第24期18-21,35,共5页

针对复杂的非线性航天器轨道及姿态模型,考虑了存在外部扰动力矩及轨道机动引起航天器挠性附件振动的挠性航天器姿态稳定的问题,设计了基于滑模算法的挠性航天器姿态控制器,优点是设计的控制器仅需要航天器姿态角信息不需要姿态角速度... 针对复杂的非线性航天器轨道及姿态模型,考虑了存在外部扰动力矩及轨道机动引起航天器挠性附件振动的挠性航天器姿态稳定的问题,设计了基于滑模算法的挠性航天器姿态控制器,优点是设计的控制器仅需要航天器姿态角信息不需要姿态角速度信息。滑模算法表现出了对外部扰动及轨道机动过程对挠性航天器姿态影响的鲁棒性,可以使处于轨道机动过程中的挠性航天器姿态控制系统稳定。给出了基于Lyapunov稳定性理论的姿态控制闭环系统稳定性证明。仿真结果表明:本挠性航天器姿态控制系统在外部扰动及轨道机动控制力的影响下稳定。 展开更多

关键词 挠性航天器 姿态稳定 不确定性 滑模

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质量矩控制导弹的建模与仿真研究 被引量：7

3

作者 郝丽杰 姚郁 姜宇 《系统仿真学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第9期2054-2056,共3页

针对质量矩控制问题,建立了导弹的六自由度动力学数学模型,给出了移动质量块运动过程中施加给弹体力和力矩的计算公式。在MATLAB6.5/Simulink环境下,设计开发了六自由度导弹仿真系统,并且针对三轴稳定弹头和自旋弹头进行数值仿真,仿真... 针对质量矩控制问题,建立了导弹的六自由度动力学数学模型,给出了移动质量块运动过程中施加给弹体力和力矩的计算公式。在MATLAB6.5/Simulink环境下,设计开发了六自由度导弹仿真系统,并且针对三轴稳定弹头和自旋弹头进行数值仿真,仿真结果验证了质量矩控制的有效性。 展开更多

关键词 质量矩控制 六自由度数学模型 三轴稳定弹头 自旋弹头 仿真

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卫星姿态系统的抗干扰完整性容错控制 被引量：2

4

作者 杨婧 史小平 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2013年第1期126-131,共6页

研究了一种线性不确定系统的完整性容错控制问题。针对卫星姿态系统中的执行机构完全失效故障,采用4个反作用飞轮结构进行姿态控制,利用Riccati方程和线性矩阵不等式组,提出一种具有抗干扰特性且对执行机构完全失效故障具有完整性的状... 研究了一种线性不确定系统的完整性容错控制问题。针对卫星姿态系统中的执行机构完全失效故障,采用4个反作用飞轮结构进行姿态控制,利用Riccati方程和线性矩阵不等式组,提出一种具有抗干扰特性且对执行机构完全失效故障具有完整性的状态反馈容错控制设计方法。在此基础上进一步得出该控制器可以用于更多种故障形式的结论。最后在卫星姿态系统上对此方法进行了数学仿真,结果验证了该方法的正确性和有效性。 展开更多

关键词 容错控制 完整性 抗干扰 卫星姿态控制

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一种面向复杂避障场景的闭环最优制导算法

5

作者 孙伟博 马萍 +2 位作者 王松艳 陈治世 晁涛 《宇航学报》 北大核心 2025年第7期1396-1409,共14页

针对高超声速滑翔飞行器在复杂避障场景中的再入制导问题,提出一种基于降阶动力学模型的闭环最优制导算法。首先,通过推导航迹角、倾侧角、纬度和航向角的解析公式对再入动力学模型进行降阶处理。随后,设计满足过程约束和终端约束的高度... 针对高超声速滑翔飞行器在复杂避障场景中的再入制导问题,提出一种基于降阶动力学模型的闭环最优制导算法。首先,通过推导航迹角、倾侧角、纬度和航向角的解析公式对再入动力学模型进行降阶处理。随后,设计满足过程约束和终端约束的高度-速度纵向飞行剖面;横向上基于改进的人工势场法,结合禁飞区威胁评估方法,设计横向制导律。最终,通过将实际飞行状态和不确定因素反馈到制导系统,同时在线优化纵向剖面参数和人工势场系数,生成最优的制导指令,从而规避复杂禁飞区。仿真结果表明,所提算法具有出色的稳定性和适用性,为解决复杂禁飞区规避问题提供了有效方法。 展开更多

关键词 再入制导 复杂禁飞区规避 降阶动力学模型 高度-速度剖面 人工势场 闭环最优制导

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基于微分对策的飞行器逃逸策略设计

6

作者 谢季良 马克茂 《航空兵器》 北大核心 2025年第3期57-63,共7页

在现代战场环境中,被导弹攻击的飞行器有多种方法来进行逃逸,对于带有主动防御手段的飞行器来说,可以发射防御导弹对来袭导弹进行拦截以配合飞行器的机动逃逸。本文针对这一作战场景,基于微分对策理论,设计飞行器机动逃逸策略。设计中,... 在现代战场环境中,被导弹攻击的飞行器有多种方法来进行逃逸,对于带有主动防御手段的飞行器来说,可以发射防御导弹对来袭导弹进行拦截以配合飞行器的机动逃逸。本文针对这一作战场景,基于微分对策理论,设计飞行器机动逃逸策略。设计中,将范数有界和线性二次型微分对策的优点相结合,并按照距离进行划分,提出了分段的指标函数。通过极大值原理,求出了博弈问题的均衡解,并将此均衡解作为飞行器和防御导弹的制导律。均衡解能够保证飞行器的最佳逃逸性能。由于防御导弹的速度和机动性能通常比来袭导弹差,因此防御导弹对来袭导弹进行拦截较为困难。本文提出的方法,能够使防御导弹对来袭导弹进行干扰,进而给飞行器足够的时间进行逃逸。仿真结果验证了设计的合理性,即无论来袭导弹是否按照均衡解进行制导,飞行器均可成功躲避来袭导弹的攻击。 展开更多

关键词 微分对策 飞行器 TMD问题 逃逸策略 均衡解

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一类强耦合强不确定性强非线性快时变系统复合控制

7

作者 孔雪 宁国栋 +2 位作者 杨明 王松艳 晁涛 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期1422-1430,共9页

分析一类强耦合强不确定性强非线性快时变系统的控制问题。基于系统力学特性和动力学特性,提出一种复合控制方法。该复合控制方法由三个核心模块组成,依次为强耦合强不确定性控制模块、强非线性快时变控制模块、智能调度模块。以某典型... 分析一类强耦合强不确定性强非线性快时变系统的控制问题。基于系统力学特性和动力学特性,提出一种复合控制方法。该复合控制方法由三个核心模块组成,依次为强耦合强不确定性控制模块、强非线性快时变控制模块、智能调度模块。以某典型强耦合强不确定性强非线性快时变特性飞行器对象为例,给出了采用该复合控制方法的详细设计。最后,在精确的仿真模型基础上,考虑天地不一致性情况,进行了多组仿真分析,仿真结果表明,该方法有效、可靠。 展开更多

关键词 强耦合 强不确定性 强非线性 快时变 复合控制

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针对机动目标带攻击角约束的三维制导律 被引量：8

8

作者 尹永鑫 杨明 吴鹏 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期237-241,共5页

针对机动目标设计了带攻击角约束的三维制导规律。建立了球坐标系下的三维弹-目标相对运动模型,描述了视线高低角和视线方位角之间的耦合关系。针对导弹与目标作非共面运动的情况,基于滑模控制理论,给出了带攻击角约束的三维制导律。为... 针对机动目标设计了带攻击角约束的三维制导规律。建立了球坐标系下的三维弹-目标相对运动模型,描述了视线高低角和视线方位角之间的耦合关系。针对导弹与目标作非共面运动的情况,基于滑模控制理论,给出了带攻击角约束的三维制导律。为了克服抖动,对所给出的三维制导律进行了修正。针对目标的机动加速度是时变的情况,给出了基于先验知识的制导参数自适应调整规则。仿真结果表明,该三维制导律能垂直命中机动目标,并对目标机动加速度的变化具有较强的鲁棒性和适应能力。 展开更多

关键词 滑模制导 三维制导 机动目标 攻击角

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基于光束向量的空间运动目标姿态测量 被引量：4

9

作者 霍炬 杨宁 杨明 《光子学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期1-6,共6页

为了实现空间运动目标姿态参数的高精度测量,采用一种基于光束向量的姿态参数测量系统.该系统在运动目标上安装直线光束作为合作目标,利用高速摄像机记录光束投影光斑在接收平面上的位置.基于平面单应性原理,通过光斑接收平面上9个原始... 为了实现空间运动目标姿态参数的高精度测量,采用一种基于光束向量的姿态参数测量系统.该系统在运动目标上安装直线光束作为合作目标,利用高速摄像机记录光束投影光斑在接收平面上的位置.基于平面单应性原理,通过光斑接收平面上9个原始特征点构造柔性标定靶标,实现高速摄像机的高精度标定.进而根据摄像机标定结果获得光束在世界坐标系中的方向向量,而光束在目标体坐标系中的方向向量可根据其安装位置获得.然后,根据光束在世界坐标系和目标体坐标系中的方向向量实现对目标姿态参数的高精度求解.实验结果表明,本文测量系统满足姿态参数测量误差小于1′(1σ)的要求,能够实现对空间运动目标姿态参数的高精度测量. 展开更多

关键词 视觉测量 姿态测量 光束向量 柔性标定 平面单应 空间运动目标

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掺杂硅石纳米粉末的染料随机激光发射 被引量：1

10

作者 李文超 孙宇超 +1 位作者 李欣 李志全 《强激光与粒子束》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期1798-1802,共5页

针对染料随机激光器特性与应用研究,讨论了无序介质中荧光粒子和额外散射粒子的发光性质、浓度变化以及颗粒尺寸与随机激光发射阈值之间的关系。采用时域有限差分法直接求解Maxwell方程组及速率方程组的方法,模拟仿真出了相应的发射谱... 针对染料随机激光器特性与应用研究,讨论了无序介质中荧光粒子和额外散射粒子的发光性质、浓度变化以及颗粒尺寸与随机激光发射阈值之间的关系。采用时域有限差分法直接求解Maxwell方程组及速率方程组的方法,模拟仿真出了相应的发射谱线及浓度变化与激光发射阈值的关系曲线。所设计的样品中Rh6G-SiO2的质量分数为4%,其阈值大小为8.5μJ/pulse时,额外微小散射体TiO2的加入对该介质随机激光发射产生的影响很小,可忽略不计。在此基础上,通过进一步模拟分析了处于不同条件和背景下随机激光的阈值特性。 展开更多

关键词 随机激光 时域有限差分法 多重散射 激光染料

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激光投影成像式运动目标位姿测量与误差分析 被引量：6

11

作者 霍炬 李云辉 杨明 《光子学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第9期121-131,共11页

为了实现室内运动目标位姿的高精度测量,建立了一套激光投影成像式位姿测量系统.该系统利用两两共线且交叉排列在同一平面上的点激光投射器作为合作目标捷联在运动目标上,通过与光斑接收幕墙的配合共同组成运动目标位姿测量基线放大系统... 为了实现室内运动目标位姿的高精度测量,建立了一套激光投影成像式位姿测量系统.该系统利用两两共线且交叉排列在同一平面上的点激光投射器作为合作目标捷联在运动目标上,通过与光斑接收幕墙的配合共同组成运动目标位姿测量基线放大系统,利用高速摄像机实时记录幕墙上投影光斑的位置,利用摄像机标定结果求解投影光斑的世界坐标,利用投影光斑之间构成的单位向量建立运动目标位姿解算模型.最后,根据测量原理推导了图像坐标提取、摄像机外部参数标定、光束直线度与目标位姿解算结果之间的误差传递函数.实验结果表明,当摄像机的视场范围为14 000mm×7 000mm时,测量系统的姿态角测量精度为1′(1δ),位置测量精度为5mm,且误差大小与目标位姿测量误差传递函数理论计算值一致,验证了本文提出的目标位姿测量方法与测量误差传递模型的准确性,能够满足目标位姿测量高精度的要求. 展开更多

关键词 视觉测量 位姿测量 合作目标 激光投影 误差传递

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星光导航成像的气动光学效应影响研究 被引量：1

12

作者 孔雪 宁国栋 +5 位作者 杨明 彭志勇 赵欣 王松艳 徐骋 刘垒 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2018年第10期360-365,共6页

给出了针对吸气式高超声速飞行器(ABHV)的飞推一体化参考轨迹,分析了其对星光导航成像影响。基于吸气式高超声速飞行器强耦合特性,结合星光成像导航技术特点,以飞推耦合度最小为优化指标,考虑ABHV的攻角、燃油当量比、攻角变化率和隔离... 给出了针对吸气式高超声速飞行器(ABHV)的飞推一体化参考轨迹,分析了其对星光导航成像影响。基于吸气式高超声速飞行器强耦合特性,结合星光成像导航技术特点,以飞推耦合度最小为优化指标,考虑ABHV的攻角、燃油当量比、攻角变化率和隔离段激波串位置等多约束特性,采用一种多约束最优化方法,得到了适合星光导航应用的参考轨迹,并分析了该轨迹下星光成像性能退化情况,进一步挖掘了发动机稳定工作和飞行器高精度打击等具有核心竞争力的总体性能指标的潜力。以某型ABHV为例,在精确的仿真模型基础上,进行了仿真分析,仿真结果表明,该方法有效、可靠。 展开更多

关键词 星光导航 吸气式高超声速飞行器 飞推一体化 参考轨迹

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面向飞推一体化的飞行器建模方法 被引量：3

13

作者 孔雪 宁国栋 +2 位作者 杨明 王松艳 晁涛 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2019年第1期141-147,共7页

吸气式高超声速飞行器(airbreathing hypersonic vehicle,ABHV)有动力段飞行具有强耦合多约束特性,对飞行轨迹、制导、姿态控制等方面提出了重大的技术挑战,而解决这一系列问题的关键和基础首先在于ABHV的动力学建模和相关特性的研究。... 吸气式高超声速飞行器(airbreathing hypersonic vehicle,ABHV)有动力段飞行具有强耦合多约束特性,对飞行轨迹、制导、姿态控制等方面提出了重大的技术挑战,而解决这一系列问题的关键和基础首先在于ABHV的动力学建模和相关特性的研究。目前已有的机体/发动机一体化模型为概念模型,无法直接控制,且与ABHV的数值模型无法联合使用。为进一步发挥ABHV的优势,拓展飞行可行域,从总体层面提高飞行器的效率和鲁棒性,本文立足于超燃冲压发动机的工作机理和数值模型,研究发动机的性能和保护模型,建立面向飞推一体化的强耦合多约束飞行器模型。 展开更多

关键词 强耦合 多约束 飞推一体化 面向控制模型

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带落角落速约束的导弹虚拟期望落角末制导律 被引量：8

14

作者 权申明 陈雪野 +1 位作者 晁涛 杨明 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期1070-1079,共10页

为解决导弹末制导阶段同时考虑落角和落速约束时带来的过载需求大、落速散布广的问题,提出一种基于虚拟期望落角的末制导律。首先,提出虚拟期望落角的概念,设计过渡函数降低末制导初期过载需求;然后,分析过渡函数各参数对落角、落速影响... 为解决导弹末制导阶段同时考虑落角和落速约束时带来的过载需求大、落速散布广的问题,提出一种基于虚拟期望落角的末制导律。首先,提出虚拟期望落角的概念,设计过渡函数降低末制导初期过载需求;然后,分析过渡函数各参数对落角、落速影响,设计预测-校正算法计算期望参数;为了提高预测效率与精度,使用深度神经网络离线训练弹道数据集。实际飞行中,基于扩展卡尔曼滤波在线辨识气动参数摄动,提高算法的适应性。蒙特卡洛仿真结果表明,所提出的算法能够降低末制导初期过载需求。在满足落角约束与位置精度的前提下,落速控制精度在±15 m/s以内。 展开更多

关键词 虚拟期望落角 预测-校正算法 深度神经网络 气动参数辨识

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考虑侧窗约束的模型预测静态规划末制导方法 被引量：2

15

作者 权申明 晁涛 +1 位作者 张登辉 杨明 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第10期1322-1332,共11页

针对红外导引头侧窗探测模式下,非对称视场约束造成末制导阶段目标易丢失的问题,提出一种考虑侧窗约束的模型预测静态规划末制导方法。首先,基于体视线坐标系建立三维相对运动模型,得到不依赖于“小攻角”假设的准确模型。在处理无过程... 针对红外导引头侧窗探测模式下,非对称视场约束造成末制导阶段目标易丢失的问题,提出一种考虑侧窗约束的模型预测静态规划末制导方法。首先,基于体视线坐标系建立三维相对运动模型,得到不依赖于“小攻角”假设的准确模型。在处理无过程约束问题的模型预测静态规划方法基础上,引入松弛变量与虚拟控制量,设计出考虑侧窗视场约束的末制导算法。为了进一步降低末制导算法对初始猜测轨迹的依赖性,提高适应性与计算效率,提出逐步增加约束条件的计算策略。仿真结果表明,该方法在末制导过程中满足侧窗约束,相比于凸优化方法,优化变量减少,计算速度更快;相比于基于障碍李雅普诺夫函数的末制导律,能够满足侧窗约束,同时能适应不同的初始条件。 展开更多

关键词 红外导引头 模型预测静态规划 体视线坐标系 松弛变量

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基于单目视觉里程计的纯姿态测量算法设计 被引量：1

16

作者 唐伟杰 陈松林 《仪器仪表学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期249-256,共8页

针对不适用编码器等接触式旋转角度测量器件的场景设计一种基于单目视觉里程计的纯姿态测量算法,具有成本低、精度较好、不漂移的优点。为解决纯旋转条件下的应用问题,以经典单目视觉里程计算法为基础,通过给定深度,直接初始化,修改姿... 针对不适用编码器等接触式旋转角度测量器件的场景设计一种基于单目视觉里程计的纯姿态测量算法,具有成本低、精度较好、不漂移的优点。为解决纯旋转条件下的应用问题,以经典单目视觉里程计算法为基础,通过给定深度,直接初始化,修改姿态的计算和优化算法,解决了其在纯旋转条件下无法工作的问题;针对摄像头无法精确安装于被测物体旋转中心的实际问题,建立了安装偏置模型,改进姿态测量算法,有效地解决安装偏置问题,同时提出一种离线测量方案,实现了对安装偏置参数的辨识。用高精度两轴转台验证算法的有效性。实验结果表明该算法在使用低成本摄像头时仍具有良好的综合性能,多自由度周角动态测量误差在0.5°以内。 展开更多

关键词 视觉测量 姿态测量 视觉里程计 纯旋转 安装偏置

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大气层内固体火箭多约束鲁棒三维能量管理制导 被引量：1

17

作者 刘飞 王松艳 +1 位作者 杨明 晁涛 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期1652-1664,共13页

针对固体运载火箭大范围精确调节终端约束的要求,提出一种新型的大气层内鲁棒三维能量管理制导方法,通过在线规划侧向速度能力曲线消耗剩余发动机能量。将终端约束表示为关于攻角和速度能力曲线参数的方程组,将闭环制导问题转化为方程... 针对固体运载火箭大范围精确调节终端约束的要求,提出一种新型的大气层内鲁棒三维能量管理制导方法,通过在线规划侧向速度能力曲线消耗剩余发动机能量。将终端约束表示为关于攻角和速度能力曲线参数的方程组,将闭环制导问题转化为方程组的求解。针对飞行过程中的动压、过载,以及控制变化率等过程约束,构造了攻角和速度能力曲线的可行边界。针对气动系数和发动机参数的不确定性,采用容积卡尔曼滤波器对不确定性进行辨识。仿真结果表明,与模型预测静态规划算法和改进粒子群算法相比,本算法的终端速度调节范围、鲁棒性以及计算效率大幅度提高。 展开更多

关键词 固体火箭 上升段制导 能量管理 多约束 不确定性

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