《上海交通大学学报》2022年“制导、导航与控制”专题
现有的无人机态势评估方法没有考虑复杂外界环境对决策者的影响,并且通常只能得到评估的排序结果,决策者需要在短时间内进行决策,常出现误判或错失打击窗口期.针对该问题,提出一种基于累积前景理论的三支决策模型.首先,通过直觉模糊接近于理想值的排序方法求取目标的条件概率, 得到态势评估结果;之后基于累积前景理论对无人机获取的直觉模糊态势信息进行计算,得到每个目标执行不同动作时对应的累积前景价值;最后,基于累积前景价值最大化的原则,推导出新的三支决策规则,对态势评估结果进行三支划分.实验分析表明:该方法不仅得到了目标威胁排序,而且对目标威胁等级进行客观分类;同时在评估过程中考虑决策者的心理,得到符合决策者特质的目标威胁评估结果,为复杂多变的空战提供一种合理的决策支持.
针对捷联式惯性导航系统(SINS)/全球定位系统(GPS)组合导航系统模型的误差以及粒子滤波(PF)存在的粒子退化问题,结合无迹卡尔曼滤波(UKF)算法,提出一种基于PF-UKF组合滤波的SINS/GPS组合导航系统空中对准方法.由误差四元数代替姿态角,以SINS和GPS的位置差和速度差作为观测量,建立新的组合导航系统误差方程.所提出的PF-UKF组合滤波算法将采样粒子分为随机粒子和确定粒子,其中随机粒子为概率密度函数所采集,确定粒子为UKF中采集Sigma点后所求取的系统状态值.由此降低了PF处理粒子时的复杂程度以及粒子退化的程度.仿真结果表明:相比于UKF算法,该方法有效提高了组合导航系统的精度,具有较好的鲁棒性.
针对高超声速飞行器的三维航迹控制问题,采用线性变参数(LPV)输出反馈控制和极点配置理论,基于高度-水平航迹控制概念,在马赫数包线内设计高超声速飞行器一体化式LPV控制律.该控制律不区分常规飞行控制律的内外控制回路,根据速度、高度、侧滑角和偏航角指令对飞行器纵向和横航向运动进行综合控制,在L2诱导范数意义下实现飞行器三维航迹的鲁棒最优控制.在地心地固参考系内建立高超声速飞行器的数学模型,考虑地球自转、地球扁率、地球引力二阶简谐效应对飞行器运动特性的影响.通过数值仿真检验LPV控制律的控制性能,仿真结果表明:高超声速飞行器闭环系统具有D-稳定性,能够在典型机动中保持良好的航迹控制性能,并且在扰动和测量噪声下具有良好的鲁棒性.
当深空探测器接近目标行星时,由于目标行星引力快速增加,轨道动力学模型会出现较快的加速度变化.由于噪声协方差不完全已知,所以传统的滤波方法无法获得导航参数的最优估计,难以满足接近段导航系统的性能要求.为满足系统高稳定性和高精度需求,提出一种基于系统噪声协方差的滑动窗口自适应非线性滤波方法.通过构造系统噪声协方差更新函数,使用滑动窗口对噪声协方差平稳化处理,将速度噪声引起的误差与位置噪声引起的误差隔离开,实时更新所使用的滤波参数信息,自适应调节系统噪声协方差.以火星探测器为例进行仿真,仿真结果表明,相对于传统的无迹卡尔曼滤波方法,该方法获取的位置精度和速度精度分别提高90.97%和66.17%,抑制了系统模型上快速变化的积分误差,并解决传统滤波方法的发散问题.此外,分析了滤波周期和窗口大小对导航性能的影响,为深空探测自主导航提供了一种可行的自适应滤波新方法.
惯性导航系统的误差随时间累积,仅依靠惯性导航系统进行定位的无人机编队无法在长航时飞行中获取高精度导航信息.针对这一问题,面向主从式无人机编队提出一种协同导航方案.首先,在无人机上配置相对导航传感器,测量主从无人机编队成员之间的相对速度和相对位置信息;其次,考虑编队成员之间的相对位姿,研究空间统一转换方案,将编队各成员依靠惯性导航系统测量的绝对导航信息与相对传感器测量的相对导航信息统一到同一导航坐标系下;最后,给出基于相对速度和相对位置辅助的协同导航方案.30 min仿真结果表明,采取该方案后,从机各方向上的速度和位置误差分别收敛至0.1 m/s和5 m,证实该方案相较于惯性导航系统更适用于长航时飞行场景.
以无人机为研究对象,针对无人机系统非线性强和飞行过程中外界干扰产生的不确定性,设计一种基于增益自适应滑模控制的无人机姿态控制器.该方法无需观测器对不确定性进行估计就可以实现对给定无人机姿态的跟踪控制,同时滑模控制中的抖振情况可以得到有效抑制.首先介绍无人机模型,给出其数学模型;其次,以误差为状态量,设计稳定收敛的滑模面,采用增益自适应超螺旋滑模算法设计能够有限时间收敛的无人机姿态控制器;再采用Lyapunov第二法证明闭环无人机系统的稳定性;最后对所提控制方法进行仿真验证.结果表明:该控制方法具有可靠的控制性能.
再入可达域是飞行器机动能力的重要体现,可为轨迹规划与制导、着陆点选择等提供依据.为此,研究了一种基于伪谱法的可达域快速生成方法,并对可达域的影响因素进行仿真分析.将攻角、倾侧角同时作为控制量被离散化而形成非线性规划问题,并通过求解若干个不同纵程条件下的最大横程问题得到可达域.基于上述方法对影响可达域的相关因素进行仿真与分析.仿真结果表明,飞行器质量、气动参考面积、大气密度等在一定范围内不会导致可达域的变化;超出一定范围后,会对短纵程轨迹产生明显影响,影响可达域的左半部分,而基本不影响可达域的右半部分;升阻比对可达域的影响较大,其大小与可达域范围成正相关.
针对一类连续线性标称多输入多输出(MIMO)系统,设计基于线性/非线性切换自抗扰控制(SADRC )的解耦控制器.介绍系统模型,并针对设计的SADRC解耦控制器提出一种基于线性矩阵不等式(LMI)技术的绝对稳定性分析方法,最后通过数值仿真验证了该方法的有效性.
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