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一种高超声速飞行器固定时间滑模控制方法

宇航学报 2024年第4期45卷 560-570页

作者：许玉龙鄂斌王小刚崔乃刚哈尔滨工业大学航天学院哈尔滨150001

针对高超声速飞行器再入滑翔段的姿态控制问题,提出了一种存在外部扰动、模型不确定和输入饱和约束情况下的固定时间收敛终端滑模控制器。首先,针对固定时间收敛的超螺旋二阶滑模扰动观测器,给出了一个更加精确的固定收敛时间上界。随后... 详细信息

针对高超声速飞行器再入滑翔段的姿态控制问题,提出了一种存在外部扰动、模型不确定和输入饱和约束情况下的固定时间收敛终端滑模控制器。首先,针对固定时间收敛的超螺旋二阶滑模扰动观测器,给出了一个更加精确的固定收敛时间上界。随后,构造了一种改进的变指数系数快速非奇异多变量终端滑模面。进而,基于固定时间观测器和改进的滑模面,提出了一种可以使高超声速飞行器模型在受到外部扰动、模型存在不确定参数和输入饱和约束的情况下,能够实现固定时间收敛的再入滑翔段姿态控制终端滑模控制器,并证明了其在观测器收敛前后的固定时间稳定性。该方法能够在不引入额外测量的前提下,有效避免输入饱和。最后,通过数值仿真验证了所提出的控制方法的有效性。

关键词：高超声速飞行器滑翔再入姿态控制固定时间控制滑模控制

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复合风场影响下RLV着陆段固定时间控制

上海航天（中英文） 2024年第4期41卷 1-10页

作者：崔乃刚屈国欣张峪浩哈尔滨工业大学航天学院黑龙江哈尔滨150001

本文针对垂直起降的可重复使用运载器(RLV)返回着陆段面临多类型复合风场干扰影响导致的姿态跟踪控制收敛时间上界与初始状态强耦合及跟踪性能严重下降等问题,提出一种基于双幂次固定时间稳定理论的快速高精度控制方法。首先,对可重复... 详细信息

本文针对垂直起降的可重复使用运载器(RLV)返回着陆段面临多类型复合风场干扰影响导致的姿态跟踪控制收敛时间上界与初始状态强耦合及跟踪性能严重下降等问题,提出一种基于双幂次固定时间稳定理论的快速高精度控制方法。首先,对可重复使用运载器返回着陆段所受的自然风场进行分类建模,并分析风场对着陆段姿态控制的影响;其次,基于反步法框架,设计高低幂次加权多项式形式的趋近律,以保证系统状态误差在固定时间内收敛,且收敛时间和上界与初始状态无关;同时,为降低风场扰动对着陆段控制系统性能的影响,保证着陆段控制性能的稳定性及着陆安全性,引入固定时间扩张状态观测器对风场扰动进行估计和补偿;最后基于Lyapunov理论,证明了所设计的控制律可使RLV返回着陆段姿态控制误差在固定时间内收敛;多组数值仿真验证了所提方法的有效性。

关键词：风干扰可重复使用运载器(RLV) 固定时间控制反步控制扩张状态观测器

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水可压缩性对高速航行体入水过程的影响

兵器装备工程学报 2024年第6期45卷 74-80页

作者：赵瑾浩崔乃刚刘晓健潘恺凡友华哈尔滨工业大学(深圳)理学院广东深圳518055 哈尔滨工业大学航天学院哈尔滨150001 天津城建大学土木工程学院天津3003843 山东理工大学数学与统计学院山东淄博255049

为研究流体的可压缩性对航行体高速入水的影响,对不同入水速度和不同入水角度的航行体入水过程进行了数值仿真。结果表明:在不同入水角度情况下,与不考虑流体可压缩性相比,随着航行体入水速度的增加,空泡尺寸逐渐减小、航行体阻力增大... 详细信息

为研究流体的可压缩性对航行体高速入水的影响,对不同入水速度和不同入水角度的航行体入水过程进行了数值仿真。结果表明:在不同入水角度情况下,与不考虑流体可压缩性相比,随着航行体入水速度的增加,空泡尺寸逐渐减小、航行体阻力增大。考虑流体可压缩性引起的空泡尺寸偏差最大超过20%,入水运动轨迹速度方向的偏移程度最大可达1.7倍的差距。对于高速入水航行体,流体可压缩性对于流场参数的影响愈加显著。

关键词：高速入水流体可压缩性超空泡载荷特性流体动力特性

An enlarged polygon method without binary variables for obstacle avoidance trajectory optimization

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Chinese Journal of Aeronautics 2023年第8期36卷 284-297页

作者： Rouhe ZHANG Zihan XIE Changzhu WEI naigang cui School of Astronautics Harbin Institute of TechnologyHarbin 150090China

In this article,an Enlarged Polygon/Polyhedron(ELP)method without binary variables is proposed to represent the Convex Polygonal/Polyhedral Obstacle Avoidance(CPOA)constraints in trajectory ***,the equivalent condition of a point outside the convex set is given and proved ***,the ELP condition describing the CPOA constraints equivalently is given without introducing binary variables,and its geometric meaning is ***,the ELP method is used to transform the CPOA trajectory optimization problem into an optimal control problem without binary *** effectiveness and validity of ELP method are demonstrated through simulations with both simple linear dynamic model(unmanned aerial vehicle)and complex nonlinear dynamic model(hypersonic glide vehicle).Comparison indicates the computational time of ELP method is only 1%-20%of that of the traditional Mixed-Integer Programming(MIP)method.

关键词： Enlarged polygon method Hypersonicglidevehicles Mixed-integer programming No-fly zone Obstacle avoidance Trajectoryoptimization Unmanned aerial vehicles

A Tracking Filter in Spherical Coordinates Enhanced by De-noising of Converted Doppler Measurements

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Chinese Journal of Aeronautics 2012年第5期25卷 757-765页

作者： ZHOU Gongjian YU Changjun cui naigang QUAN Taifan School of Electronics and Information Engineering Harbin Institute of Technology Harbin 150001 China School of Information and Electronic Engineering Harbin Institute of Technology at Weihai Weihai 264209 China School of Astronautics Harbin Institute of Technology Harbin 150001 China

Tracking problem in spherical coordinates with range rate （Doppler） measurements, which would have errors correlated to the range measurement errors, is investigated in this paper. The converted Doppler measurements, constructed by the product of the Doppler measurements and range measurements, are used to replace the original Doppler measurements. A de-noising method based on an unbiased Kalman filter （KF） is proposed to reduce the converted Doppler measurement errors before updating the target states for the constant velocity （CV） model. The states from the de-noising filter are then combined with the Cartesian states from the converted measurement Kalman filter （CMKF） to produce final state estimates. The nonlinearity of the de-noising filter states are handled by expanding them around the Cartesian states from the CMKF in a Taylor series up to the second order term. In the mean time, the correlation between the two filters caused by the common range measurements is handled by a mini- mum mean squared error （MMSE） estimation-based method. These result in a new tracking filter, CMDN-EKF2. Monte Carlo simulations demonstrate that the proposed tracking filter can provide efficient and robust performance with a modest computa- tional cost.

关键词： target tracking converted Doppler range rate nonlinear Kalman filtering

Fixed-time adaptive model reference sliding mode control for an air-to-ground missile

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Chinese Journal of Aeronautics 2019年第5期32卷 1268-1280页

作者： Liang ZHANG Changzhu WEI Rong WU naigang cui School of Astronautics Harbin Institute of Technology

This paper addresses the fixed-time adaptive model reference sliding mode control for an air-to-ground missile associated with large speed ranges, mismatched disturbances and un-modeled dynamics. Firstly, a sliding mode surface is developed by the tracking error of the state equation and the model reference state equation with respect to the air-to-ground missile. More specifically,a novel fixed-time adaptive reaching law is presented. Subsequently, the mismatched disturbances and the un-modeled dynamics are treated as the model errors of the state equation. These model errors are estimated by means of a fixed-time disturbance observer, and they are also utilized to compensate the proposed controller. Therefore, the fixed-time controller is obtained by an adaptive reaching law and a fixed-time disturbance observer. Closed-loop stability of the proposed controller is established. Finally, simulation results including Monte Carlo simulations, nonlinear six-DegreeOf-Freedom(6-DOF) simulations and different ranges are presented to demonstrate the efficacy of the proposed control scheme.

关键词： Adaptive controller Air-to-ground missile Fixed-time adaptive reaching law Fixed-time disturbance observer Model reference sliding mode control

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月球探测器鲁棒环形山检测及光学导航方法

哈尔滨工程大学学报 2024年第2期45卷 238-246页

作者：吴鹏穆荣军邓雁鹏崔乃刚哈尔滨工业大学航天学院黑龙江哈尔滨150001 哈尔滨工程大学智能科学与工程学院黑龙江哈尔滨150001 哈尔滨工程大学三亚南海创新发展基地海南三亚572000

针对月球探测器环形山检测方法受光照影响、鲁棒性差的问题,本文提出一种基于极大熵阈值三值化的鲁棒环形山检测算法。采用不同滤波核对图像进行去噪平滑,然后对处理后的图像进行极大熵阈值分割、将图像信息三值化,去除图像对光源的敏感... 详细信息

针对月球探测器环形山检测方法受光照影响、鲁棒性差的问题,本文提出一种基于极大熵阈值三值化的鲁棒环形山检测算法。采用不同滤波核对图像进行去噪平滑,然后对处理后的图像进行极大熵阈值分割、将图像信息三值化,去除图像对光源的敏感性,同时最大程度保留图像信息;提出一种归一化多指标约束环形山匹配和拟合方法完成环形山提取,将环形山提取算法应用于光学导航中进行打靶实验验证算法实时性表现。仿真结果表明:与传统基于形态学或自适应边缘检测的方法相比,本文方法在较大尺度条件下提取出连续、光滑的环形山边缘,有效环形山数量提升35%以上,同时实时性更好、计算消耗降低40%;基于鲁棒环形山提取的光学导航算法实时性更好。

关键词：环形山检测极大熵阈值月球探测光学导航障碍感知与规避图像分割月球探测器信息熵

A Novel Algorithm of Error Check and Code Generation for Structured Flowchart

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Journal of Harbin Institute of Technology(New Series) 2017年第4期24卷 18-30页

作者： Mingcheng Qu naigang cui Xianghu Wu Yongchao Tao School of Computer Science and Technology Harbin Institute of Technology Department of Aerospace Engineering Harbin Institute of Technology

Structured flowchart( SFC) and Automatic code generation based on SFC( CG-SFC) have been widely used in software requirements,design and testing phases. Some CG-SFC tools such as Rhapsody have the ability to build flowchart and generate code,but they do not check whether a given flowchart is correct or structural. For unstructured error ‘goto'statements will be generated randomly. We proposed three algorithms and some error recognition criteria to solve those problems. Structure recognition algorithm can recognize Selection,While/for and do-while structures. Error recognition algorithm incorporating criteria can check all the errors. At last,we develop a CG-SFC system,and compared with existing Rhapsody,it shows that the proposed algorithms are correct and effective.

关键词： structured flowchart code generation error check feature recognition

基于改进自抗扰算法的直升机锁尾控制系统设计

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中国惯性技术学报 2018年第1期26卷 103-108页

作者：何漠崔乃刚哈尔滨工业大学航天学院哈尔滨150001

为了提升小型无人直升机的航向运动的动态特性与工况适应性,基于自抗扰控制方法(ADRC)提出了一种适用于小型无人直升机的锁尾控制器。通过实时递推遗忘因子最小二乘估计器对直升机航向轴的执行放大系数进行了参数辨识。根据辨识结果,构... 详细信息

为了提升小型无人直升机的航向运动的动态特性与工况适应性,基于自抗扰控制方法(ADRC)提出了一种适用于小型无人直升机的锁尾控制器。通过实时递推遗忘因子最小二乘估计器对直升机航向轴的执行放大系数进行了参数辨识。根据辨识结果,构造了以直升机主旋翼转速作为自变量的执行放大系数解析表达式,用于在线计算不同工况下的执行放大系数。该表达式作为对标准ADRC控制结构的补充与改进,可提高ADRC控制器的工况适应性。以一550级别电动直升机为试验机型进行了试验验证。改进的ADRC控制器相比传统PID控制器,阶跃响应过渡时间缩短约40%,且能在更宽的主旋翼转速范围内保持稳定。试验结果表明改进的ADRC控制器在动态性能和工况适应性等方面较传统PID控制器和标准ADRC控制器更具优势。

关键词：直升机飞行控制自抗扰控制模型辨识遗忘因子最小二乘