拦截器制导系统敏感装置捷联布局设计研究

针对在大过载直接侧向脉冲力作用下,动能拦截器捷联寻的器和捷联惯组在各自安装位置处所敏感到的、由弹性振动所导致的转角及其不一致性,耦合入制导系统后,会对拦截器高精确制导性能产生不良影响,并可能造成拦截任务失败。分析了制导系统敏感装置所敏感到的弹性振动信号对制导指令误差的影响。对捷联寻的器与捷联惯组的四种典型捷联布局形式进行了探讨。基于结构动力学观点,研究了捷联布局形式、敏感装置捷联刚度这两个设计要素对两敏感装置转角及转角差的影响;得出了弹体弹性振动条件下两设计要素对捷联敏感装置转角响应影响的特点。     

空间拦截器姿态的组合控制

当空间拦截器由中制导阶段转入末制导阶段时,受不确定因素的影响,其姿态可能与预定姿态相差较远。在这种情况下,拦截器必须进行大角度姿态机动。这时的姿态控制系统是一个非线性、多输入多输出耦合控制系统。在拦截器不滚转的前提下,上述复杂系统可以视为３个简单子系统的组合。在每个子系统中,应用变结构＋ＰＩＤ组合控制器,这样各子系统抗干扰能力强,收敛速度快,超调小,而且稳态精度高,无抖动。仿真结果证明了组合控制方法的有效性。     

质量矩拦截器末制导复合控制方法研究

针对在大气层内飞行的质量矩拦截器,研究了其变质心控制问题.在建立内部含有1个滑块和8个姿控发动机的拦截器制导运动模型的基础上,描述了滑块与弹壳之间的相对移动对系统产生的耦合影响.设计了一种复合控制律来给出滑块的期望位置和姿控发动机的开关指令,并通过对轴向滑块与姿控发动机的协调控制,快速补偿了法向需用过载.讨论了滑块运动对系统性能的影响,并进行了系统的稳定性分析.仿真结果表明该方法能有效实现拦截器末段的制导控制.     

基于Terminal滑模的动能拦截器末制导律研究

针对大气层外动能拦截器的精确拦截问题,给出了一种基于Terminal滑模的鲁棒末制导律设计方法。在不考虑动能拦截器姿态运动的情况下,建立了动能拦截器纵向平面和侧向平面内的相对运动方程,并通过在末制导滑模中引入非线性项,去除了传统变结构制导律中的切换项,保证制导系统具有全局快速性。仿真结果表明Terminal滑模应用于动能拦截器精确末制导律设计中的有效性,较之传统的比例导引和变结构制导方法,能有效抑制视线的发散,对目标机动具有更强的鲁棒性,并具有更高的拦截精度。     

直接碰撞杀伤动能拦截器末端遭遇分析模型

针对直接碰撞杀伤动能拦截器反弹道导弹问题,建立了一种考虑动能拦截器几何尺寸影响的末端遭遇分析模型. 基于射击线跟踪技术,提出了一种可准确判定动能拦截器末端遭遇的方法,并通过引入瞄准点网格射击线和随机命中点生成技术,实现动能拦截器末端遭遇命中概率分布分析. 算例分析表明,利用该模型可有效分析末端遭遇条件、再入弹头几何参数、动能拦截器几何参数及制导精度、瞄准点选取等因素对命中概率的影响.     

基于制导/估计综合设计的协同制导律

基于普通分离原理,将反导作战噪声环境中拦截高速机动目标的制导问题考虑为一类非线性、非高斯追逃拦截问题.引入追逃未达集概念,利用几何方法将估计器设计方法结合到制导律的设计中,通过理论推导综合设计了估计器和制导律,并在此基础上,在目标函数中,引入包围因子,对多拦截器协同制导律进行了研究.数值仿真验证了基于制导/估计综合设计的协同制导律的制导性能和有效性.     

滑模干扰观测器的反机动目标末制导律设计

针对大气层外拦截器拦截机动目标的末段制导问题,提出基于滑模干扰观测器的滑模制导律设计方法。建立基于视线的拦截器-目标相对运动方程,采用滑模控制理论,设计使纵向平面和侧向平面内的视线角速率趋于零的制导律。通过超扭曲滑模干扰观测器,估计目标机动,从而补偿制导系统中的不确定项,并避免滑模切换控制的抖动问题。反机动目标末制导仿真结果表明,所研究的滑模制导方法具有满意的制导精度和鲁棒性。     

基于自适应反步法的非线性导弹制导/控制系统综合设计

利用基于RBF神经网络的自适应反步法结合滑模控制对非线性导弹的制导/控制系统进行了综合设计.首先把导弹的制导/控制系统转化为严反馈型,然后利用基于在线调节的神经网络反步法克服非线性系统的非匹配不确定性,引入的滑模控制项使跟踪误差趋于零.仿真结果表明,所设计的方法具有较强的实用性.     

弹性基础梁振动的负电容控制

将电路中负电容可用来抵消压电片容抗、耗散能量的特性引入到弹性基础梁的振动控制研究中.基于Winkler基础梁建立了分支压电阻尼系统模型,设计了负电容控制系统,并用H2范数优化控制理论对阻尼进行了优化设计.通过算例证实了该系统具有较好的控制效果.与未采用负电容的结果进行比较,说明了采用负电容电路的优越性,并为探索负电容在振动控制中的应用前景提供了参考.     

带碰撞角约束的高速飞行器小速度比交会制导律

针对目标飞行器速度较大引起的拦截器与目标速度比小于1的空间交会问题,建立拦截器与目标交会的三维运动模型,分析共面运动的碰撞角对相对速度及有效碰撞面积的影响并讨论交会的速度比条件. 基于初始预测的目标速度信息,根据准平行接近原则将碰撞角约束转化为交会过程中的视线角约束,应用变结构控制设计带视线角约束的三维制导律并分析其稳定性. 结果显示,设计的制导律不仅使视线角速率逼近于0,还可以实现以期望的碰撞角实施交会,并且对预测的目标速度偏差具有较强的鲁棒性.      

动能杀伤器侧窗定向机制分析及建模

为了使红外成像导引头能够稳定、精确地跟踪目标,必须保证目标视线始终位于侧窗允许的视场范围之内.本文以美国THAAD拦截弹动能杀伤器导引头为研究对象,建立了目标视线角与弹体前部的动能杀伤器(kinetic kill vehicle,KKV)弹体姿态角之间的联系,根据测得的目标视线的变化及时调整KKV弹体姿态.为了进一步拓展研究思路,使控制量为连续形式的控制方法也能够用于KKV弹体的姿态控制,基于时标分离原理设计了控制器,并利用脉宽脉频调制将连续控制变量转换为离散常值输出力矩.仿真试验表明,当导引头处于跟踪阶段时,所设计的控制律能够使滚转角速度保持为0,滚转角保持不变,而俯仰角、偏航角准确跟踪指令值,整个过程中实现了姿态角的精确跟踪.     

音叉弦线振动系统中的非线性动力学分析

文章建立了音叉带动弦线振动系统的非线性动力学理论模型,并对其进行了理论分析和模拟仿真研究,从理论上解释了弦线的长度和张力对系统振动的影响。理论分析和模拟结果都表明,当连接点接近驻波波节时,系统运动状态对初值的依赖性十分敏感,振动系统处于混沌运动状态;而当连接点接近驻波波腹时,系统处于稳定振动周期运动状态。计算机仿真结果与物理实验结果吻合得相当好。     

带柔性附件的充液飞行器姿态动力学与控制

研究了流-刚-弹耦合飞行器系统的姿态动力学、稳定性与控制问题,给出了组成系统的每部分控制律,证明了在此控制律下系统可达到姿态定位和受控系统指数渐近稳定.     

运载火箭姿态控制系统稳定性分析

为解决无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题,以俯仰通道为例,对无控刚性箭体引入了姿态角偏差和姿态角速度偏差反馈,设计了PD控制器;对弹性箭体引入结构滤波器,进行控制器设计.仿真结果显示无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统俯仰通道的稳态误差分别为0.05%、-0.30%,从而使无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题得到了有效控制.     

学院制条件下高校财务管理的思考

学院制是高校内部管理体制改革的重要举措之一.高校应从建立校、院二级财务管理体制人手,在财务管理体制、收费管理、预算管理、内部控制等方面强化内部竞争机制,激发高校自身的内在活力,使高校财务管理"统而不死,活而不乱".     

空投系统航向测量方法研究

航向信息是空投系统运行中一个非常重要的参数,磁航姿系统能够利用地磁场来测量载体的姿态信息,体积小、精度高,但却易受外界磁场的干扰,而惯性器件恰好具有不受环境磁场影响的特性,我们可以将两种传感器组合起来,共同测量载体的航向信息。经过仿真验证,外部姿态信息的引入极大改善了系统的航向误差,满足空投系统应用需求。     

多控制面柔性翼飞行器阵风减缓研究

小型柔性翼飞行器遭遇较强阵风时会引起姿态和质心加速度的剧烈变化,并诱发柔性机翼的弹性运动,甚至导致失稳.柔性翼飞行器的阵风减缓控制需要同时考虑刚体自由度和弹性自由度.基于最小状态法,将频域非定常气动力转化成时域状态空间形式.推导了离散阵风和连续紊流扰动下,柔性翼飞行器的纵向状态空间方程.采用预测控制方法设计了阵风减缓控制器,提出了多控制面控制分配策略,解决了强阵风扰动下独立控制面控制力不足的问题.仿真结果表明,模型预测控制能够有效减缓离散阵风和连续阵风扰动下飞行器的结构载荷,稳定刚体运动和弹性运动,其控制效果优于线性二次高斯（LQG）控制.      

四旋翼飞行器的建模及基于反步法的控制

论文研究了基于反步法的四旋翼飞行器控制系统设计问题     

基于STM32的四旋翼飞行姿态串级控制

对四旋翼飞行器飞行姿态的稳定控制问题进行了分析,设计了基于STM32系列微控制器的稳定控制系统。STM32以ARM Cortex-M3为内核,拥有强大的运算能力,作为四旋翼飞行器的飞行姿态控制器的主控芯片。采用四元素融合滤波算法对陀螺仪和电子罗盘等多传感器采集的数据进行飞行姿态解算。结合串级PID控制算法实现四旋翼飞行姿态控制系统设计。仿真及实验结果表明该控制系统符合设计要求,达到了对四旋翼飞行器飞行姿态稳定控制的目的。验证了基于STM32的串级飞行姿态控制的有效性,为后续研究奠定了基础。