BTT导弹自动驾驶仪LQG/LTR积分控制设计

为实现BTT导弹准确跟踪指令的要求,采用LQG/LTR积分多变量控制方法设计自动驾驶仪。以某飞机型BTT导弹为例根据其气动特点建立了俯仰独立、偏航-滚转耦合的气动模型,分别设计了俯仰及偏航-滚转通道自动驾驶仪,对设计结果进行仿真。仿真表明所设计的自动驾驶仪能够很好的跟踪指令,鲁棒稳定定性较强,具备一定抵抗通道间耦合的能力。     

用现代时域法设计BTT导弹自动驾驶仪

本文先建立了高性能BTT导弹控制系统和两个横向加速度指令数学模型。由于高性能BTT导弹滚转速率较大,俯仰、偏航通道间存在强动力学耦合,但滚动通道可以近似解耦。然后,用本文给出的模型跟随理论设计俯仰一偏航通道自动驾驶仪,用线性二次型理论设计滚动通道自动驾驶仪。为了满足远程全空域BTT导弹作战要求,自动驾驶仪中的增益是滚转速率和动压头的函数。最后,利用某典型地空导弹动力学模型进行了六自由度数字仿真,计算结果表明设计出的自动驾驶仪对导弹结构参数、气动参数、高度等变化具有良好的鲁棒性,导弹侧滑角、脱靶量很小。     

A/D系统与dBASEⅢ的连接——介绍一种dBASEⅢ的数据录入方法

本文讨论了dBASEⅢ文本输出文件的功能,重点介绍了A/D数据采集系统通过文本输出文件与dBASEⅢ连接方法。     

高超声速制导炮弹终端滑模控制

针对高超声速制导炮弹的动力学耦合与非线性控制问题,设计一种基于反馈线性化的终端滑模控制器。首先,兼顾控制系统设计的简便性要求与高超声速制导炮弹的强非线性特点,建立非线性控制模型。然后,对模型中动力学耦合问题,根据微分几何理论对其进行反馈线性化,实现俯仰通道与偏航通道的解耦。最后,对两通道分别设计终端滑模控制器,且控制器有限时间收敛。仿真结果表明,所设计的控制器能够快速稳定的追踪指令信号,且在外界干扰与参数摄动的情况下依然具有良好的鲁棒性。     

用去卷积方法测量和差通道延时补偿量

宽带单脉冲三维成像雷达具有很高的距离分辨率,差信号经过相对于和信号的归一化处理后就能提供目标方位、俯仰信息;但和差通道微小延迟差可能对角度测量造成较大影响.介绍了宽带脉冲三维成像雷达原理和用去卷积测量和差通道延迟补偿量的方法,分析了和差通道延迟不同对角误差测量结果的影响,并用去卷积方法测量了仿真数据的和差通道延时补偿量.由分析可知,去卷积方法测量和差通道延迟补偿量不仅计算量小,并具有很高的测量精度.     

基于STK的微小卫星姿态控制可视化演示与验证

为了探索微推进器用于微小卫星姿态控制的可行性方案,需要开发微小卫星姿态控制过程的可视化演示与验证平台.以某型号微小卫星为仿真对象,利用Matlab设计了卫星俯仰通道和滚动/偏航通道的姿态控制模型,并实现了卫星姿态控制的数据仿真.基于STK中的STK/Connect模块,实现了卫星姿态控制过程的可视化演示.在可视化过程中,结合某型号微小卫星的案例数据,验证了所设计的卫星姿态控制模型与可视化程序.     

高超声速制导炮弹终端滑模控制

针对高超声速制导炮弹的动力学耦合与非线性控制问题,设计一种基于反馈线性化的终端滑模控制器。首先,兼顾控制系统设计的简便性要求与高超声速制导炮弹的强非线性特点,建立非线性控制模型。然后,对模型中动力学耦合问题,根据微分几何理论对其进行反馈线性化,实现俯仰通道与偏航通道的解耦。最后,对两通道分别设计终端滑模控制器,且控制器有限时间收敛。仿真结果表明,所设计的控制器能够快速稳定的追踪指令信号,且在外界干扰与参数摄动的情况下依然具有良好的鲁棒性。     

航天器姿态的神经网络动态逆控制

针对航天器姿态系统,提出了一种基于自适应神经网络动态逆的控制算法。该算法针对滚转、俯仰和偏航三个姿态子系统,设计了两组神经网络:第一组是BP网络,用来逼近三个姿态通道的非线性项,可获得姿态逆模型;第二组是非线性自适应神经网络,用于在线实时地补偿逆模型存在的误差和外加干扰。详细分析了非线性自适应神经网络的拓扑结构、学习规则和调整算法。给出了应用该算法的具体实例,通过仿真实验证明该算法的有效性。     

倾斜转弯导弹控制系统设计与仿真研究

倾斜转弯控制技术的控制特点决定了倾斜转弯导弹成为一个强耦合的非线性时变系统,这为其控制系统设计增大了难度。将某型倾斜转弯导弹俯仰、偏航及滚动通道间的耦合作用看作是干扰,然后应用H∞控制理论设计导弹自动驾驶仪。简单有效的方法就是求解代数Riccati方程的正定解,从而可以构造系统的反馈增益矩阵,得到满足要求的反馈控制器,但评估信号的选取是一个关键。通过三通道控制系统联合仿真研究表明,该设计方法可行,设计的自动驾驶仪对倾斜转弯导弹控制效果好,能快速跟踪导引指令,满足设计指标。     

倾斜转弯导弹三回路鲁棒自动驾驶仪设计

针对倾斜转弯导弹,提出了最优/经典综合设计方法设计自动驾驶仪.该方法应用最优控制设计出俯仰/偏航混合通道三回路自动驾驶仪,设计中同时对开环系统的奇异值频域曲线进行约束,以保证系统具有一定的鲁棒性,获得的三回路自动驾驶仪结构简单,易于工程实现.仿真结果证实了其具有良好的跟踪性能和鲁棒性,也表明该自动驾驶仪能满足倾斜转弯导弹协调倾斜转弯的要求.     

拦截弹导引头测量误差对拦截效能的影响

把拦截弹导引头的测量系统作为拦截系统的一个子系统,从脱靶量及消耗能量两个方面,研究导引头测量误差在整个拦截系统中对拦截效能的影响。建立以拦截弹测量误差为激励,脱靶量及消耗能量为输出的比例导引拦截系统模型,对测量误差导致的脱靶量及消耗能量进行仿真,并通过数值统计得出拦截弹导引头测量误差与脱靶量及消耗拦截能量的量化对应关系,为拦截弹导引系统设计、导弹突防等提供技术参考。     

利用导引头信息测量脱靶量的方法

为了满足瞄准式战斗部定位攻击的需要,根据防空导弹逆轨拦截遭遇段只要存在脱靶量就存在视线角速度的特点,分析了导引头视线角、视线角速度、弹目相对速度、径向速度之间的几何关系,提出了采用导引头产生的视线角、视线角速度及多普勒频率来测量脱靶量的方法,解决了利用导引头距离信息测量脱靶量时误差较大的问题。对算法中需要的参数可测性进行了分析,通过导引头能否提供视线角速度信息两种情况下的仿真,验证了所提算法的正确性及实用性。     

现代战机的导引及其控制律仿真研究

借鉴导弹导引理论对现代战机的导引机理进行了探讨，推导出一种基于时间最优的飞机导引控制律。与导弹导引侧向加速度作控制指令的常规方法不同，该控制律直接采用航迹角作控制变量，即借助拦截末端的几何关系获得末端视线角，末端视线角与当前航迹角的误差作为控制量，实现导引控制。仿真表明：应用此导引律，导引时间最短，轨迹最平直，适用于载机导引控制。     

基于波束角误差补偿的相控阵导引头解耦算法

针对相控阵导引头离散波束运动引起视线角速率估计值跳跃波动问题,提出一种对波束角误差进行补偿的视线角速率提取算法。分析了相控阵导引头波束离散扫描原理,建立了波束扫描控制数学模型。推导了波束指向误差斜率引起的隔离度传递函数,分析并说明了波束角误差补偿方法。仿真结果表明,应用波束角误差补偿方法能有效地消除视线角速率提取值的跳跃波动,并验证了所提算法在捷联去耦与视线角速率提取方面的有效性。     

超视距舰空导弹导引头天线预定指向角解算

针对舰空导弹超视距拦截目标时复合制导目标交班的角度截获问题,通过建立相应的坐标系,并规定一种新的导引头天线轴旋转顺序,采用将导弹-目标视线角矢量投影到相应旋转平面的方法,提出了一种新的导引头天线预定指向角解算模型,有效地解决了大预定角情况下的指向角解算问题。应用方差分析方法,建立了此指向角解算模型的误差模型,进行了指向角误差仿真分析。仿真结果验证了所提出的导引头天线预定指向角解算模型的正确性及其在减小预定指向角误差方面的有效性。     

软件无线电技术在先进雷达导引头中的应用

提出将软件无线电的思想应用于雷达导引头系统的设计中，讨论了软件无线电技术在先进空空导弹中应用的关键技术、实现方案和应用前景。软件无线电技术可以大幅度缩短新装备的研制周期，降低研制费用。采用软件无线电技术的雷达导引头具有结构简单、可靠性高、易于维护升级、抗干扰性能强等优点。随着硬件性能的提高以及数字信号处理技术水平的发展，新一代先进空空导弹采用软件雷达导引头已经成为可能。     

基于粒子群优化的卡尔曼滤波去耦算法

针对相控阵雷达导引头由于前向通道增益和波束控制增益刻度尺度不同引起的扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter, EKF)去耦中误差量过大的问题,提出了基于粒子群优化的EKF去耦算法。采用了最小均方差为适应度函数,对两个增益参数进行组合优化,然后通过建立EKF的系统模型,推导了提取的视线角速率与增益参数之间的关系,使得滤波后的估计值为最优的后验估计。最后,通过仿真表明该算法可以很好地解决误差量过大的问题,并验证了所提算法在相控阵雷达导引头去耦和视线角速率提取中的有效性。     

地空导弹弹目视线指向预定角误差协方差分析

建立了地空导弹六自由度弹道方程，推导了弹体系弹目视线指向角误差，分析了不同雷达测量误差和导弹位置采用不同测量值的指向角误差协方差。结果表明，基于Kalman滤波的导弹位置融合可以减少捷联惯导初始对准误差引起的指向角误差，而直接采用惯导或雷达测量导弹位置，则初始对准误差的影响一直存在。     

拖曳式诱饵对抗技术研究

机载拖曳式诱饵对跟踪雷达和导弹导引头的干扰作用十分有效,可对武器系统的作战效能造成重大影响。对拖曳式诱饵的工作方式和设计原则进行了分析,提出了雷达分离拖曳式诱饵的条件,在分析拖曳式诱饵特点的基础上,提出了对抗拖曳式诱饵的技术方法,包括雷达方法和光电探测方法。不仅讨论了在指令制导系统中的运用方式,而且还讨论了在弹上导引头中的运用方式。     

雷达导引头指向误差对导弹制导的影响与对策

受相控阵天线指向误差和天线罩瞄准误差的共同影响,相控阵雷达导引头存在较严重的指向误差。当指向误差斜率超出一定范围时会造成导弹制导系统出现寄生回路振荡问题,影响系统的稳定性和制导精度,在高空尤为明显。对此，本文通过构建相控阵雷达导引头制导系统模型,分析了导引头指向误差斜率对导弹制导的影响以及产生寄生回路振荡的机理;为消除导引头指向误差斜率对制导的不利影响,在指向误差测量补偿的基础上,又给出了一种多模型扩展卡尔曼滤波的估计方法,对导引头指向误差斜率进行实时估计与补偿。数字仿真结果表明，所提方法能够有效改善导引头指向误差斜率对制导系统的不利影响,提高系统稳定性和制导精度。