底部刻槽旋转稳定弹丸的飞行初始段回波建模

为便于分析和评价从底部刻槽弹丸的雷达回波中提取姿态信息的信号处理方法,建立了目标飞行初始段的运动回波模型.首先将刻槽弹丸的运动分解为平动、章动、进动和转动,分析了各运动的特点;其次将弹丸分成弹头部、圆柱部和弹尾部,依据高频散射机理的不同,将弹丸的散射波分成弹尾底面、弹尾侧面、圆柱的镜面散射,弹带边缘、弹尾边缘、弹带与弹体接缝、弹尾与弹体接缝、弹体过渡棱边产生的绕射、行波和爬行波散射,讨论了弹丸章动和刻槽后弹体转动对雷达散射截面的调制;再次结合弹丸的运动特性和散射特性,建立了雷达的回波模型,总结了回波的特点;最后将此模型得到的波形与雷达的实测数据进行比较,证明了模型的正确性.     

舵机动态响应下导弹阻尼回路稳定性

针对导弹控制参数稳定区域的研究大多忽略了舵机的动态响应过程对参数稳定区域的影响, 首先建立了阻尼驾驶仪控制的导弹动力学方程以及舵机的动力学方程, 然后考虑舵机的稳态响应和动态响应, 应用劳斯判据给出了非旋转弹阻尼反馈增益与舵机控制参数的动态关系。为推导旋转弹阻尼反馈增益的稳定区域, 分析了舵机在准弹体坐标系下的表达式, 然后采用复姿态角方法和Lyapunov稳定性判据, 给出了旋转弹动态稳定性条件。最后以某一导弹飞行参数为例进行了仿真, 验证了本文所得出的稳定性条件的有效性。     

弹载设备抗振可靠性研究

本文分析了导弹飞行的弹体振动环境,计算了弹载计算机印刷线路板的自振频率,并给出了一个抗振可靠度的计算公式。本文的结果为弹载设备开展抗振可靠性设计提供了依据。     

基于GPS/地磁组合弹体滚转姿态测量方法

在全球定位系统(global positioning system, GPS)/地磁组合测量方法的基础上,对组合测量过程中存在地磁测量盲区问题进行了研究分析。针对磁阻传感器在测量弹丸滚转姿态时因有可能出现的磁探测盲区而造成解算结果不准确的情况,提出了利用弹丸的速度倾斜角代替滚转姿态输出的思路,建立了基于GPS弹丸速度倾斜角的解算模型,根据GPS的量测输出信息,对弹丸的速度倾斜角进行测量解算,并对采用弹丸的速度倾斜角代替滚转姿态输出的可行性进行了理论验证。通过数值仿真计算验证了该解算方法的正确性,有效弥补了磁探测盲区出现时组合测量解算误差较大或无法解算的不足,在一定程度上提高了GPS/地磁组合弹体滚转姿态解算的精度。     

基于星图匹配的导弹初始定位定向方法研究

论述了星敏感器捷联在弹体上,采用星图匹配技术修正导弹初始定位、定向的原理。提出了一种适用于星光制导的凸多边形算法,简化了弹载星表。由星敏感器视场中的星图,可生成唯一的最大凸多边形,基于凸多边形的星图识别算法可同时获得多颗星的瞬时位置,由此可获得弹体在赤道惯性系和发射点惯性系中的姿态及其关系。最后导出导弹初始定位、定向误差的数学表达式。仿真结果表明该方法的有效性。     

某型导弹飞行-攻击阶段仿真的研究与实现

在导弹飞行仿真中，根据导弹飞行轨迹和外部环境因素的影响实时地仿真控制弹体的方位、姿态与特效是关键点，基于对某型导弹飞行轨迹的实测数据和飞行、攻击特效的研究，采用实测数据作为飞行状态数据库，应用基于规则推理的方法控制事件流程，通过Vega-Creator-VC 仿真开发环境，实现了该导弹从发射至目标攻击阶段的精确仿真，较好地解决了飞行中弹体的方位、姿态控制、弹体行为和各飞行阶段特效的生成等问题，具有较好的实时性。     

独立分量分析的一种剖析方法及其搜索算法

给出了独立分量分析(ICA)问题可解性的一种直观解释,并设计了直接的搜索算法.首先通过分析二维ICA问题,将输出信号分量的峰度作为ICA最优化问题的目标函数,分析了目标函数的波形随源信号之间耦合程度不同而变化的规律,以直观的图示解释了最大化输出信号非高斯性的ICA准则,且具有严格的数学意义.通过4点比较,将目标函数定位于某确定子区间,在读子区间上,目标函数是单峰函数,峰值点为全局极大值点,且为ICA问题的解.用快速搜索法进行了ICA求解,并将算法推广到多维ICA问题的求解.对算法进行了双通道图像分离、多通道语音分离的数值实验.     

基于GA优化的质量矩拦截弹模糊滑模姿态控制

质量矩控制是一种全新的飞行控制方法,与广泛应用的空气动力控制相比,可以避免飞行器在超高马赫数飞行时舵面的气动加热问题,而且,可以提高飞行器的机动性、敏捷性和制导控制精度。以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础,通过对模型合理的简化,得到一个耦合的非线性动力学系统,利用滑模控制设计了拦截弹飞行时的姿态控制系统,提出采用模糊逻辑算法抑制系统抖振的同时,把控制系统的多个设计目标转化为不等式约束,采用遗传算法优化控制参数,控制系统性能满足设计要求。仿真结果验证了这种方法的有效性。     

火箭弹MR/GPS制导系统应用仿真

研究MR／GPS制导方案在实行过程中可能遇到的问题。针对制导信号较弱、附加干扰噪声大的特点，运用小波强制滤波的方法，设计了小波滤波器；提出基于MR／GPS系统的弹体滚转测量方案并进行了仿真；对弹道控制的脉冲点火策略进行了研究。仿真结果表明：小波滤波的效果较好、有用信号能量损失小；基于MR的滚转测量方案易于实现，但需进行必要的修正。     

运载火箭飞行状态图像箭上实时压缩技术研究

图像信息是火箭性能评估和故障分析的重要依据.提出了基于遥测信道获取飞行图像的系统方案并完成了箭上图像压缩器开发.设计了具有自适应Ⅰ帧强制插入机制的编码器结构,有效地解决了飞行异常场景突变时图像质量下降的问题.提出了结合绝对误差的自适应阈值全零块检测算法,提高了全零块检测率却不增加运算量;提出了基于全零块的快速模式匹配算法,有效降低了模式预测计算量.试验表明:提出的系统方案及开发的压缩器能利用现有遥测信道实时获取图像,提出的图像压缩算法使编码速度提高约30%-45%且图像质量基本不变(与JM13.2比),强制插入Ⅰ帧机制启动时未出现图像质量明显下降和丢帧问题.     

Integrated guidance and control design for missile with terminal impact angle constraint based on sliding mode control

Aimed at the guidance requirements of some missiles which attack targets with terminal impact angle at the terminal point, a new integrated guidance and control design scheme based on variable structure control approach for missile with terminal impact angle constraint is proposed. First, a mathematical model of an integrated guidance and control model in pitch plane is established, and then nonlinear transformation is employed to transform the mathematical model into a standard form suitable for sliding mode control method design. A sufficient condition for the existence of linear sliding surface is given in terms of linear matrix inequalities (LMIs), based on which the corresponding reaching motion controller is also developed. To verify the effectiveness of the proposed integrated design scheme, the numerical simulation of missile is made. The simulation results demonstrate that the proposed guidance and control law can guide missile to hit the target with desired impact angle and desired flight attitude angle simultaneously.     

BTT导弹分块模型组合非线性控制器设计与仿真

提出了基于导弹非线性分块模型的组合控制方法。对于弹道倾角和弹道偏角采用动态反馈,以及对非仿射型非线性系统的处理方法,保证跟踪误差收敛。姿态角、角速度层的控制,充分考虑了导弹气动参数不确定性和未建模动态、控制量输入的不确定性。对于不确定性采用自适应反演(backstepping)变结构控制方法。对BTT导弹6DOF非线性模型的仿真结果显示了本文方法的有效性。     

基于拟人智能控制的BTT导弹姿态控制

基于拟人智能控制思想提出一种针对BTT导弹姿态控制的非线性控制律的设计方法.首先利用广义归约的方法将复杂的BTT导弹姿态控制问题分解成若干个可直接解决的本原问题,然后依据各本原问题的主次关系以及耦合关系通过分析导弹的飞行动力学模型设计出非线性控制律结构,最后利用遗传算法将控制律中的各权值优化定量得到定量控制律.该方法适合于对大机动、非线性、强耦合的BTT导弹的姿态控制.仿真结果证明设计的飞行控制律能够在导弹转弯的过程中迅速实现姿态指令的跟踪,并有效的抑制侧滑角的产生.     

卷弧翼滚转导弹Lipschitz自适应轨迹线性化控制

根据非对称卷弧翼滚转导弹运动特点,建立了包含系统不确定参数、结构损伤干扰、观测噪声等因素的三通道有控运动模型,提出了一种基于Lipschitz自适应观测器补偿控制的轨迹线性化控制(trajectory linearization control,TLC)改进算法。根据时标分离原则将控制系统分为快慢两个回路并设计TLC控制器。通过求解线性矩阵不等式组的方法得出了非线性Lipschitz状态观测器,对未知干扰参数进行估计,并依据参数估计值和反馈的状态设计了干扰补偿控制律,从而改善了TLC算法性能。仿真实验表明,提出的改进算法可以使导弹姿态运动较好地跟踪控制指令,实现了导弹滚转运动和角运动控制的解耦,保证了导弹系统能够抑制气动/结构参数摄动、观测噪声和强突发未知干扰等情况的影响,提高了导弹姿态控制的鲁棒性和准确性。     

面向效能评估的导弹攻防系统仿真框架

基于HLA的导弹攻防系统仿真是导弹效能评估的有效辅助手段。不同的导弹类型、不同的评估方法会对仿真系统的设计有不同的要求，但也有很多相似之处。综合考虑这些异同，建立了一种面向效能评估的通用性较强的仿真框架。按照攻防系统的功能模块划分仿真节点，研究了节点间的信息交互，并据此设计了联邦对象模型，开发了联邦成员程序框架。该仿真框架在横向和纵向都有良好的适用性和扩展性，能满足多种类型的导弹，不同模型粒度的仿真需求。     

稀薄流区的多弹协同编队构型生成策略设计

针对多枚子弹在稀薄大气层的编队飞行控制问题,进行了相关研究。基于反作用控制系统(reaction control system, RCS)的姿轨控制技术,提出一种新的协同编队策略,满足所需的空间构型约束,以实现对目标的精确定位。考虑最优空间构型约束,完成了协同制导方案设计,并利用经典的比例积分微分(proportion integration differentiation, PID)控制律实现了对子弹姿态的稳定跟踪和控制。采用脉宽脉频(pulse width pulse frequency, PWPF)调制技术将连续的控制量转换成等效的喷管开关指令,在保证姿态稳定控制的前提下有效减小了发动机的燃料消耗。仿真结果表明,该协同制导控制策略可保证子弹在飞行过程中的姿态稳定,并使其空间构型逼近最佳构型。     

导弹协同作战编队飞行控制系统研究

提出了具有3个回路的导弹协同作战编队飞行控制系统,分别对3个回路进行设计分析,并重点分析导弹的四维制导控制外回路和编队控制回路。面向具有过载自动驾驶仪内回路的增广飞控系统,设计了基于总能量控制理论的高度/速度解耦控制器,能够实现导弹制导控制外回路的高度/速度解耦。基于导弹编队队形的位置偏差关系设计了导弹编队控制器,最后综合3个回路构成了导弹编队飞行控制系统。仿真结果表明,各回路以及导弹编队控制系统具有很好的控制性能,能够快速、稳定地完成导弹编队的队形调整动作,进而实现任务规划系统对导弹编队提出的作战任务。     

一种新型高超音速导弹的控制模式研究

高超音速导弹的质量矩控制是通过移动导弹内部滑动质量块的位置,使整个导弹的质量中心产生偏移,并利用气动力相对于质心的力矩改变导弹的飞行姿态和攻角,最终实现导弹机动控制的一种控制方式。以弹头为例,在推导出质量矩弹头的动力学方程基础上,通过分析其方程组的特点并结合弹头再入过程中的气动、速度等参数变化规律,给出了质量矩弹头再入过程中宜采用的控制模式,为其控制律的设计提供了必要的理论参考。     

基于STAGE的反舰导弹装备应用仿真研究

反舰导弹装备应用研究是水面舰艇装备形成战斗力的关键环节。本文给出了一种基于STAGE的反舰导弹装备应用研究仿真平台,介绍了其模型框架、仿真实现和仿真流程,并对某型反舰导弹进行了建模和装备应用仿真研究。结果发现该型导弹搜捕方案存在技术问题,在对导弹的优化方案和改进方案进行统计分析之后,指出该仿真平台具有较好的实用价值。     

基于BFM方法的1vs1近距自主空战决策

无人机自主空战将是未来空战的主要样式之一。针对当前对于近距自主空战的研究往往假设简单、计算复杂以及受限于使用规模等问题,对以格斗导弹为武器的近距1vs1自主空战的主要研究内容,提出一种基于基本飞行动作的自主空战决策方法以保证空战决策的有效性和实时性。首先,根据导弹的攻击区设计一种得分函数来量化评估空战态势;其次,建立敌机机动位置的几何预测模型。然后,提出基于位置差和速度差的补偿制导方法。最后,在仿真分析中设置了攻击和防御两种典型自主空战态势,实验结果表明了所提方法的有效性和可行性。