飞行航迹解耦控制器设计

许多经典的飞行控制系统中,基本飞行控制器纵向和横侧向解耦,可以通过控制飞机的姿态达到跟随参考飞行航迹的目的。对于采用该系统的飞机,当执行航迹跟随任务时,需要设计一种新的解耦控制算法,该算法根据最优参考航迹,将飞机航迹控制指令转化为飞行控制系统所需要的解耦姿态控制指令。给出了由该算法构成的解耦控制器结构,并将其与飞行航迹控制器以及基本姿态控制器结合,共同完成航迹跟随任务。最后通过仿真实验,验证了算法的有效性。     

用于大机动飞行仿真的四元数改进算法

传统的四元数和欧拉角之间的转换只在[-90o,90o]之间取值,且仅是对体轴系下的姿态角进行处理,并没有考虑与航迹轴相关的航迹角的转换问题,这样在大机动飞行仿真中不仅会使飞机方程的解出现奇异,且不能正确表示飞机的姿态。提出了一种新的改进算法,使用该算法,不仅能够实现全角度的四元数与欧拉角之间的转换,也对航迹角的解算进行了相应的处理,使仿真结果与姿态角和航迹角的定义及定义域吻合,能够正确描述飞机的飞行状态。经过对多种大机动飞行动作的仿真,验证了本方法是正确、实用的。     

WGS-84坐标系下多空基无源传感器最大似然配准

相比多运动平台有源传感器配准或异质传感器配准问题,多平台无源传感器的配准由于无距离信息将更为复杂,鲜有相关研究。为此,首先构建了WGS-84坐标系下有偏无源观测模型,然后将最大似然配准(maximum likelihood registration, MLR)算法扩展到空基多运动平台无源传感器的配准。运用复合函数求导链式法则,推导出应用MLR算法时至为关键的传感器观测量对目标状态的雅克比矩阵。为计算该矩阵,研究了WGS-84坐标系下两平台利用仅角度观测对目标的无源定位问题。理论和仿真结果表明该方法可实现无源传感器配准,配准误差逼近其Cramer-Rao界,验证了该方法的有效性。     

吸气式高超声速飞行器抗航迹姿态解耦控制

针对吸气式高超声速飞行器存在航迹姿态“解耦”,极大降低了飞行器通过舵偏调整姿态进而施行轨迹控制时的机动性问题,提出了利用鸭翼和升降舵协调控制的解决方案。首先分析了航迹姿态“解耦”问题的成因,并提出了解决思路;其次,基于所提出的鸭翼/升降舵协调控制方案设计控制器,并与已有的姿态超调方案进行了仿真对比;最后,仿真结果表明所提出的鸭翼和升降舵协调控制方法不但可有效解决航迹姿态“解耦”问题,而且可保持攻角良好的动态性能。     

对基于四元数的飞机本体运动模型的改进

现有的基于四元数的飞机本体运动方程没有完全消除欧拉角。本文推导了气流坐标系与机体坐标系的转换关系,尤其考虑了俯仰角为±90°时的情况。得到了以向量式表示的、完全消除欧拉角的飞机本体运动数学模型。该模型便于面向对象程序实现,并用于大姿态角飞行仿真。     

WGS-84坐标系下机载单站PDR/DFR无源定位滤波算法

在WGS-84坐标系下实现机载单站对固定辐射源高精度无源定位有着重要的应用价值。提出WGS-84坐标系下机载单站相位差变化率/多普勒变化率（PDR/DFR）无源定位滤波算法。首先导出PDR/DFR相对定位公式,经坐标变换实现单次观测的绝对定位;分别采用一阶Taylor近似分析法和不敏变换（unscented transformation, UT）推导滤波中需要的转换量测及其协方差,实现多帧量测滤波,进一步提高定位精度,且后者克服了前者不能对非线性转换量测进行偏差补偿以及协方差一致性较差的不足。仿真结果表明,该方法能实现三维高精度的无源定位,有望用于工程实际。     

基于航迹的飞机姿态角建模与仿真

基于飞机的动力学方程、运动学方程等给出了用航迹向量函数一阶、二阶导数计算飞机姿态角的方法。重点讨论了飞机气流倾斜角的计算方法。首先给出了气流倾斜角正切的计算公式,然后利用飞机在飞行过程中,左右翼下沉与航迹曲线主法向向量的指向之间的关系,给出了确定气流倾斜角正负号的方法,在此基础上给出了飞机气流倾斜角的计算公式。利用该公式推导了斜平面上飞机做变加速圆周运动气流倾斜角的计算公式。通过对比六自由度飞机运动模型姿态角的计算结果,验证了姿态角计算公式的有效性。     

基于大地坐标系的IMM航空器短期航迹外推

针对航路飞行阶段的航空器, 通过对比空间直角坐标系和大地坐标系的优劣, 采用大地坐标系表示航空器的位置; 基于大地坐标系, 将航空器的运动解耦成3个方向上的独立运动, 分别建立每个方向上的子模型; 使用交互式多模型(interacting multiple model, IMM)算法对航空器的航迹进行跟踪。仿真结果表明, 基于大地坐标系的IMM算法对于航空器有很好的轨迹追踪性能; 根据航空器末时状态及各个子模型的概率分布进行航空器的航迹短期外推, 基于大地坐标系的IMM算法的航迹外推性能优于基于空间直角坐标系的IMM算法的航迹外推性能。     

态势推演系统中飞机过渡段航迹规划算法研究

态势推演系统需在推演前根据想定对飞机进行航迹规划,其中对沿航路点飞行阶段与巡逻飞行阶段间的过渡段的航迹规划是否合理直接关系到推演航迹的真实性和有效性.分析飞机目标运动航迹及其特征,然后针对飞机过渡段航迹规划问题提出三种几何方法并进行详细分析,最后建立过渡段航迹规划算法并进行仿真验证,结果表明该算法可自动生成最佳的过渡段航迹.     

长航时惯导系统的随机游走误差传播规律及抑制方法

角度随机游走（angle random walk, ARW）误差已成为制约长航时惯性导航系统精度的主要因素。为了减弱ARW对系统精度的影响,针对初始对准和长航时导航两个方面研究误差传播规律及抑制方法。仿真结果表明:ARW直接影响方位对准精度,在长航时的导航中,游走系数N所产生的速度振荡幅值与60N的常值漂移大致相当,姿态振荡误差中的24 h周期因素更为关键,ARW产生的经度误差发散项均方差随时间的平方根增长|系统可采用卡尔曼滤波削弱ARW所造成的对准误差,通过水平阻尼方法可以消除由ARW引起的位置误差中的振荡项。     

对分布式组网雷达的航迹欺骗偏差补偿技术

电子战飞机(electronic combat air vehicle,ECAV)在对雷达网协同产生航迹欺骗干扰过程中会引入误差,分布式组网雷达可根据真/假航迹关联距离差异识别出航迹欺骗干扰。针对该问题,在三维条件下设计产生两种航迹欺骗干扰的基础上,重点分析雷达站址侦测误差和电子战飞机预设位置误差对航迹欺骗干扰的影响,然后针对组网雷达航迹关联检测,提出了一种偏差补偿机制,理论分析和仿真实验验证了该方法的可行性和有效性。     

大飞机极区惯性/天文组合导航算法

针对高纬度地区地理经线收敛,造成传统惯导力学编排在地理极点存在奇异值的问题,结合军用大飞机对全自主、高精度、长航时、全球范围导航能力的需要,提出了极区格网惯性/天文组合导航方案。首先以格林尼治子午线作为航向参考,可避免航向参考线在极点处收敛。在此基础上定义了格网导航坐标系,并推导了格网惯导力学编排及其误差方程,解决了传统力学编排在极区无法工作的难题。其次,利用星跟踪器瞄准线位置矢量在惯导平台坐标系和计算坐标系内的测量和计算之差,作为卡尔曼滤波的量测以估计和校正惯导误差。仿真分析表明,格网惯性/天文组合导航方案在8 h内的定位误差小于400 m,可满足大飞机极区导航的需要。     

基于VRML和目标航迹的视景仿真方法

基于VRML技术建立了虚拟目标和场景的可视化模型;采用三次样条插值方法对输入航迹进行了平滑和可飞性检验,并计算出了相应的姿态数据;利用虚拟现实工具箱提供的Matlab接口驱动虚拟目标进行六自由度运动,同时控制模拟CCD进行实时跟踪,完成了对飞行过程的视景仿真。实验表明,该方法不仅得到了实用的航迹和姿态数据,而且直观生动的描述了飞行过程,为相关理论研究奠定了良好的基础。     

捷联惯导动态粗对准算法研究与仿真

动态环境下无法直接根据陀螺和加速度计的输出计算出姿态阵。针对这一问题,研究了一种基于重力加速度和惯性坐标系的粗对准算法。算法以初始时刻的导航系和机体系为基础,定义两个与其重合的惯性坐标系,利用重力加速度在这两个惯性坐标系中的投影来构造观测向量,通过q-method求解Wahba问题确定初始时刻的姿态阵。而导航坐标系的变化可根据地理位置信息、地球自转角速度和时间信息来计算,机体系的变化亦可通过陀螺信息实时跟踪,因而就能确定对准完成时刻的姿态阵。理论分析和仿真表明,该方法能有效解决捷联惯导的动态粗对准问题。     

计算机生成航空兵力的多分辨率建模方法研究

仿真实体的多粒度表示在分布仿真环境中具有十分重要的研究意义.探讨了多分辨率建模的概念和内涵,对多分辨率模型的建模方法进行了比较分析.根据仿真任务的不同,适应不同的仿真阶段,建立了不同粒度的航空兵力模型.聚合级飞机的运动方程主要考虑质心运动的运动学方程,动力学模型采用极限参数模型实现.通过补充姿态角信息和飞机位置信息实现了解聚过程.通过航向控制、航迹迫近、位置迫近算法,实现了聚合过程.     

航迹起始算法及性能仿真

在深入研究基于逻辑的航迹起始方法和基于Hough变换技术的航迹起始方法的基础上,把基于逻辑的方法和Hough变换法相结合,提出了基于目标运动状态的航迹起始算法。该算法首先利用目标的位置信息形成候选目标航迹,在候选目标航迹扩展过程中,利用来自同一个目标的量测数据在较短时间内(相邻2个采样周期)具有相同的运动状态,利用目标的运动状态对候选航迹进行检验。进行了性能比较仿真,仿真结果表明:该算法在正确航迹起始概率上和基于逻辑的方法相当,但其虚假航迹起始概率远低于其他航迹起始方法;并且对存储要求低,适于工程应用。     

一种基于独立成分分析的滚转弹姿态解算

为了获取试验弹的飞行姿态,以便为进一步的弹体飞行动力学分析及制导系统的效能评估提供依据,提出了一种基于独立成分分析(independent component analysis,ICA)的滚转弹飞行姿态获取方法。该算法使用一个双轴角速率陀螺构成滚转弹飞行姿态遥测系统,利用ICA算法对遥测数据进行处理,从而重构弹体飞行姿态。通过构造一个特殊的虚拟观测变量,即可借助于ICA算法将测量信号由弹体坐标系变换至准弹体坐标系,去除由于弹体滚转引入的信号调制效应,最终解算出滚转弹的姿态信息。仿真计算结果验证了算法的有效性。     

飞机突防飞行非线性解耦控制的实时仿真实现

非线性解耦控制系统仿真是当前研究的重要方向之一。本文提出了一个仿真飞机在大气扰动下突防飞行非线性解耦控制的简便方法，该法用飞机指令变量的跟踪特性仿真系统的解耦控制特性和对期望突防航迹的跟踪特性，具有方法简单、易实现，计算稳定，实时性较好，结果准确、直观等特点，可用于设计、选择控制规律参数，研究和检验飞行器纵横向运动非线性交叉耦合的解耦控制特性，也可用于其它非线性解耦控制系统的实时仿真研究。     

复杂环境下的舰船航迹仿真

舰船航迹仿真对航迹成像和检测的研究有着很重要的意义，但现有的仿真方法大都局限于航迹主模式的模拟。作者在充分考虑到舰船航行时的复杂环境的前提下，提出了一种较为全面的航迹仿真方法。在模拟航迹主模式的基础上，借助粒子系统的思想加入湍流航迹；在模拟背景中加入海浪，借助OpenGL实现了有大雾或者云层遮挡下的航迹效果。该方法得到的结果对航迹检测算法提供了更为有效的试验条件及检验依据。     

基于干扰观测的欠驱动无人艇自适应航迹跟踪控制算法

研究了欠驱动无人艇在外界干扰条件下的航迹跟踪控制问题,提出了一种基于干扰估计与补偿的航迹跟踪控制算法,实现了风浪流干扰环境下航迹的精确跟踪。算法引入纵向误差作为状态变量对扩张干扰观测器进行设计,实时估计干扰的稳态分量,相比于传统的基于输出反馈干扰估计算法,其灵活性、可控性更高;同时基于纵向跟踪误差的状态估计误差,设计扩张干扰观测器变增益因子,相比于基于常增益观测器的航迹跟踪算法其能够在实现干扰补偿的前提下,有效减小航迹跟踪收敛段的震荡。基于李雅普诺夫稳定性理论证明了级联控制系统与干扰观测系统在平衡点的半全局指数稳定性,通过仿真对比实验及分析证明了所提航迹跟踪算法的有效性和先进性。