敏捷导弹大角度姿态控制系统设计

研究了具有大离轴角及越肩发射能力的敏捷导弹初始段敏捷转弯的控制方法,用反作用喷气控制系统来提供大角度敏捷转弯时大攻角飞行的控制力矩。首先利用时标分离的思想将导弹姿态控制系统的运动学部分和动力学部分分别视为慢变子系统和快变子系统,然后应用动态逆和变结构控制相结合来设计各子系统的控制律;最后,在考虑了导弹各个环节非理想因素的情况下,对导弹进行全耦合状态下三通道联合仿真。仿真结果表明所提出的控制方法,能够有效消除敏捷导弹大角度姿态机动时的结构参数变化以及各种外部干扰的影响,可以很好地控制导弹的大迎角机动飞行,鲁棒性强,简单易行,具有一定的实用性。     

捷联式天线平台双通道耦合目标跟踪滤波器设计与仿真研究

采用传统速率陀螺稳定平台的导引头角跟踪系统可以直接提取用于比例导引的惯性视线角速率，而采用捷联稳定方案后，天线平台的角跟踪系统失去了直接测定视线角速率的能力，视线角速率需要通过数字计算的方法来提取。同时由于视线的旋转，实际的角跟踪系统方位和俯仰两个通道之间存在交叉耦合，与速度跟踪系统之间也具有参数耦合关系。针对上述问题，提出双通道耦合目标跟踪滤波器的设计方法，并在考虑与捷联稳定控制系统及速度跟踪系统信息相互融合的情况下，对整个角跟踪系统进行了闭环仿真，对捷联式天线平台角跟踪系统的性能进行了系统的分析。结果表明：角跟踪系统方位与俯仰通道滤波值能很好跟踪真值，提出的设计方法在捷联式天线平台角跟踪系统中的应用是有效的。     

捷联惯测组合误差系数分离与补偿方法

为了解决导弹飞行过程中捷联惯测组合误差系数相对于装订值的漂移问题,进一步提高惯性导航精度,提出了一种捷联惯测组合误差系数的分离和补偿方法。该方法利用真空飞行段导弹仅受地球引力和姿态变化引起的惯性力作用这一受力特点,结合惯测组合部分工具误差系数的射前修正,推导加速度计和陀螺仪输出模型零次项和一次项误差系数的分离模型,计算误差系数漂移引起的惯性导航误差并给出修正方法。试验结果表明,采用该方法可减小惯性导航误差约56%,进一步提高了惯性导航精度。     

捷联式天线平台的角跟踪系统设计

捷联式雷达导引头的角跟踪系统采用弹体姿态角补偿法可实现天线的捷联纯稳定 ,但无法直接得到用于比例导引的惯性视线角速率。为此 ,提出一种新的设计思路 ,将天线稳定与目标跟踪独立进行设计 ,即在捷联稳定的基础上 ,采用卡尔曼滤波方法来估计目标视线角速度。仿真结果表明 ,相同参数条件下 ,卡尔曼滤波法比微分法精度高 ,对测量噪声较大的情况更为有效。该设计方法对于捷联稳定导引头如何实现比例导引具有指导意义。     

捷联惯性控制器半实物仿真

介绍了多机、多任务、实时再入飞行器捷联惯性控制器半实物仿真测试平台的构建,以及相关的建模与仿真技术,其中包括飞行力学环境建模与再入飞行轨迹参数的生成、捷联惯性传感器建模与输出信息模拟、半实物仿真系统实时调度算法。通过仿真实验在此平台上实现了对再入飞行器捷联惯性控制器的性能测试与检验,为再入飞行器捷联惯性控制器的研制提供了技术支持。     

全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

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.     

基于Matlab/Simulink捷联惯导系统快速设计

详细介绍了在Matlab/Simulink仿真环境下的捷联惯导仿真器的结构设计与开发过程.首先针对捷联惯导系统建立了数学模型,按照其功能进行模块划分,给出各个模块的具体实现方法与过程,建立了系统仿真平台;然后给出了完整的惯导系统仿真框图,并在仿真平台上实现了捷联算法及捷联惯导系统的性能分析与验证.结果表明,该仿真平台有效、可靠,具有可视化,大大的缩短了开发的周期,为捷联惯导系统的设计提供了一种图形化、模块化的快捷途径.     

基于Logistic回归模型的目标截获概率等效方法

针对如何根据导弹少量陆上飞行试验及大量海上仿真试验的目标截获结果推算到海上实际飞行试验结果的问题,首先推导出目标截获概率的模型,得到截获概率是关于信杂比的函数的结论,接着引入仿真可信度的概念,对陆上飞行试验结果和仿真结果进行融合,提出了一种基于Logistic回归模型的目标截获概率等效方法.仿真结果表明,该方法实用可行.     

面向摆动喷管的导弹非线性姿态控制

针对采用摆动喷管作为执行机构的导弹姿态控制系统,研究了导弹初始垂直发射过程中三通道姿态耦合控制问题。详细推导了采用摆动喷管的导弹的姿态动力学模型,并与欧拉角描述的导弹姿态运动学模型结合,基于动态面控制技术,在考虑系统中气动参数不确定性情况下设计了一个新的动态面自适应滑模控制器,并应用Lyapunov方法给出了严格的稳定性证明。为避免控制设计中的抖振问题,控制器中的符号函数用饱和函数来代替。数值仿真分析验证了所提出的控制方法的有效性。     

基于模糊小波网络的防空导弹自动驾驶仪设计

针对防空导弹的飞行控制问题,提出一种基于模糊小波网络的导弹自动驾驶仪设计方法。该方法利用模糊小波网络良好的学习和参数自调整能力,因而使建立的系统辨识器及控制器能够很好地近似系统动态特性,逼近最佳控制效果。给出了应用该方法的具体实现步骤,结合导弹飞行的全弹道典型特征点参数,通过仿真实验说明了设计方法的有效性。     

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。     

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。     

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Xsim平台的防空导弹武器系统仿真平台设计

以系统仿真技术在防空导弹武器系统的方案论证、优化设计、飞行试验预测、作战效能评估等方面中的应用为背景,提出了一种基于Xsim平台的防空导弹武器系统仿真平台设计方法。论述了该平台的总体架构设计、模型设计以及仿真流程设计,给出了设计思路。完成了某防空导弹武器系统仿真平台的应用开发,实践表明该平台可以较好的开展防空导弹武器系统作战过程仿真,可用于支撑防空武器装备各阶段的仿真工作,提升复杂战场环境下防空武器装备研发论证及设计能力。     

大型飞行器六自由度仿真建模研究

以某型号大型飞行器为背景,提出了建立大型飞行器六自由度仿真模型的一般原则和方法,综合考虑了飞行器质心运动、绕质心运动、控制系统动态特性、发动机摆动惯性、推进剂晃动、弹性振动及它们之间的铰链耦合等因素对飞行器运动的影响,重新推导了质心运动和绕质心运动数学模型,建立了全量、全干扰、三通道、大姿态条件下时变非线性六自由度仿真模型,经计算机仿真及飞行试验证明该模型是正确的,比传统的三自由度模型更加完善、精确和有效。     

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。     

SUKF在导弹姿态估计中的应用

针对弹道导弹惯性星光复合制导系统(SINS/CNS)中的导弹姿态估计问题,设计了一种利用星光观测向量估计导弹姿态的SUKF滤波器。该滤波器中的导弹姿态运动学方程采用Rodrigues参数来描述,避免了利用四元数时的频繁正规化操作,利用四元数估计方法(QUEST)建立了Rodrigues参数测量方程,并给出了滤波器各参数的设计方法。通过将该算法应用到某弹道模型的仿真中,检验了该方法的有效性。     

红外空空导弹制导控制系统动态测试技术研究

提出了一种先进的红外空空导弹制导控制系统动态测试系统的组成、工作原理及测试方法,对于导弹动态测试过程中所采用的实时分布式仿真技术、SBS高速光纤反射内存技术以及仿真软件设计技术等关键技术内容进行了剖析,对于动态测试技术所能达到的导弹控制部件实物/数字实时半实物多重组合动态仿真技术进行了阐述。系统使用情况表明,该测试环境及动态测试技术可以明显提高导弹制导控制系统的研制手段及测试水平。