单滑块变质心再入飞行器分岔特性

基于非线性动力学模型,给出了单滑块变质心再入飞行器的平衡点及其稳定性随滑块偏移距离的变化规律,得到了系统分岔图,并在此基础上求解了典型条件下各吸引子的吸引域。结果表明滑块偏移距离对再入飞行器的平衡点数量及稳定性具有明显的影响,同时初始飞行条件对飞行器的最终收敛状态也具有重要的影响,不合适的初始条件有可能导致飞行器被锁定在不期望的平衡点或极限环中,从而引起失速或失控等问题。此外,通过分析不同系统参数下的分岔图变化规律,总结了再入飞行器结构及气动参数对系统分岔特性的影响,进而为系统参数的设计提供了参考。     

基于指派模型的导弹装备体系弹种优化设计

针对体系作战中多弹种协同完成多类型作战任务的需求, 建立了以导弹装备体系效能为引导的弹种优化设计结构框架, 以综合考虑任务、成本和风险影响因素的装备体系效能最优为目标, 构建了指派模型, 并给出了该模型的约束条件。针对该优化问题的可行解空间较大、计算时间较长的特点, 设计了基于作战环的模型快速求解方法, 以加快设计过程。算例分析结果表明: 该指派模型能够实现导弹装备体系中最优弹种设计方案的求解, 同时引入作战环可以极大地缩小可行域, 从而显著提高设计计算效率。     

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪解耦控制研究

为消除旋转导弹自旋所带来的纵向与侧向运动的交叉耦合,进行了双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路解耦控制研究.对自动驾驶仪回路的耦合进行分析发现,旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度表不在质心引起的耦合.分析结果表明了解耦的必要性.利用前馈补偿法实现了自动驾驶仪回路的解耦控制,并进行了仿真,结果验证了解耦方法的可行性.     

穿越恶劣天气区域的无人机航迹规划

研究无人机穿越恶劣天气区域的航迹规划问题. 充分考虑无人机飞行过程中可能遭遇的恶劣天气,并建立数学模型. 以人工势场法为基础引入附加控制力,航迹规划任务通过优化附加控制力实现. 采用任务完成概率这一关于空间的客观物理量刻画势场,从而解除了过去建立势场的苛刻要求. 仿真结果表明所提出的方法能有效完成恶劣天气条件下的无人机航迹规划任务,同时,继承了传统人工势场法的优点,改善其容易陷入局部极值、势场的建立缺乏实际意义的固有缺陷.      

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路的数学变换及其耦合性分析

根据双通道控制旋转导弹的特点,通过旋转变换,将弹体坐标系下的自动驾驶仪回路变换到准弹体坐标系下,并比较了与倾斜稳定导弹标准自动驾驶仪的区别. 旋转变换后自动驾驶仪的弹体环节和舵机环节的模型均发生变化. 旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度计不在质心时引起的耦合. 研究结果表明,在自动驾驶仪设计中需要进行解耦,以减小交连的影响.     

采用函数替换方法建立导弹准线性化模型

为了建立导弹准线性化模型,将导弹动力学描述为状态空间形式;采用函数替换方法将导弹的非线性动力学描述为关于特定时变参数的函数的线性组合形式;以整个设计区间内模型参数变化范围最小为优化目标,采用线性规划优化算法确定了所选网格点上的模型参数.由于在模型生成过程中没有做线性化近似,所建立的准线性参数时变(准LPV)模型能够准确描述导弹系统的非线性动力学特性.所建立模型的正确性通过数学仿真得到了验证.     

基于积分反步法的四旋翼滑模轨迹跟踪算法

针对四旋翼无人机轨迹跟踪过程易受外界未知干扰而引起跟踪误差的问题,设计了基于积分反步法的滑模位置控制器。在该控制系统中,位置回路采用滑模积分反步法(sliding mode integral backstepping, IBS-SMC)非线性控制方法,姿态回路采用经典比例积分微分(proportion integration differentiation,PID)控制方法。通过仿真对PID、线性二次型调节器、IBS-SMC进行了比较。仿真结果表明与传统方法相比,IBS-SMC法具有更好的抗干扰能力与控制精度。最后通过飞行实验,检验了控制算法可行性。实验结果表明,所设计的IBS-SMC是一种符合工程实际的控制方法。     

单滑块变质心非对称再入飞行器建模及控制

针对单个滑块控制的非对称再入飞行器,采用“隔离法”的建模思路,将滑块和外部壳体分别作为研究对象,建立了非对称再入飞行器七自由度非线性动力学模型。在此基础上,对单滑块控制的非对称再入飞行器的动力学特性进行了详细的分析,提出了滚转控制方案。在对非线性模型进行合理简化的基础上推导了传递函数,并采用标准系数法对控制系统参数进行了设计。最后,通过数学仿真结果验证了动力学模型的准确性和控制方案的可行性。     

基于微分进化算法的导弹起飞质量优化设计

为快速准确地计算导弹起飞质量,对优化算法进行了研究,提出了基于微分进化算法的导弹起飞质量设计方法.以单室双推力固体火箭发动机类型的导弹起飞质量作为算例进行了优化设计.确定了设计变量及约束条件,建立了导弹起飞质量优化模型.根据优化模型选取微分进化算法中的种群规模、最大进化代数等参数,最终通过不断迭代获得最小起飞质量.优化结果显示,与遗传算法相比,微分进化算法在导弹起飞质量计算方面具有更快的收敛性和更高的计算精度.     

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。