高超声速再入滑翔飞行器的模糊变结构控制

针对高超声速再入滑翔飞行器的再入姿态控制,设计了模糊变结构姿态控制器.根据控制系统的任务,建立了面向控制的模型.将模糊控制与滑模变结构控制的思想相融合,研究了模糊滑模变结构控制器的设计方法.通过在稳定的误差相平面内构造稳定的滑模面,模糊控制器根据误差状态与滑模面的相对位置输出控制信号,使得系统的轨迹能趋近稳定的滑模面,从而使得误差沿着滑模面收敛到原点.将模糊滑模变结构控制方法应用于高超声速滑翔洲际飞行器,给出了再入滑翔姿态控制器的设计方案,分别对攻角、侧滑角和倾侧角设计了独立的模糊变结构控制器,提出了分段线性控制分配方法.在Matlab中进行了整个控制系统的仿真测试,验证了该方法的可行性.     

反辐射无人机末制导精度仿真研究

利用仿真技术分析了反辐射无人机末制导系统的制导精度。在建立反辐射无人机末制导系统数学模型的基础上，根据反辐射无人机的作战环境和特点，分析了影响末制导精度的因素，在SIMULINK仿真环境下，建立了反辐射无人机末制导精度分析仿真系统，并进行了大量的仿真研究。根据给出的仿真的结果，深入分析了影响末制导精度的因素，提出了反辐射无人机末制导系统改进的方向。     

基于模型和案例推理的混合故障诊断方法

基于模型的诊断方法描述的是系统内部结构和行为的深知识,能够轻松获取诊断知识,但计算量较大;而基于案例推理的诊断方法依靠的是历史经验,诊断效率比较高,但知识获取是其瓶颈。针对两种方法的优缺点,提出了利用基于模型的方法来实现案例知识的获取,然后通过基于案例推理的方式完成故障诊断过程的混合故障诊断方法。该方法不仅汲取了基于模型方法准确度高的优点,避免了知识获取难的问题,同时继承了基于案例推理方法的快速性,提高了诊断效率。     

机动加速度辅助的航姿系统扩展卡尔曼滤波

低精度航姿系统一般采用基于重力场和地磁场矢量观测的6态扩展卡尔曼滤波,载体长时间机动时,模型存在较大误差,无法保持稳定的姿态精度。将载体机动加速度描述为当前统计模型,提出了一种机动加速度辅助的9态扩展卡尔曼滤波,其状态变量包括三个姿态角误差、三轴陀螺零偏误差和三轴载体加速度误差,观测量为三轴加速度误差和三轴地磁场误差。实验表明,将航姿系统固定在转台上产生0.6 g的向心加速度时,9态扩展卡尔曼滤波在对机动加速度进行稳定估计的同时,姿态精度保持在1度以内。     

基于测试事件图的故障诊断系统知识获取技术

针对运载火箭故障诊断专家系统知识获取难度大这一问题,提出了一种基于测试事件图的知识获取方法,通过设置合理的图形组件,绘制出的测试事件图,可完整地表示运载火箭测试流程;通过设计转化算法,可将测试事件图自动转化为故障诊断专家系统知识库中的知识.这种基于测试事件图的知识获取方法可以有效地简化知识获取的难度,便于工程技术人员理解和使用.经过仿真测试,此方法工程应用效果良好.     

复参数最小二乘估计方法

提出了基于复数U-D分解的复参数最小二乘估计方法。在传统的加权遗忘因子法的递推算法中,方差矩阵P(k)由于衰减很快而极易失去正定性.为了保证参数估计的收敛性,利用复数U-D分解,将方差矩阵P(k)进行U-D分解,将P(k)矩阵的递推计算已转化为U(k)和D(k)的递推计算问题,保证了数值计算的稳定性.     

一种新型鲁棒容错控制器在飞控系统中的应用

讨论了一种新型的鲁棒容错控制器在飞控系统中的应用。该鲁棒容错控制器由两部分组成,主控制器和补偿控制器。首先,建立了飞机的正常标称模型,通过比较标称模型和实际系统的输出生成残差。在飞机无故障情况下,残差近似为零,仅主控制器作用,保证系统在无故障时具有良好的性能;考虑执行机构故障,飞机发生故障后,故障残差不再为零,补偿控制器以残差为输入,输出补偿控制信号,保证系统稳定,补偿故障对系统的影响。仿真结果表明了该新型鲁棒容错控制器的正确性和可行性。     

高超声速飞行器再入段的动力学建模与仿真

高超声速飞行器的动力学建模对于进行控制系统的设计和仿真来说是非常重要的.与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度和高度跨度大、变化快,高超声速飞行器的飞行动力学特性相当复杂.为了研究高超声速飞行器的一些本质的动力学特性,选择再入段进行分析,建立了再入段的高超声速动力学模型.利用风洞实验数据,建立了空气动力学数据库,并且对模型进行了不确定性分析.在模型的基础上,讨论了高超声速飞行器再入段的控制系统的设计方法.最后,在MATLAB/SIMULNK中进行了控制系统仿真,仿真结果表明在60公里到着陆点控制系统能够很好地控制动力学模型跟踪制导指令.     

鱼雷尾流追踪弹道设计与仿真

建立了较完备的尾流仿真模型,给出了尾流空穴模型和机动目标尾流的正确描述。建立了尾流检测模型,给出了仿真原理及快速仿真算法。为尾流追踪弹道设计提供了良好的仿真平台,仿真结果表明,该系统完全可以用于弹道设计的数学仿真试验。