导弹滚转驾驶仪设计中的滑模控制方法研究

提出了一种滑模变结构滚转驾驶仪的设计方法。采取主反馈比例切换控制策略,在控制器的设计过程中引入了模型的参数不确定性,根据滑模存在条件和参数变化范围导出控制器参数。仿真分析表明变结构驾驶仪比经典滚转驾驶仪具有更好的鲁棒性。     

垂直发射导弹全方位快速滚转控制

全方位快速滚转控制是垂直发射技术的关键之一。本文推导了最速滚转控制规律,指出了提高快速滚转能力的途径,并结合实施要求,制定了一套既迅速又简便可行的全方位快速滚转程序控制方案。     

导弹动力学建模与BTT解耦控制

建立了导弹非线性动力学方程、线性化模型和X型舵机由4舵面到3舵面的转换模型,在纵向和横航向通道分别设计了基于模型跟踪的最优控制器,满足导弹的BTT控制的三轴解耦要求。设计结果进行了部分参数的非线性调参设计,控制器参数依据高度、法向过载指令nyc和滚转角指令φc进行实时调参,通过非线性仿真验证,满足侧滑角近似为零、快速跟踪滚转和法向过载指令要求(小于0.5秒),为进一步设计实现BTT控制打下了基础。     

BTT导弹滚转通道无抖振滑模控制研究

提出了一种基于舵机动态特性的BBT导弹滚转通道无抖振滑模控制方法。考虑到舵机的动态特性具有滤波性能,采用二阶终端滑模控制策略设计了舵机控制指令,利用舵机的滤波特性得到连续的实际控制,并在设计过程中充分考虑了导弹气动参数和舵机模型的不确定性。仿真结果表明,本方法明显消除了控制信号的抖振,并具有良好的鲁棒性。     

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。     

Matlab神经网络工具箱在导弹解耦控制仿真中的应用

研究Matlab神经网络工具箱在导弹解耦控制中的应用。以某型导弹为例,介绍静态状态反馈非线性解耦控制方法在导弹解耦控制中应用的优势和不足,结合Matlab神经网络工具箱强大的功能,为导弹的解耦控制难题提供了解决办法。仿真结果表明,应用神经网络工具箱可以简化导弹解耦控制算法的复杂程度,使之更适合于工程应用。     

动态解耦和变结构鲁棒补偿的导弹再入控制

导弹在大攻角再入飞行过程中,偏航通道和滚动通道存在着的气动交连耦合.采用动态解耦控制的方法,针对动态解耦对参数不确定性敏感这一缺点,提出了采用变结构鲁棒补偿控制的方法,使由于外来干扰和参数不确定性给解耦后的系统带来的残余耦合量衰减到一个适当的水平ρ,并获得一个H∞跟踪性能指标.理论分析和仿真结果表明,设计的控制系统对解耦后残余耦合进行了有效的衰减,并使系统具有良好的鲁棒性.     

导弹控制系统设计中的数字仿真方法

导弹控制系统设计过程中,仿真是必不可少的重要环节.在实践的基础上,本文给出了导弹控制系统设计中的数字仿真的一些技术处理:多元插值、多速率仿真、模块化编程、并行仿真作业等方法.从而解决了系统中弹体方程的非线性、程序调试、运行快速性与易于修改、维护,以及减轻繁琐仿真试验等问题.     

双重控制导弹微分对策制导方法

针对单一鸭舵控制或尾舵控制的不足,基于双边优化微分对策理论给出了一种双重控制微分对策制导律,实现了二者的有效融合。对该制导律微分对策空间进行了分析,分别研究了理想拦截情形和非理想拦截情形下鞍点解存在的条件。考虑量测噪声因素,进行了估计器和目标拦截性能指标的设计,并基于蒙特卡罗法进行了仿真。结果表明相比于单一的鸭舵或尾舵控制,该双重控制制导律具有较好的目标拦截性能和较高的单发命中概率。     

导弹协同作战四维制导与控制一体化设计方法

为了使导弹能够在指定的时间跟踪理想轨迹到达指定点,从而满足多导弹协同突防和攻击的要求,提出一种鲁棒四维精确制导控制一体化设计方法。将导弹6自由度非线性模型进行简化,得到导弹四维精确制导与控制一体化设计模型。利用导弹质心与姿态运动固有的时标分离特性,设计了具有内外两回路结构的鲁棒控制器。将建模误差、参数摄动及外部干扰视作连续有界扰动,外回路基于自适应滑模控制理论设计了控制器,从而产生推力、攻角和侧滑角指令;内回路将扰动观测器技术和动态面控制理论相结合,得到了能够控制导弹准确跟踪外回路指令的执行机构偏转角。基于李雅普诺夫稳定性理论,严格证明了内外回路的稳定性,并分析了控制精度与控制器参数之间的关系。最后,将控制方法应用于导弹6自由度非线性数值仿真模型,仿真结果验证了所设计的四维鲁棒精确制导控制方法的有效性。     

基于模型解耦的双通道旋转弹分数阶控制

为了提高旋转弹系统的控制品质,采用分数阶控制器进行双通道旋转弹控制系统设计。建立了旋转弹系统控制模型,进行线性化处理和解耦控制,并对解耦后的数学模型设计了分数阶PI^λD^μ控制器。针对分数阶控制器的参数整定问题,提出一种基于惯性权重的自适应粒子群优化算法,引入惯性权重非线性调整策略来平衡控制全局与局部搜索,从而得到全局最优解。仿真结果表明,该控制模型和控制器的设计合理可行。     

基于反步法及控制分配的导弹直接侧向力/气动力复合控制

基于L2最优控制分配策略,提出一种直接侧向力与气动力复合控制导弹自动驾驶仪设计方法。导弹复合控制系统由控制分配策略和虚拟控制律2个部分组成。基于干扰抑制不变集的分析思想,采用反步法设计虚拟控制律。将虚拟控制律产生的控制量通过L2最优策略分配给实际执行机构。设计过程中,考虑了执行机构的动特性以及外界干扰的影响。仿真结果表明,导弹复合控制系统对过载跟踪指令响应快速且平稳。跟踪过程中,直接侧向力与气动力之间相互配合,验证了控制方法的有效性。     

双基MISO地波雷达中的距离-方位耦合及解耦研究

双基多输入单输出(multiple input single output,MISO)地波雷达采用岸基均匀线阵发射多载频线性调频中断连续波FMICW信号,单根全向天线接收回波信号。由于各发射阵元所用载频不同,目标回波中存在距离-方位耦合。耦合严重时,空时超分辨算法将失效。借鉴比幅单脉冲测角思想,推导了该耦合关系,得到耦合系数以及影响该系数的因素,即阵元发射信号载频与阵元位置。利用遗传算法优化载频选择方案,从而对距离方位解耦以提高测距测角精度。仿真表明通过合理选择阵元发射信号载频可以有效去耦。     

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。     

突防导弹机动、制导与控制一体化设计

为提高导弹的突防能力,提出了一种机动、制导与控制一体化设计的方法。根据运动跟踪变结构控制理论设计了机动与导引协调的制导律。对于导弹飞行过程中存在的强耦合、快时变以及气动参数摄动引起的不确定性等问题,采用自抗扰控制技术设计制导与控制一体化系统。研究结果表明:设计的一体化系统解除了传统制导律对导弹机动性能的约束,显著地提高了导弹的机动灵活性和弹道的复杂程度;一体化控制系统具有良好的动态特性和很强的鲁棒性,能够适应复杂战场环境下的突防需求。     

High AOA decoupling control for aircraft based on ADRC

In this paper, a practical decoupling control scheme for fighter aircraft is proposed to achieve high angle of attack(AOA)tracking and super maneuver action by utilizing the thrust vector technology. Firstly, a six degree-of-freedom(DOF) nonlinear model with 12 variables is given. Due to low sufficiency of the aerodynamic actuators at high AOA, a thrust vector model with rotatable engine nozzles is derived. Secondly, the active disturbance rejection control(ADRC) is used to realize a three-chann...     

基于特征的机载导弹阵地抢修性聚类评估方法

结合机载导弹阵地战场抢修决策平台的开发,建立了机载导弹阵地装备抢修性评价体系,同时为了合理引入抢修性评价过程中的专家分歧,提出了基于特征的聚类评估方法。该方法首先将评估矩阵进行奇异值分解,提取对矩阵特征贡献率大的奇异值进行分解逆运算,然后选取欧氏距离和离差平方和作为层次式聚类方法的分类指标,对数据进行聚类分析。文末应用上述评价体系和评估方法对某型机载导弹阵地典型装备进行了抢修性评估。应用表明:适当引入专家分歧使得聚类分析结果趋向合理化。所提评估方法对群决策问题适用。     

尾坐式无人机过渡模式纵向解耦控制

针对尾坐式无人机不同飞行模式过渡过程中纵向飞行速度和高度的协调控制问题,采用计算流体力学的方法对尾坐式无人机进行了气动特性计算和分析,根据总能量控制理论设计了过渡模式的在线解耦控制策略,为了适应尾坐式无人机过渡过程攻角和飞行速度的大幅变化,考虑阻力的影响,设计了非线性形式的总能量控制系统。通过仿真对比实验,基于总能量控制理论设计的解耦控制器,使尾坐式无人机在过渡过程取得良好的纵向解耦控制效果,验证了算法的有效性。     

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。     

具有脉冲姿控发动机的导弹控制策略设计

在导弹动力学模型中使用4个因子描述喷流干扰效应.在俯仰平面内设计了导弹的控制策略,设计思路强调导弹对指令的快速响应要求.姿控发动机的点火指令按等周期计算,通过分析导弹在一个点火周期内的动力学,用李雅普诺夫函数设计指令趋近律,最后得到了离散化的舵指令和脉冲姿控发动机点火指令.仿真结果表明,脉冲姿控发动机参与控制产生的脱靶量远远小于气动舵单独控制时产生的脱靶量,显示了控制策略的有效性及使用侧向推力装置的优势.