一种滑翔增程弹非线性模型预测控制方法

为实现对某滑翔增程弹滑翔弹道的跟踪控制,以达到增程的目的,采用具有解析形式控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制系统。将滑翔增程炮弹控制系统分为质心控制和姿态控制2个回路设计,通过质心控制回路将方案质心位置指令转换成弹道倾角和弹道偏角指令;再由姿态控制回路转换成升降舵偏角和方向舵偏角指令;倾斜稳定控制器将滚转角指令转换成副翼偏角指令。以某滑翔增程弹为例进行仿真计算,结果表明,该控制器具有很好的控制效果,能够克服干扰因素的影响,实现滑翔增程的目的。     

空面导弹模型参考变结构控制器设计

以空面导弹为对象,选择一种可行的参考模型,设计了俯仰回路的模型参考变结构控制器,以适应空面导弹全飞行弹道的姿态要求。最后给出六自由度仿真结果,并对仿真结果进行分析,验证了所提出方法的正确性和有效性。     

非线性PID控制在导弹纵向飞行控制中的应用

提出了结构简单的非线性PID控制方案.通过对导弹动力学特性的分析,设计了导弹纵向飞行通道的全空间串级控制结构,弹道外回路采用非线性PI控制,姿态内回路采用非线性PID控制.仿真结果表明,该控制方案结构简单,并能在全空间内实现较高的控制要求.     

约束条件下的摆动喷管控制系统设计

针对摆动喷管控制的弹道导弹姿态控制系统模型不确定、运动参数时变和非零点输出调节的问题,采用最优控制理论设计其助推段的姿态控制方案。首先,在分析摆动喷管的推力和力矩的基础上推导出弹道导弹的纵向动力学模型,将线性二次型输出调节器中的零调节器理论扩展到非零给定点范围,确定出控制系统的增益系数,设计导弹的姿态指令跟踪器。然后,选取特征点对导弹纵向通道和横向通道控制系统进行定点仿真校验,通过调节权系数取值,实现系统输出对输入的快速准确响应。最后,在气动摄动±50%的情况下进行系统仿真,结果表明,考虑了气动参数不确定性的情况,采用摆动喷管设计的控制系统依旧保持稳定,能够准确跟踪俯仰角和偏航角指令,该系统具有输出响应速度快、跟踪误差小、鲁棒性好、安全性高的特点。     

制导炮弹姿态非线性模型预测控制仿真分析

为实现对某制导炮弹攻角、侧滑角和速度倾斜角指令的快速跟踪控制,应用具有解析控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制器.将制导炮弹控制器分成内、外两个回路来设计,通过外回路控制器将攻角、侧滑角和速度倾斜角指令转成弹体角速度指令,再由内回路控制器转成舵偏角指令.仿真分析了非线性模型预测控制参数(控制阶数和预测时域)对制导炮弹控制器的影响,得到其对控制效果影响的定性规律.仿真结果表明,合理选取控制阶数和预测时域组合,可使该控制器具有良好的控制效果,系统控制响应快,基本实现无差控制.     

直升机姿态与航迹非线性动态逆飞行控制模型

针对直升机仿真中的飞行控制问题,采用非线性动态逆控制方法设计并实现了直升机的姿态以及航迹控制模型.对直升机运动的各个状态量进行分组,划分"部分逆"回路,分别对各组状态量进行控制回路设计,内外环回路分别采用动态逆方法进行设计.通过内外环回路的解算,实现直升机对输入姿态角的跟踪以及对过载的控制,进而实现航迹控制.动态逆的非线性飞行控制模型设计,使直升机运动方程的非线性和线性部分兼容,较好地实现系统动态特性的解耦,简化了直升机控制系统设计,实现了直升机的各种机动动作.以黑鹰直升机数据为例,对模型进行了验证,结果显示:各控制通道的输出响应速度较快,控制结果较好.     

四旋翼无人机的非线性控制理论研究与应用(英文)

四旋翼无人机是一类典型的非线性、动态不稳定的多输入多输出系统.首先将复杂的四旋翼动力学模型分解为两个内外环子系统,即平移动力学和姿态动力学,在此基础上研究了反步法以及滑模控制,并将其应用于四旋翼的位置和姿态控制.上述两种非线性控制算法的设计及其稳定性分析都是以李雅普诺夫全局稳定性理论为基础.为了改善系统动态响应并避免超出执行机构的物理实现范围,在姿态控制子系统中,设计了分段可微信号作为安排"过渡过程",代替阶跃指令输入.仿真结果验证了反步法以及滑模控制在四旋翼上应用的可行性和有效性,最后通过对控制效果的比较、分析,总结两者各自的特点.     

四旋翼飞行器姿态控制系统设计

为解决微小型飞行器姿态控制系统成本高、控制性能不稳定等缺点,以自主研发的四旋翼飞行器为研究对象,提出采用廉价的角速率陀螺仪和加速度计,并结合姿态角模型,利用卡尔曼滤波器推测姿态角信息。考虑飞行器的建模误差以及飞行过程中存的外部干扰,为提高控制系统的鲁棒性,采用模型参考滑模控制理论(Model Reference Sliding Mode Control,MRSMC)设计姿态控制器。实验结果表明所设计的姿态控制系统具有良好的跟踪与鲁棒性能。     

空空导弹末端制导变结构导引律研究

 空空导弹末端控制(Endgame)段适用的导引规律,必须确保在目标实施最佳逃逸策略时,导弹以最小的脱靶量命中它。由于目标机动特性较难掌握,为了提高导弹的命中精度,在实际工程设计中,要求导弹飞行控制系统具有更高的机动过载和更小的时间常数。而直接力控制技术的引入,可明显提高导弹最大可用过载,减小导弹飞控系统时间常数。本文以比例导引律为基础,将目标机动视为未知的有界干扰,设计一种变结构导引律,利用变结构控制系统的干扰不变特性,克服目标机动的影响,实现目标有界机动条件下视线角速度的零化,使导弹飞行弹道在制导过程的中后段呈现出平行接近法的特性,以改善导弹制导性能。经对制导回路进行稳定性分析,对具有直接力控制与不具有直接力控制的制导系统分别进行仿真分析,表明在Endgame中,变结构导引律比一般的比例导引律脱靶量更小,引入直接力控制后效果更为明显。     

加速度表安装位置对弹道导弹射击精度的影响分析

该文建立了在发射点重力惯性坐标系内的视加速度误差模型。在导弹弹体干扰运动和控制装置数学模型的基础上，应用面向对象技术建立了计算机仿真模型，实现了导弹全弹道六自由度仿真，仿真结果得到了实际飞行试验验证。该文得出加速度表安装位置不在质心处影响导弹落点偏差的结论，该结论对于下一步提出误差修正方法奠定了基础，对于提高弹道导弹射击精度具有重要的意义。     

基于状态预测的脉冲控制算法研究

针对采用脉冲矢量控制发动机作为控制执行机构的导弹,提出一种基于状态预测的脉冲控制算法.给出了算法的基本思路;由导弹短周期扰动运动方程组出发构造了预测模型;考虑过载指令跟踪精度及脉冲发动机能量消耗,构造了代价函数.算例设计及仿真结果表明,采用所提出的方法设计的脉冲控制算法能够保证导弹对制导回路过载指令的可靠跟踪,同时,还能够有效抑制脉冲发动机的能量消耗.     

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.     

基于Simulink/Stateflow的小卫星姿态控制模块设计与仿真研究

针对小卫星在轨自主运行的需要,对其姿态控制模块进行设计与仿真研究,其中使用修正罗德里格参数描述卫星姿态运动并进行姿态控制律设计,使用Stateflow设计了六种姿态控制模式及其转换逻辑并结合Simulink搭建了姿态控制仿真系统。根据对地定向模式、目标指向模式、闲置模式的时序指令进行了姿态控制仿真分析,三种模式下姿态均收敛,说明了姿态控制律设计和姿态控制模式之间转换逻辑设计的正确性。     

基于波束指令的越肩发射空空导弹转弯控制

针对程序控制导弹转弯方式的不足,提出了基于波束指令控制的空空导弹越肩发射方式。首先介绍了波束指令引导律;然后对引导段载机和导弹相对运动进行建模,求出导弹在三维空间内的弹道;推导出燃气舵导弹动力学方程和波束指令引导律与导弹控制机构的关系;最后对所推导的结论进行仿真验证。仿真结果表明了波束指令变化规律、导弹运动轨迹、法向过载变化规律、攻角变化规律和舵偏角的变化规律是一致对应的。     

飞航导弹双平面纵向综合制导技术

根据飞航导弹对面攻击的需要, 针对可以获取的信息,设计了视线角信息 框架下的双平面导引规律,以实现指定入 射角的攻击,并从理论上进行了分析。以 此为基础,考虑到弹体和控制回路的特性, 完成了一种便于工程实施的综合制导律, 改善了制导性能。通过充分利用飞航导弹 中制导阶段的弹道特性,解决了计算弹道 倾角时光滑低延迟垂速获取的难题。数学 仿真结果显示了所设计方法的有效性。     

基于Simulink/Stateflow的小卫星姿态控制模块设计一仿研究

针对小卫星在轨自主运行的需要,对其姿态控制模块进行设计与仿真研究,其中使用修正罗德里格参数描述卫星姿态运动并进行姿态控制律设计,使用Stateflow设计了六种姿态控制模式及其转换逻辑并结合Simulink搭建了姿态控制仿真系统.根据对地定向模式、目标指向模式、闲置模式的时序指令进行了姿态控制仿真分析,三种模式下姿态均收敛,说明了姿态控制律设计和姿态控制模式之间转换逻辑设计的正确性.     

单通道旋转导弹运动学建模方法研究

单通道旋转导弹的特点是控制系统简单,与非滚转导弹在气动外形、制导控制均存在本质差异。文中给出了单通道旋转导弹弹道的建模方法与数学模型,包括坐标系的建立与转换、导弹质心运动的动力学方程、导弹绕质心转动的动力学方程、导弹质心运动学方程与导弹绕质心转动的运动学方程等,该文可为靶场进行单通旋转导弹仿真试验工作给予一些启示。     

垂直发射中远程导弹攻击机动目标弹道研究

中远程导弹攻击机动目标复合制导弹道仿真是导弹精确制导系统建模与仿真的一个重要组成部分．对导弹弹道进行建模和仿真是研究导弹武器性能的重要手段．该文主要针对中远程导弹特性,并针对目标机动特性,以某型垂直发射中远程复合制导反辐射导弹为研究背景建立导弹的弹道数学模型,在末制导段应用改进的比例导引律进行制导,并采用Matlab对所建立的模拟弹道模型进行了数值仿真验证,通过仿真来分析导弹特性．     

弹道导弹助推段动态RCS特征仿真

根据弹道导弹在助推段的运动特性进行弹道仿真。采用准静态法结合矩量法仿真导弹在助推段的动态RCS，通过与导弹静态全角度单站RCS的计算结果对比得到每一采样时刻导弹姿态的变化，采用N点截图的方法获取动态RCS的均值方差联合分布提取弹道导弹在助推段的动态RCS特征,由此分析导弹在助推段的轨道特性，作为助推段导弹目标识别的依据。     

近程导弹全程姿态控制导引回路设计与仿真研究

利用全程姿态控制的方法对导弹实施控制,使导弹能够以直线弹道准确飞行.给出所需要的惯性器件、全程姿态控制飞行的原理及设计方法.并在一定的初始数据条件下,进行计算机仿真研究,验证了该设计方法的正确性和可行性.