水下机器人的垂直平面导航控制器设计

用变结构控制理论，根据视线制导规律，推导了水下机器人在垂直平面内的变结构导航控制器．它有效地排除了非线性干扰，仿真结果令人满意     

电视制导导弹末制导段的弹道仿真研究

根据电视制导导弹末制导现有的几种制导规律介绍了其基本原理,对比例导引法和组合制导法进行了弹道仿真,分析了比例系数和初始目标线角对弹道和击中目标时间的影响。     

采用双机协同的指令修正惯性中制导方法

为了修正中远距空空导弹惯性中制导过程中的导航误差,提出了采用双机协同的指令修正惯性中制导方法。首先,建立中制导段的运动方程,介绍双机协同探测获取导弹位置信息和角度信息的原理,给出弹上计算机解算导航信息的方法;其次,设计含有指令修正的捷联惯性导航系统(SINS),列出系统的状态方程和量测方程;最后,为解决导航系统的非线性问题,引入无迹卡尔曼滤波(UKF)算法。仿真结果表明:双机协同定位方法能够在一定的精度范围内解算出导弹的导航信息,UKF算法能很好地解决导航系统的非线性问题,采用双机协同的指令修正方法能够修正SINS的导航误差,提高中制导的精度。     

制导兵器气动布局发展趋势及有关气动力技术

论述了反坦克导弹、制导航弹、末制导炮弹、制导火箭等制导兵器常用的气动布局和特点；分析了制导兵器的新型气动布局及特点；论述了制导兵器的发展趋势是远射程、高机动、高精度、大威力和高隐身；指出了制导兵器发展中必须研究解决的关键气动力技术问题。     

一种微处理机LQG自校正调节器

本文给出了一种一步最优 LQG 自校正调节器在 TP805单板机上的实现—STRI—01,详细介绍了 STRI—01的硬件和软件构成。本文还讨论了LQG 自校正器在运算字长较短的单板机上实现时的一些问题。最后给出了模拟实验结果,结果表明这种微处理机 LQG 自校正调节是可行的.     

竞技运动分类体系的探讨

为进一步深化竞技运动的理论研究，通过对竞技运动节奏的分析，阐述了竞技运动实际上是一个节奏运动体系。根据这种节奏性规律对竞技运动进行了新的分类探讨，揭示出节奏性规律是竞技运动分类的又有有效手段和理论依据。     

另一种线性导热律下制冷机的生态学准则

应用生态学准则函数Ｅ＝Ｒ－εｃＴ０σ，讨论导热规律为ｑ∞△１／Ｔ时卡诺制冷机的优化，导出比有关文献中更为合理和有用的结果，为制冷机的最佳工作状态选择提出了一个新方案。     

一种基于ELMAN神经网络的最优中制导律

对于中远程导弹,为得到最优中制导弹道,提出了一种基于ELMAN神经网络的最优中制导律。研究和仿真分析表明这种基于ELMAN神经网络的最优中制导律与其它末制导律配合,可有效提高导弹拦截机动目标的性能。     

增量比例导引的研究

比例导引规律相比于直接追踪法,跟踪精度有所提高,但是在目标机动性加大的情况下,传统比例导引规律控制精度仍不理想,而且指令加速度过载大。为此,在本文中提出一种增量比例导引方法,即保留传统比例导引规律基本比例形式不变,对视线角速度施以一增量后再比例导引。将该方法运用于不同运动轨迹目标的跟踪,证明该方法制导准确度提高,寻的时间短,实施简单。     

导航与控制系统方案设计——以小型空天飞行器制导为例

现代科技的迅猛发展,军事体系逐渐走向科技化、智能化。此次研究基于小型空天飞行器制导作为研究主体,设计一种符合制导特性的导航与控制系统方案。首先明确方案设计的基本任务需求,对飞行剖面以及各阶段性能要点进行详细阐述;其次,导航与控制系统的构成要素进行协调分析,分析各个模块的构成要素为方案设计提供基础保障;最后,明确基本原理并制定系统设计方案。研究结果表明,导航与控制系统方案设计具备自主性、高可靠性以及高精度等要求。     

具有终端位置和角度约束的广义弹道成型制导律

针对导弹终端位置和角度约束制导问题,提出了基于剩余飞行时间控制权函数,采用Schwartz不等式推导了最优制导律,并在小角假设基础上将其表述为便于工程实现的广义弹道成型制导律.分别利用Schwartz不等式和伴随函数法研究了无动力学滞后系统的量纲一制导指令和一阶动力学滞后系统的量纲一位置与角度脱靶量特性.最后,给出了包含可用过载限制的制导阶次设计方法.结果表明,该最优制导律不但能同时满足终端位置和角度需求,而且通过设计合理的制导阶次可减小末端需用过载,间接控制终端攻角.     

基于LQG/LTR控制的大型客机飞/推综合控制研究

为了提高大型客机飞行的安全性,使其能在大气紊流中平稳飞行,基于线性二次高斯/回路传输恢复（LQG/LTR）方法设计了大型客机飞/推综合控制器。LQG/LTR方法以分离原理为核心,通过设计一个卡尔曼滤波器和一个最优反馈控制器来实现系统输出精确跟踪参考输入,且满足性能指标 最小,常用来处理有随机噪声干扰情况下的状态反馈。以某大型客机为对象进行仿真验证,仿真结果表明,所设计的LQG/LTR大型客机飞/推综合控制器具有良好的控制效果,能够在大气紊流条件下提高飞行的安全性。     

一种对多层建筑振动半主动控制的新算法

为了有效抑制多层建筑的地震响应,提出了自适应神经网络控制(MGA_ANNC)策略.首先对非确定性和非线性结构的参考轨迹进行了追踪,并采用径向基函数网络来保证追踪的精度.然后利用改进的遗传算法(MGA)对结果参数向量的初始值进行了选定.最后结合改进的剪切最优(MCO)控制算法提出了适合调谐质量-磁流变阻尼器(TM-MRD)的MGA_ANNC/MCO半主动控制算法.分别对一座9层框架结构在无控制、MGA_ANNC/MCO半主动控制、MGA_ANNC主动控制和LQG主动控制下的各项评价指标值进行了计算.结果表明:MGA_ANNC/MCO和MGA_ANNC的减震效果均比LQG的要显著.     

一种具有时间约束的最优导引律设计方法

针对导弹空中弹道多约束控制的需求,根据最优控制理论的设计思想,设计了一种具有飞行时间约束的导引律设计方法。该方法首先建立了弹目相对运动模型,推导了无量纲化的弹体运动状态方程,将终端约束要求转化为具有末端约束条件的最优控制问题;然后通过在具有弹道倾角约束的最优导引律中引入时变修正项,实现了对导弹飞行时间的准确控制;最后在不同初始条件和约束要求下,通过弹道仿真实验。实验表明,该方法能够满足多约束的指标要求,具有一定了鲁棒性能。     

基于3维模型的月球表面软着陆燃耗最优制导方法

为了解决月球探测器软着陆燃耗最优制导问题,基于变分法设计了最优制导律.首先,基于变分法,将问题转换为终端时间自由且带有条件约束的两点边值问题;其次,引入了时间尺度变换方法,将终端时间自由的两点边值转换成终点时间固定的两点边值问题;最后,为了确保两点边值的求解迭代算法收敛,提出了一种终端时间和共轭变量初始值猜测方法,并通过数值方法取得终端时间和共轭变量精确的初始值以及着陆过程中最优制导律和3维最优轨迹.仿真实验结果表明,所提方法有效,算法可收敛,并且实现了燃耗最优制导.     

一种对高层建筑振动半主动控制的新策略

为了解决调谐质量阻尼器(TMD)的有效工作频域较窄和主动质量阻尼器(AMD)的控制力存在时滞效应的问题,提出在TMD中嵌入磁流变阻尼器(MRD)的新型半主动控制装置——TMMRD。采用模糊控制器取代传统滑动模态控制(SMC)的不连续"开关"式控制和等效控制的不确定性规则,基于Lyapunov函数设计自适应模糊控制律,结合改进的限幅最优(MCO)控制算法提出适合TMMRD的自适应模糊滑动模态半主动控制(ASMC/MCO)策略。运用TMD被动控制、ASMC/MCO半主动控制、ASMC主动控制和线性二次型高斯(LQG)主动控制分别对一座30层钢框架结构进行地震响应分析。研究结果表明:提出的ASMC控制策略的鲁棒性明显优于LQG;ASMC/MCO控制和ASMC控制下的减震效果明显优于TMD控制和LQG控制;ASMC/MCO的半主动控制力与ASMC的主动控制力吻合很好。     

一种基于二阶制导系统的最优导引律研究

基于最优控制理论二次性能最优的条件下推导最优导引律的解析解通常是困难的。该文基于二阶制导系统,利用许瓦兹不等式能很容易地推导出一种用解析形式表示的最优导引律。该导引律通过估算剩余飞行时间、测量导弹速度及其导数,能实现零脱靶拦截,且制导系统所需的机动能量与比例导引相比要小得多。     

简易控制超音速火箭靶弹方案最优制导律设计

针对简易控制超音速火箭靶弹方案供靶弹道设计问题,提出了一种基于粒子群方法和Gauss伪谱法相结合的火箭靶弹供靶最优制导律设计方法. 该方法首先在爬升-拉平段,利用粒子群方法优化得出火箭靶弹在拉平段具有最大动能的最优射角和爬升段最优起控时间,然后利用Gauss伪谱法设计得出平飞供靶段最优控制律. 仿真结果表明,该方法能够快速获得最优方案供靶弹道和方案制导律,并且可以较好地满足供靶指标,为火箭靶弹供靶弹道设计提供参考.      

基于LSTM的落速控制最优制导策略研究

针对高超声速飞行器末端速度控制的需求,在落角约束最优制导律的基础上,对制导律的量纲一过载特性进行分析,证明了通过调节制导参数,能够对飞行末端速度产生影响;进而提出了制导律末速控制的策略,并基于此提出了对气动偏差适应的制导律在线设计方案;采用LSTM深度神经网络,进行了制导律参数在线设计算法的实现;最后进行了弹道仿真,对所设计的制导参数在线设计算法进行验证. 仿真结果表明其在保证末端命中精度和落角满足指标要求的前提下,对弹道的末端速度控制能力有显著提升.