潜空导弹运载器水下弹道仿真研究

在建立适合于运载器六自由度运动的数学模型的基础上,建立了光纤对运载器作用力的数学模型,然后对潜空导弹运载器的水下弹道进行了仿真研究.结果表明运载器运动稳定,控制规律合理.     

可重复使用运载器再入弹道仿真

针对RLV再入特点,应用反馈线性化与模型预测控制相结合,设计了基于控制角与控制力矩间全反馈(非时标分离)条件下的反馈线性化控制器,实现了以控制增量做为优化变量、考虑模型状态和输入约束的模型预测控制器设计,解决了RLV再入模型的多变量耦合、参数不确定等非线性控制问题的平滑控制.最后在Simulink环境下建立了RLV再入仿真模型,应用RtFly快速原型系统完成了再入模型六自由度弹道实时仿真,仿真结果验证了该控制器能够较好跟踪制导参数,满足控制器设计指标和系统实时性要求.     

固体小运载的制导方案设计与仿真

巨大的小卫星发射市场吸引着国内外竞相研制低成本的固体小型运载火箭。通常的运载火箭是液体，但固体不象液体，其推力大小取决于装药设计，因此不可控，且推力实际值与标称值的偏差也较大，如果发射条件受限制，要约束重量，通常固体火箭耗尽关机，三级也可能自旋稳定，由此带来了制导技术的问题。研究工作较有效地探索了一种固体小运载的制导方案设计问题，进行了算例仿真，作了精度和稳定性的验证研究，结果表明该制导方法可行，稳定性较好，对固体发射小卫星的制导有一定的参考意义。     

运载器起飞段姿态控制性能仿真

姿态控制系统是运载器重要的子系统之一.建立了运载器起飞段侧喷流直接力姿态控制模型.运载器起飞段姿态受到诸多因素干扰,如:侧喷流干扰、姿控发动机启动延时、风干扰、结构干扰以及初始状态干扰等.衡量姿态控制系统性能的指标主要有:姿态控制精度及稳定度、侧喷流发动机燃料消耗及开机次数等.在Matlab/Simulink仿真环境下建立并综合了各种模型,根据实验数据进行了数值仿真.结果表明:在起飞段马赫数较小的情况下,侧喷流发动机能够满足运载器姿态控制的需求.     

并联式运载器上升段广义超螺旋有限时间控制

针对受模型不确定和外部干扰影响的并联式运载器上升段姿态控制问题, 提出了一种基于广义超螺旋算法的自适应滑模有限时间控制方法。首先, 将姿态跟踪控制问题转化为跟踪误差系统的镇定问题, 建立了面向控制的模型。其次, 将单输入单输出(single input single output, SISO)固定时间广义超螺旋算法拓展应用到多输入多输出(multiple input multiple output, MIMO)耦合非线性系统上, 基于该算法设计了固定时间状态观测器和自适应滑模有限时间控制器, 利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的有限时间稳定特性。最后, 通过与传统比例-微分(proportional and differential, PD)控制器仿真对比, 验证了该方法具有更优的控制精度和鲁棒性。     

重复使用运载器末端能量管理段制导系统仿真

为了对重复使用运载器末端能量管理段制导系统进行研究,根据末端能量管理段的制导策略,搭建了集成的、具有层次结构的制导系统仿真结构,将Matlab/Simulink、Stateflow和GUI有机结合起来,建立了易于维护和扩展的伪5自由度仿真环境。利用伪5自由度仿真环境对末端能量管理段的制导策略和制导规律进行了非线性仿真,结果表明了制导策略的合理性以及RLV伪5自由度非线性仿真环境的通用性和实用性。     

潜射导弹运载器分离体散布范围分析

由于潜射导弹运载器在进行弹器分离后分离体下沉弹道的散布主要受到其分离后初始运动学参数散布的影响，在建立了基于MATLAB／Simulink的潜射导弹运载器分离体下沉过程的动力学模型，采用了基于“蒙特卡罗-复合形法”的优化策略，在运载器分离体下沉弹道计算的基础上，对下沉弹道的某些弹道指标进行了优化计算，确定了分离体下沉过程中随时间变化的极限范围，对于工程上解决分离体砸艇问题提供了一定的理论依据。     

重复使用运载器末端能量管理段轨迹线设计

为了研究重复使用运载器末端能量管理段的下滑轨迹线设计,给出了基于高度和动压的质点动力学的设计方法。首先,将基于时间历程的质点动力学方程转化为基于高度剖面的质点动力学方程,同时利用动压代替速度,使轨迹形状直接和动压约束相关。接着,利用基于动压和高度剖面的质点动力学方程,结合末端能量管理段制导与控制的特点,将不同的轨迹设计问题转化为不同的数学优化问题,并且给出了轨迹设计的数学方法和步骤,主要包括:最陡下滑、最大升阻比下滑和参考下滑轨迹剖面的设计。最后利用上述方法,针对所研究的重复使用运载器的对象特性,设计了具体的轨迹剖面和能量走廊。结果表明此方法具有较强的实用性和工程性。     

倾斜转弯导弹控制系统设计与仿真研究

倾斜转弯控制技术的控制特点决定了倾斜转弯导弹成为一个强耦合的非线性时变系统,这为其控制系统设计增大了难度。将某型倾斜转弯导弹俯仰、偏航及滚动通道间的耦合作用看作是干扰,然后应用H∞控制理论设计导弹自动驾驶仪。简单有效的方法就是求解代数Riccati方程的正定解,从而可以构造系统的反馈增益矩阵,得到满足要求的反馈控制器,但评估信号的选取是一个关键。通过三通道控制系统联合仿真研究表明,该设计方法可行,设计的自动驾驶仪对倾斜转弯导弹控制效果好,能快速跟踪导引指令,满足设计指标。     

可重复使用运载器的上升段轨迹线设计

可重复使用运载器的上升段飞行过程较为复杂,其轨迹线设计是一个多约束的非线性规划问题,优化求解较为困难。为形成较为实用的上升段轨迹线设计策略,将上升段分成投放分离段、拉起点火段、动力爬升段和无动力爬升段四段进行分析设计。通过各段运动特点的分析,各段采用不同的轨迹策略,确定所需要设计的参数及其范围,将各种物理约束及末端条件约束转换成适应度函数,最后将轨迹优化问题转化成设计参数的寻优问题,通过具有很强非线性搜索能力的粒子群优化算法对参数进行优化求解。结果表明,设计的轨迹线能很好地满足任务指标。     

基于Matlab的弹道导弹姿态控制系统设计与仿真软件研究

以某型弹道导弹为背景,结合具体工程需求,利用Matlab控制系统工具箱设计姿态控制系统、并构建不同任务阶段相应的Simulink仿真模型,进行了姿态控制系统设计与仿真软件的开发。所设计的姿态控制系统设计与仿真软件具有功能丰富、使用灵活、易于扩展等特点,使用软件设计所得的控制系统优良,六自由度全量仿真结果准确,这充分说明了软件的可行性以及可靠性。     

导弹末敏弹控制系统的设计与仿真

通过研究导弹末敏弹的控制过程,设计了控制系统的硬件部分,重点建立了导弹的控制系统模型,并利用MATLAB对导弹控制系统进行了校正和仿真,获得了相应的校正参数,仿真结果证明所设计的控制系统合乎技术和设计性能要求。     

突防弹与EKV对抗数字仿真系统设计与实现

为更好进行机动突防及拦截仿真研究,设计了一个弹道导弹与大气层外动能拦截器（EKV）攻防对抗的数字仿真系统。在统一的空间与时间中,建立了弹道导弹的飞行状态模型、拦截导引模型、剩余飞行时间估计、脱靶量计算等系统算法模块,并对目标机动突防、比例与最优导引拦截等想定进行数字仿真。结果表明：该系统可在多种对抗环境下检测攻防性能,采用模块化设计便于算法升级或想定变换,为拦截、规避性能评估,攻防对抗策略研究等提供性能测试平台。

Abstract：

To research on missile maneuver and intercepting simulations better, a numerical simulation system for onrushing missile versus intercepting EKV was set up. With the same coordinate system and clock, the ballistic missile flight state model, EKV guidance model, the time-to-go estimation algorithm and miss distance calculation algorithm were all accomplished. At last, the scenarios that target maneuver, interceptor guided by proportional navigation （PN） and by optimal guidance law （OGL） were simulated in the simulation system. It indicates that the system can run well in such scenarios. It is designed by modularization that makes it easy to upgrade algorithm or scenario. The system provides a nice performance test flat roof to the missile maneuver, intercepting and drawing a counterplot.     

中程空空导弹火控系统评定基准研究

通过讨论某型半主动雷达制导中程空空导弹的五自由度模型的建立和仿真 ,得到了该型导弹的精确弹道数据和攻击区仿真图形 ,为该型导弹的弹道和攻击区数据的试飞评定奠定了基础。给出的模型和设计方法也可用于其它型号中程空空弹的火控仿真计算 ,具有一定的通用性。     

导弹起竖过程轨迹规划及跟踪控制研究

为实现导弹的快速平稳起竖,对导弹起竖过程的最优时间轨迹规划和跟踪控制问题进行研究。在分析起竖液压缸负载力的基础上,建立了起竖系统电液比例阀控多级缸的数学模型。为消除起竖过程中多级液压缸换级碰撞带来的液压冲击,提出了采用分级规划的策略。对每一级进行轨迹规划时,为保证起竖过程的平稳性,采用基于非对称组合正弦函数的轨迹规划方法。在综合考虑装备实际中的液压系统压力、流量及负载横向过载约束的基础上,建立了导弹起竖过程的最优时间轨迹规划模型并给出了模型的求解方法。针对导弹起竖系统具有非线性、大范围变负载、模型参数时变的特点,设计了基于H回路成形的鲁棒跟踪控制器。最后,以某型导弹起竖过程的轨迹规划和跟踪控制为例进行了仿真研究,结果表明提出的轨迹规划方法和设计的鲁棒跟踪控制器的有效性。     

Simulation of Control and Guidance System for the Spinning Missile

Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ａｎｄ　Ｇｕｉｄａｎｃｅ　Ｓｙｓｔｅｍ　ｆｏｒ　ｔｈｅ　Ｓｐｉｎｎｉｎｇ　ＭｉｓｓｉｌｅＭｅｎｇＤａｉｋｕｉ（ＣｈｉｎａＣｈａｎｇｆｅｎｇＳｙｓｔｅｍＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ，Ｐ．Ｏ．Ｂ...     

基于模糊自适应PID的伺服系统控制

以飞行仿真转台伺服系统为研究对象,设计了一种带比例因子的模糊自适应PID控制器,通过误差和误差变化率在线模糊推理并调整比例因子和PID控制器的修正值.通过引入积分分离控制方法,在保证系统动态性能的前提下,一定程度上克服了模糊控制方法无法消除静差的缺点,也满足转台控制的实时性要求.仿真实验结果表明,该方法与传统PID控制相比,能够有效提高转台伺服系统的动态性能和鲁棒稳定性.     

伺服系统中模糊控制器的设计与仿真

同步随动系统是雷达系统中十分重要的单元，它驱动平面位置显示器的偏转线圈跟随雷达天线同步转动，以便精确地测量目标方位，是典型的角度伺服系统。在现行装备中，该系统大多采用模拟调节器，带来了参数调节不方便、动态特性差和跟踪精度低等缺点，因此采用现代控制理论对其进行改造十分必要。根据交流电机的数学模型，对雷达同步随动系统采取了数字PID和模糊控制两种控制策略，通过仿真分析，说明了采用模糊控制的先进性。     

基于HLA的地空导弹仿真系统设计

以雷达制导的地空导弹系统为仿真对象,运用HLA分布式仿真技术进行系统分析和功能划分,在对各功能模块进行需求和能力分析的基础上,以组件重用和系统可扩展为目标,设计了联邦对象并实现了联邦开发,成功组建分布式仿真系统。仿真结果分析显示,仿真系统设计合理,仿真逻辑正确,仿真组件通用性好,可定制性强。设计经验表明,系统分析与联邦对象设计是基于HLA的分布式仿真系统实现基础。     

基于TS模糊的导弹编队协同控制设计与仿真

针对多导弹编队协同作战的需求,提出了一种基于TS (takagi-sugeno)模糊控制理论的多导弹编队协同控制算法。采用了领弹-从弹模式的导弹编队飞行系统,以导弹飞行速度、弹道倾角以及弹道偏角为参考量,在整个飞行过程中通过多组平衡点对系统局部线性化的方法完成局部的渐近稳定控制器的设计。随后通过专家经验法,设计符合该系统的隶属度函数和模糊规则,结合TS模糊理论,完成整个多导弹协同控制系统的设计以及其稳定性的证明,并完成相关的仿真验证,验证结果表明：TS模糊控制提高了系统的鲁棒性。