动能拦截器拦截战术弹道导弹的脱靶量仿真

在末制导段采用动能拦截器拦截战术弹道导弹，可以利用其快速响应的直接力控制技术，提高命中精度，达到直接碰撞杀伤目标的目的，本文探讨了动能拦截器在末制导段拦截战术弹道导弹的轨道和姿态控制规律，建立了拦截的脱靶量仿真数学模型。在此基础上，对在不同给定误差条件下的拦截脱靶量进行了仿真计算与分析。     

导引头性能对拦截战术弹道导弹制导精度的影响

针对末制段采用直接碰撞动能杀伤技术的拦截弹拦截战术弹道导弹（TBM），分析了导引头分辨率、帧频和测量噪声等主要性能参数对制导精度的影响。在拦截弹弹道修正和姿态控制规律的基础上，考虑拦截弹与TBM的初始位置偏差，弹道修正发动机推力偏差和制导控制延迟因素，完成了导引头不同性能参数条件上拦截弹拦截TBM制导精度的六自由度Monte-Carlo仿真计算，根据对仿真结果的分析，给出了直接碰撞动能杀伤方式下的制导精度与导头性能参数之间的约束关系。     

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.     

基于估值理论的末制导末端预测强力开关控制方法

针对空间直接碰撞拦截目标末制导末端的具体情况，本文采用递推最小二乘估计理论预测相对距离，采用卡尔曼滤波建立侧向运动方程，从而推导了一套实用的末制导末段预测强力开关控制方法并进行了大量的数值仿真。仿真结果表明：末端预测强力开关控制方法是一种消除最终脱靶量十分有效的控制方法。     

基于ITAE准则的质量矩拦截弹鲁棒控制研究

以建立的质量矩拦截弹数学模型为基础,通过对模型合理简化,得到一个耦合的非线性动力学系统。利用微分几何的反馈线性化理论,得到一个解耦线性系统。考虑到拦截弹的鲁棒性要求和三个滑块的协调控制问题,提出基于误差的积分准则(ITAE准则),考虑混合灵敏度S/T问题,采用H∞控制理论对拦截弹进行姿态控制系统设计,仿真结果验证了这种方法的有效性。     

PAC-3拦截弹建模与仿真研究

以PAC-3拦截弹为例，建立了该型低速旋转导弹的六自由度空间运动模型、复合制导模型，并对其气动力／直接力组合控制系统进行了反设计，运用MATLAB6．5＆SIMULINK工具箱开发了PAC-3拦截弹的数字仿真系统，最后选取蛇形机动目标为拦截对象进行仿真，结果验证了PAC-3的飞行性能和拦截能力，也说明了反设计的组合控制系统是有效的。     

拦截器姿态控制系统的模糊控制设计方法研究

针对采用姿控发动机进行姿态控制的拦截器,提出了拦截器姿态控制系统的模糊控制设计方法。以拦截器的俯仰通道为例,设计了俯仰通道的姿态控制器,并用MATLAB进行了仿真研究。仿真结果表明,用模糊控制方法设计的姿态控制系统能够较好地实现拦截器的姿态控制。考虑到发动机推力的离散性和干扰的影响,将发动机的输出推力进行正负拉偏1 0 % ,在相同条件下进行了仿真,结果表明姿态控制系统具有较好的鲁棒性     

基于非线性预测方法的开关式导引律设计

以大气层外拦截为背景,研究了带有开关输入的不确定非线性系统的预测控制方法。根据Fliess级数展开理论,得到了系统输出预测值与控制输入以及不确定性的关系式。通过选择二次型代价函数,得到了预测控制中优化问题的描述。由于代价函数中含有不确定性,结合开关控制输入的特点,给出了一种应用非线性规划求解优化问题的方法。最后,将该方法应用到大气层外拦截中,考虑弹-目相对距离及视线转率存在不确定性的情况,设计了开关导引律,并给出了代价函数中加权系数的选择方法。仿真结果表明,该方法在保证拦截精度的情况下,减少了发动机的开关次数。     

基于零控曲面的拦截导引方法

迎面拦截弹道研究在导弹防御系统中具有重要意义。介绍了一种零曲面拦截方法，其目的是首先将拦截器调整到零控曲面，以避免拦截器在末弹道导引中出现过载，影响拦截效果。根据目标和拦截器的实际运动特性对拦截器的动力学和运动学模型进行了简化，并讨论了迎面拦截的末弹道约束条件。仿真结果表明该导引方法能够在初始阶段迅速将拦截器调整到迎面拦截状态，满足拦截的快速性和拦截精度要求。     

小卫星飞轮低速摩擦补偿观测器及半实物仿真

反作用飞轮在低速过零时，摩擦力矩的突变严重影响小卫星姿态控制的精度和稳定度。文中研究了改善其低速摩擦特性的补偿观测器技术，并基于dSPACE仿真系统和实物飞轮，对该补偿观测器性能进行了半实物仿真验证。仿真结果表明，补偿观测器可有效改善姿态控制性能，克服低速摩擦对小卫星姿态控制精度和稳定度的影响。     

拦截器姿态控制系统切换控制方法研究

为增强拦截器姿态控制系统的鲁棒性,提出了一种切换控制方法来控制拦截器的姿态。该切换控制方法主要包括双重推力水平切换,相平面控制律与准滑模控制律切换和角度反馈切换。给出了高水平推力和低水平推力的切换逻辑,相平面控制与准滑模控制律的切换准则和角度反馈中俯仰角和攻角的切换策略。仿真实验表明,采用切换控制方法所设计的姿控系统可以适应大气层内外飞行,鲁棒性较强。     

空地导弹对应不同驾驶仪下的中制导高度控制回路设计

使用频率法和根轨迹法设计了姿态驾驶仪内回路对应的高度控制回路;对内回路姿态驾驶仪结构和过载驾驶仪结构分别对应的高度控制回路进行了对比分析.结果表明,两种内回路驾驶仪结构对应的高度控制回路性能基本一样,都是可行的.并在此基础上分析了内回路驾驶仪结构切换对中末制导交班切换的影响.结果表明,驾驶仪结构切换对中末制导交班切换的影响很小,可以考虑将中末制导交班切换时的两个切换同时进行.     

基于MRPs的卫星集群系统姿态对抗一致性控制

小型卫星集群协同控制是当前空间技术发展的热点之一, 卫星集群控制可归结为多智能体控制问题。面向卫星集群系统的分组姿态控制, 引入一致性以及对抗一致性问题, 提出了卫星系统姿态对抗一致性控制方法。卫星组网系统姿态对抗一致性控制目标是使卫星分组达到姿态对称的状态。以无向图描述姿态对抗卫星集群的通讯拓扑结构, 利用修正型罗德里格斯参数方法描述卫星刚体运动姿态, 设计了一种基于多智能体协同控制理论的三维空间卫星集群姿态对抗一致性控制律, 并采用Lyapunov稳定性理论证明了其稳定性。最后, 通过仿真实验验证了所提方法的有效性。     

太阳帆板故障模式展开动力学仿真

基于ADAMS软件，对柔性太阳帆板展开与锁定过程进行了动力学仿真分析，详细地研究了太阳帆板展开与锁定过程对航天器本体姿态运动的影响，并且重点研究了两种典型故障模式下太阳帆板展开与锁定过程对航天器本体姿态运动的影响，一种故障模式为一侧两块太阳帆板故障，另一侧太阳帆板正常展开；另一种故障模式为有一块太阳帆板展开机构故障，由同步机构协调展开。给出了航天器本体姿态运动以及太阳帆板展开过程动力学特性等仿真结果，并初步提出了故障模式下的动力学辅助展开策略的建议，对航天器姿态控制系统的设计以及地面试验提供了参考和依据。     

动量轮控制弹头姿态控制系统设计

提出了一种以动量轮为执行机构的具有中性静稳定气动布局的再入弹头姿态控制新方案。基于动量矩交换原理和中性静稳定概念分析了新方案的可行性,并推导了具有这种新型执行机构的弹头的姿态动力学方程。利用反馈线性化方法,将姿态动力学方程线性化并解耦成俯仰、偏航和滚转三个方向上的单输入单输出系统,然后运用滑模变构控制理论设计各通道的控制器。对姿态控制系统的数值仿真结果表明,所设设计的控制器能实现高精度的姿态机动和姿态稳定,现有动量轮技术指标即可满足滚动通道的姿态稳定。     

战术导弹垂直发射姿态调转次最小时间控制器

针对战术导弹垂直发射姿态调转时的快速性要求,研究了垂直发射快速姿态调转的次最小时间控制问题。首先基于误差四元数并结合垂直发射的具体特点,建立了战术导弹垂直发射的非线性数学模型;然后基于误差四元数和最优控制理论进行控制系统设计,得出了一种基于误差四元数的非线性反馈控制器,该控制器不仅实现了绕欧拉特征轴的旋转,而且实现了绕特征轴的次最小时间控制,缩短了姿态调转的时间,最后通过仿真验证其有效性。     

基于干扰估计的BTT导弹鲁棒方差姿态控制

针对存在非线性和不确定性的倾斜转弯(bank-to-turn, BTT)导弹姿态控制问题,提出基于干扰估计的鲁棒方差控制方法。将姿态运动中非线性项和不确定项作为总干扰,采用干扰观测器进行估计,并引入控制系统进行补偿。干扰观测器的观测误差作为BTT导弹姿态运动的干扰输入,为了保证控制系统具有良好的动态和稳态性能,采用鲁棒方差控制理论设计了线性反馈控制器,将闭环极点配置在特定圆盘区域,同时将状态变量的稳态方差保持在给定的范围内。仿真结果表明,所提出的鲁棒方差姿态控制器能够保证良好的控制效果,鲁棒性强。     

卫星运行视景仿真中的姿态控制研究

针对卫星视景仿真中的卫星姿态控制问题,详细介绍了在虚拟场景中为使卫星保持在某一特定姿态,通过旋转变换实现卫星姿态控制的方法和具体算法。文中不仅介绍了在OpenGL开发环境中调整卫星姿态的方法和算法,而且针对Vega开发环境中VgPos函数的特殊要求,详细论证了同时对三个坐标轴分别旋转时依次确定三个旋转角的方法,并给出了求解三个旋转角的算法。文中描述的方法和算法对于开发虚拟仿真应用程序的研究人员具有借鉴意义。     

空间站力矩平衡姿态稳定性研究

力矩平衡姿态的稳定性是空间站姿态TEA定向控制研究的重要问题.采用Lyapunov理论中求解导算子特征值的方法判断TEA的稳定性,基于线性化的姿态动力学方程采用基于稳定度设计的LQR方法设计空间站的姿态控制器,通过仿真验证了:(1)TEA作为平衡姿态的优点;(2)用导算子的特征值判断TEA姿态稳定性的方法的有效性.