潜空导弹运载器控制系统设计与仿真

变深度水平发射垂直出水是潜空导弹运载器的一项关键技术.针对垂直出水的弹道控制,建立了运载器仿真的数学模型;并在控制理论和经验数据的基础上,分析了潜空导弹运载器水弹道控制的特点,设计了PID控制器和模糊控制器.结果表明:设计的两种控制器,能够满足指标要求,模糊控制器具有更强的适应能力.     

一种动态逆解算的RLV混合规划控制分配研究

可重复使用运载器的飞行包线大，操纵机构多样，根据其飞行状态对各操纵机构进行优化分配使用是必要的。针对可重复使用运载器三轴角运动的耦合，采用动态逆对控制力矩进行解耦计算。为优化各操纵机构的使用并最大限度使用气动操纵面，减小反作用控制系统的消耗，提出了一种混合规划策略来进行控制分配。气动操纵面与反作用控制系统两者之间的力矩采用链式递增分配，气动操纵面饱和后才启动反作用控制系统，而各气动操纵面之间的控制分配采用二次规划求解，反作用控制系统的力矩分配转化成各喷管开关的0-1整数线性规划进行求解。仿真结果表明，采用混合规划的控制分配能很好实现各操纵机构的优化使用。     

德尔它运载器数字控制系统的研制

本文介绍了为NASA德尔它运载器研制数字飞行控制系统所采用的方法。在本文讨论的德尔它运载器数字控制系统中,两个控制级仅用一个敏感器。这种敏感器既可用来作为姿态基准,又可给出稳定飞行用的角速率信息。在采用单敏感器条件下通过综合数字滤波器来提供适当的稳定裕度。本文也介绍了从提出系统技术要求到进行飞行计划的研制过程。     

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.     

DARPA 1985财年技术研究计划

国防高级研究计划局(DARPA)将在1985财年对战略运载器技术进行关键性设计审查,然后进行24个月的验证,以便作出是否到八十年代末对先进巡航导弹进行投产的决定。 在先进巡航导弹技术计划的验证阶段,将重点验证发动机的关键部件、含硼燃料的可混性和运载器的关键技术。 DARPA计划在1985财年继续审定先进巡航导弹技术。在运载器技术方面,将对反应威胁分析、武器部署方式、系统对接和生     

一种微小型弹药的气动特性仿真研究

针对微小型弹药布局设计的现有约束问题,提出了一种新的微小型弹药布局优化方案,基于正常式布局的结构,建立弹药的三维气动模型,对微小型弹药进行流体力学仿真,研究了弹翼尺寸对弹体静稳定性的影响。为验证设计方案的可行性,利用不同的飞行条件进行模拟气动计算,得到微小型弹药的升力、阻力及俯仰力矩参数,计算了升阻比与可用过载。仿真结果表明：所提微小型弹药气动布局方案满足设计要求,且具有良好气动特性和飞行稳定性,为后续设计提供一定的参考依据。     

基于SINS/GBAS组合导航的高精度进近着陆导航技术

可重复使用运载器在进近着陆阶段对位置偏差有较高的精度要求, 而现有的组合导航方式的导航误差波动幅度较大, 难以满足运载器在进近着陆段的导航要求。因此,本文利用捷联惯导系统(strap-down inertial navigation system,SINS)的非线性误差传播模型, 以陆基增强系统(ground based augmentation system,GBAS)输出的精确位置信息为基础, 建立SINS/GBAS组合导航方法, 并给出“输出+反馈”的组合导航复合修正结构。通过在GBAS中引入电离层误差及对流层误差, 从而实现了对于运载器定位误差在厘米级的精确定位。此外,通过引入扩展卡尔曼滤波技术, 有效地抑制了惯导误差漂移的问题。通过数值模拟仿真, 证明SINS/GBAS组合导航对飞行器进近着陆段的水平与高程定位误差不大于0.05 m, 测速误差不大于0.05 m/s, 从而证实了SINS/GBAS组合导航方式在可重复运载器在进近着陆段导航的可行性。     

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。     

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.     

FADS快速智能故障检测和诊断技术

以重复使用运载器所使用的嵌入式大气数据传感器系统为研究对象,设计故障检测和诊断方法.采用奇偶校验的检测方法实现故障检测,通过粗糙集约简减少奇偶方程的数量,将约简后的决策表转化成规则,实现诊断规则的离线提取,使用位向量逻辑判断完成规则推理.仿真结果表明结论正确可靠,算法计算代价小、运算速度快,能够满足在线诊断的实时性要求.     

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。     

基于滑模干扰观测器的反演终端滑模飞行控制

针对某战斗机机动飞行时强耦合、气动参数和力矩干扰不确定非线性模型,提出了一种基于滑模干扰观测器的滑模反演控制方法。将飞机非线性动力学模型分解为角度回路和角速度回路并表示为严格反馈形式,分别采用反演和快速终端滑模方法设计虚拟控制律与实际控制律。结合滑模微分器获取虚拟控制律的导数,避免计算复杂性问题,并基于滑模微分器设计干扰观测器,实现对模型不确定性的有效估计和补偿。仿真结果表明,该控制方法对气动参数摄动和力矩干扰不确定性具有鲁棒性,能够实现对参考轨迹的稳定跟踪。     

美空军要求B-52能运载巡航导弹

美空军正在申请1985财年二亿二千九百一十万美元的经费来改进波音B-52H轰炸机,以运载外部发射和内部发射的空中发射巡航导弹,这项计划是将远程突防轰炸机改为远程武器运载器计划的一部分。     

可重复使用运载器自动着陆分段制导策略

针对可重复使用运载器无动力自动着陆问题,提出一种非轨迹跟踪式的分段制导策略。首先根据能量管理段和自动着陆段交接班要求以及着陆末端约束条件,分别设计了纵向轨迹和侧向轨迹的分段方案,然后针对各阶段特点设计了分段制导律,最后为了保证全程动压满足约束条件,提出了阻力板控制策略。数学仿真表明,该制导策略能够有效地实现自动着陆,且各项指标均满足规定的约束条件,并且抗风干扰及抗拉偏能力强,便于工程实现。     

BTT导弹自动驾驶仪LQG/LTR积分控制设计

为实现BTT导弹准确跟踪指令的要求,采用LQG/LTR积分多变量控制方法设计自动驾驶仪。以某飞机型BTT导弹为例根据其气动特点建立了俯仰独立、偏航-滚转耦合的气动模型,分别设计了俯仰及偏航-滚转通道自动驾驶仪,对设计结果进行仿真。仿真表明所设计的自动驾驶仪能够很好的跟踪指令,鲁棒稳定定性较强,具备一定抵抗通道间耦合的能力。     

基于气动特性辨识的折叠翼飞行器可重构控制系统设计

为解决折叠翼飞行器初段飞行中气动特性变化大且易受环境扰动影响、控制鲁棒性要求高的问题,将飞行器物理模型的实时辨识与非线性动态逆方法相结合,设计可重构飞行控制器。基于迭代扩展卡尔曼滤波与渐消记忆最小二乘,将气动特性辨识一步方法分解为状态量和参数值的两步辨识,算法更易于在线实现。通过实时辨识更新动态逆控制器参考模型,消除模型逆误差,实现可重构控制。针对某型折叠翼飞行器的6自由度仿真结果表明,在飞行器自身气动特性大幅变化且考虑外界未知扰动情况下,控制器满足设计要求,具有较强的鲁棒性。     

巡飞器巡飞段动力学建模与仿真研究

动力学建模对于巡飞器的设计和仿真是至关重要的。与传统的飞行器相比,由于其飞行的速度比较慢和高度低、受外界的影响大,巡飞器的飞行动力学特性相当复杂。为了研究巡飞器的一些本质的动力学特性,选择巡飞器巡飞段分析,建立了巡飞段的巡飞段动力学模型。利用DATCOM与气动仿真对比得出数据,建立了空气动力学数据库。最后,在MATLAB/SIMULNK动力学仿真,仿真结果验证了该原理的可行性,为下一步的研究工作奠定了基础。     

弹性高超声速飞行器智能控制系统设计

针对气动舵受限下的弹性高超声速飞行器控制问题, 提出一种基于神经自适应的智能控制方案。在速度子系统的设计过程中, 为了降低对模型参数的依赖程度, 应用强化学习算法在线调整比例积分微分(proportional integral derivative, PID)控制参数, 给出智能PID控制策略。对于高度子系统, 考虑气动舵的动态特性, 利用神经自适应方法对模型未知函数及不确定项进行逼近。为了处理气动舵的约束问题, 以非线性模型预测控制为优化分配模板生成大量样本数据集, 经离线训练得到深度神经网络代替求解复杂优化问题和控制分配的过程。此外, 通过引入自适应超螺旋微分器处理外部扰动, 增强了系统的鲁棒性。利用Lyapunov方法证明了所设计控制器的稳定性, 并通过仿真验证了所设计控制方案能够快速计算控制指令, 实现高精度跟踪控制。     

冲压式气动系统PWM线性化控制及其鲁棒性分析

针对一种冲压式气动系统,建立了冲压式气动系统的数学模型.考虑到系统的非线性特性,设计了一种基于PWM线性化的控制方法.由于冲压式气动系统结构的不确定性,气源压力的波动,负载大小的变化将导致系统数学模型的变化.针对系统参数的不确定性设计了舵机系统的控制器,并证明了在此控制器下系统的鲁棒稳定性.结果表明:系统的性能满足系统设计要求,基于PWM线性化的控制器设计具有较强的鲁棒性.     

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。