遥控制导系统的准连续高阶滑模控制器一体化设计

 针对三点法导引的遥控制导系统纵向通道进行准连续高阶滑模控制器一体化设计。采用理想准连续高阶滑模控制器,构造高阶微分器对滑模面的高阶微分进行估计,实现整个控制器设计。利用更高阶次的滑模控制来规避由于高频切换控制引起的振抖效应,将其隐藏于控制计算中,而不作用于执行机构。控制计算的过程中只需确认模型是有界的,利用该界限值即可进行其切换控制设计。该设计方法对不确定模型很有效,尤其是对于参数变化范围较大的非线性时变系统,有更好的鲁棒性能。     

椭圆轨道自主接近自适应滑模制导律设计

研究了一种适用于椭圆轨道航天器自主接近任务的滑模制导方法。针对自主接近模型中存在目标轨道不可知信息量问题,根据多输入系统滑模控制思想,设计了系统误差收敛时间有限的自主接近非线性滑模制导方法,解决了自主接近系统中存在的时变性和参数不确定问题。引入剩余飞行时间,改进定义误差的参数,使自主接近过程的距离和速度具备更好的协调收敛性。根据距离收敛特性,利用线性插值方法自适应地设定期望收敛时间进而确定切换系数,在较小延长接近时间的情况下,较好地保证了变结构制导的鲁棒性,并抑制了指令抖振问题。数值仿真验证了设计的制导策略对不同的初始条件表现出良好的适应能力,满足自主接近停泊点精度要求,且自主接近所需时间较短,尤其对较远距离自主接近任务表现出很好的快速性能。     

超视距舰空导弹导引头天线预定指向角解算

针对舰空导弹超视距拦截目标时复合制导目标交班的角度截获问题,通过建立相应的坐标系,并规定一种新的导引头天线轴旋转顺序,采用将导弹-目标视线角矢量投影到相应旋转平面的方法,提出了一种新的导引头天线预定指向角解算模型,有效地解决了大预定角情况下的指向角解算问题。应用方差分析方法,建立了此指向角解算模型的误差模型,进行了指向角误差仿真分析。仿真结果验证了所提出的导引头天线预定指向角解算模型的正确性及其在减小预定指向角误差方面的有效性。     

主动悬架硬件在回路仿真研究(英文)

为了快速有效地验证主动悬架的控制算法,提出了一种主动悬架硬件在回路实时仿真平台。在Matlab/Simulink中建立了主动悬架的动力学模型、作动器模型,以S3CEEBO芯片为中央处理器,设计了主动悬架实际控制器,在此基础上搭建了该硬件在回路实时仿真平台。针对某款汽车运用不同的控制算法进行了仿真实验。结果表明,该硬件在回路仿真平台可以对主动悬架的各种控制算法的执行效果进行验证。     

中末制导交班空间边界建立及影响因素分析

激光末制导迫弹中末制导交接段可靠交班是成功捕获目标的前提,针对交班空间的不确定性,研究该交班空间范围及相关影响因素对交班空间的影响特性.在构建6自由度弹道模型和干扰模型基础之上,分别从弹道约束、导引头作用距离、导引头视场角范围、修正能力等角度给出了交班空间需满足的约束条件.利用蒙特卡洛打靶仿真和线性插值拟合的方法,统计建立得出无控全干扰条件下交班空间边界作为基准交班空间,给出了时间、俯仰角、偏航角、射程、弹道高、侧向距离的界限范围.选取风、初速偏差、射角偏差为交班空间边界影响因素,仿真建立了无控且分别消除风、初速偏差、射角偏差状态下交班空间边界.结果表明,在主要影响因素中,风是影响交班空间边界的各因素中影响较大的因素.初速偏差主要对迫弹的交班时间、射程及弹道高影响较大.射角偏差增大了交班时间、射程的范围.从研究结果可知,激光末制导迫弹靶场射击时应尽量减小初速偏差、射角偏差,特别是选风速小的情况下射击.交班空间的建立也为制导迫弹开始激光末制导的时机提供判断准则,在弹体参数都满足交班空间条件下进行激光末制导才能保证弹丸准确命中目标.      

基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正

弹丸飞行姿态角实时探测和脉冲力修正效能是基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正的两个关键技术。简要介绍了基于地磁探测的姿态角探测原理,根据带修正力的6自由度弹道模型,设计了均匀试验,通过回归分析得到了二维脉冲修正效能模型。仿真结果表明,该回归模型和实际值拟合的程度较好。最后给出了基于地磁探测和脉冲力控制的二维弹道修正具体实现方法。     

小天体撞击器GNC系统设计与仿真

撞击器在接近目标小天体过程中相对速度较快,这要求撞击器的导航、制导与控制(GNC)系统要具有较高的自主性和实时性。对撞击器GNC系统进行了研究,采用深空环境中常用的传感器及执行机构,对撞击器自主GNC系统进行了构建,并分别设计了自主光学导航算法与轨道修正制导律。最后为了验证所设计GNC系统的可行性和可靠性,进行了严格的六自由度蒙特卡罗数学仿真,同时对机动时刻、撞击目标点等关键参数对最终撞击性能的影响进行了分析。     

临近空间飞行器再入制导可视化仿真

在临近空间飞行器再入制导系统研制过程中,需要通过可视化仿真对飞行器再入制导系统进行验证、分析及演示。给出再入飞行的假设条件,建立飞行器再入质心动力学及运动学模型。在此基础上,给出一种基于Matlab与卫星仿真工具包(Satellite Tool Kit-STK)交互的再入制导可视化仿真方案,给出再入飞行数据的输入格式定义。针对给定的临近空间飞行器及假定的再入任务,对再入制导进行可视化仿真,得到相应的可视化仿真结果,对结果进行说明。     

双重控制导弹微分对策制导方法

针对单一鸭舵控制或尾舵控制的不足,基于双边优化微分对策理论给出了一种双重控制微分对策制导律,实现了二者的有效融合。对该制导律微分对策空间进行了分析,分别研究了理想拦截情形和非理想拦截情形下鞍点解存在的条件。考虑量测噪声因素,进行了估计器和目标拦截性能指标的设计,并基于蒙特卡罗法进行了仿真。结果表明相比于单一的鸭舵或尾舵控制,该双重控制制导律具有较好的目标拦截性能和较高的单发命中概率。     

基于条件合同网协议的分布式制导－火力节点分配方法

分布式制导-火力节点分配(distributed guide weapon assignment, DGWA)问题是网络化防空导弹体系(networked air defense missile systems, NADMS)中的新问题,旨在解决如何对地理位置上大范围分布的制导节点和火力节点进行分布式匹配和调整,以使得整体作战效能最优。对NADMS中的DGWA问题进行描述和分析,提出了一种基于条件合同网协议的DGWA方法,分析了DGWA的执行条件,并系统地搭建了算法框架,设计了招标者的分阶段招标机制和投标者的基于自适应调度的竞标机制。通过典型作战想定,仿真分析了不同执行条件下的DGWA过程,验证了方法的有效性。