基于滚动时域估计的高超声速飞行器轨迹跟踪

针对高超声速飞行器高精度轨迹跟踪问题,提出一种将滚动时域估计与交互式多模型算法相结合的强机动目标轨迹跟踪算法。给出了半速度系下的高超声速飞行器滑翔段运动模型及量测模型。利用滚动时域估计方法将状态估计问题转化为有约束的优化问题,并充分考虑飞行器滑翔段物理约束。在此基础上,为应对目标不同机动模式,借助交互式多模型算法思想建立模型集对其进行近似。分别在机动模式不变和机动模式突变的情况下对算法进行了验证。结果表明,新算法采用多个模型并行估计,即时调整模型概率后进行融合输出,能够有效避免目标跟踪模型失配,可显著提高对于高超声速飞行器这类强机动目标的轨迹跟踪精度。

拦截高超声速滑翔飞行器:制导进展与展望

聚焦于临近空间拦截制导关键技术,围绕中制导、中末制导交班及末制导等关键问题对临近空间拦截制导技术前景进行展望。首先对临近空间高超声速滑翔飞行器飞行特性进行仿真与分析,并给出防御系统在滑翔段拦截的优势所在;其次,围绕临近空间拦截系统面对高超声速滑翔飞行器时存在的瓶颈进行探讨,并对中制导离线弹道生成与在线弹道生成、中末制导交班及末制导等关键技术相关研究进展进行梳理与总结;最后,结合当前研究进展、面临的挑战及未来临近空间拦截需求,研究分析临近空间拦截制导技术的发展趋势,为后续防御系统的发展提供参考。

高超声速飞行器改进阻力加速度剖面设计

针对高超声速飞行器在滑翔段标称轨迹制导过程中的阻力加速度剖面设计问题,提出了一种改进的阻力加速度剖面设计方法。为增大飞行器滑翔段航程,改善飞行状态参数,设计了以能量倒数为自变量的二次函数形式剖面,通过改变剖面中点处阻力加速度值的方式对剖面形状进行调整,以满足高超声速飞行器各项约束。仿真结果表明,与传统二次函数阻力加速度剖面进行对比,该阻力加速度剖面能够增加最大滑翔距离,并改善飞行状态参数,能支持飞行器完成禁飞区绕飞任务。

高超声速飞行器机动规避轨迹优化

为研究高超声速滑翔飞行器规避禁飞区的轨迹设计问题,提出了一种基于拼接的机动规避轨迹优化方法.该方法通过引入拼接点将整条飞行轨迹分为若干段,然后利用能够处理分段优化问题和自动调整配点分布的自适应伪谱法,对高超声速滑翔飞行器的机动规避轨迹进行优化设计.仿真结果得到了不同禁飞区和拼接点分布下的机动规避轨迹,这些轨迹能够在满足各种约束条件的情况下有效规避禁飞区并到达指定点,且其中一种轨迹是全局优化方法无法得到的.仿真结果表明,该方法能够用于设计高超声速滑翔飞行器的横向大幅复杂机动轨迹,此外在该方法中拼接点位置还能够控制轨迹的形态.

提高变质心飞行器可操纵性的方法研究

针对滑块运动容易引起系统抖动,以及惯性主轴偏移引起系统耦合严重等问题,基于达朗伯原理对变质心飞行器结构布局进行了设计。其特点是:以主动控制力、约束反力这两种内力替换滑块受到的惯性力,代入弹体、滑块动力学模型中,并依靠内力、过载等物理量设计系统布局参数。布局设计后特点是两滑块运动通道分别重合于弹体惯性主轴方向,通过与典型布局模型相比较,显示了所提出的布局结构可保证系统具有良好的动态品质。

基于循环神经网络的高超声速机动目标状态估计算法

针对高超声速机动目标运动状态的实时、高精确估计问题,提出了一种基于循环神经网络的高超声速机动目标状态估计算法。首先,将气动参数作为缓变量引入半速度系下的高超声速飞行器运动模型中,建立了高超声速机动目标状态估计模型,并给出了地面雷达测量模型;其次,考虑到高超目标的策略性机动带来的模型不确定性会超出常规滤波方法的处理能力,基于高超声速飞行器运动模型建立目标机动行为数据集,对其在实际作战过程中可能出现的运动行为进行模拟;然后,将多模型滤波与循环神经网络相结合设计了多滤波器联合估计算法;最后,在多种仿真条件下对本文所提出的算法进行了仿真验证。仿真结果表明,提出的高超声速机动目标状态估计算法可实现对高超声速目标机动变化的快速响应,并且算法的估计结果平滑、精度高,有利于后续预报。

一种高超声速飞行器在线反馈滤波算法

高超声速飞行器是近年来各国大力发展的新概念飞行器,针对其飞行运动轨迹难以进行高精度跟踪这一问题,结合神经网络强大的自适应和自学习能力,提出了一种高超声速飞行器在线反馈滤波算法。其核心是在当前统计模型的基础上,利用BP神经网络与卡尔曼滤波相结合进行滤波器设计,实现对高超声速飞行器高精度跟踪。最后通过仿真试验进行比较,验证了此在线反馈滤波算法在跟踪高超声速飞行器时的有效性。

太阳高纬探测器的借力飞行轨道设计

行星借力飞行技术可以节省深空探测任务的能量消耗.针对借助内行星引力向太阳高纬度发射探测器这一科学任务,分别以金星和地球为借力星体,运用圆锥曲线拼接法,通过求解兰伯特问题绘制能量等高线图,搜索多天体交会发射机会,设计探测器与借力体轨道周期之比为1∶1或2∶3的多次借力行星际轨道,获得相对黄道面成大倾角的目标轨道.分析表明,采用多天体交会借力相比单天体借力可大大降低发射能量;3次借用金星或者地球的引力可以使探测器轨道相对黄道面的倾角达到30°左右;3次地球借力轨道性能为最优,需要的地球发射能量更低,而且飞行器进入目标轨道之前的转移时间较短.

弹性高速飞行器的状态/参数滚动时域估计

针对弹性高速飞行器非线性、不确定性和刚体/弹性耦合的特点,提出了一种基于QR分解和滚动时域估计的状态/参数联合估计方法。首先,通过引入滚动时域策略,将状态/参数估计问题转化为固定变量数目的优化问题,能够较好地处理时变参数的估计问题。然后,利用前向动态规划原理,将到达代价的计算转化为最小二乘问题,并利用QR分解进行求解,从而给出了基于QR分解的到达代价更新方法。这样使得整个滚动时域估计方法都建立在优化的基础上,且引入了反馈机制,提高了估计精度和速度。仿真结果表明:滚动时域估计的精度明显优于扩展卡尔曼滤波,且基于QR分解的到达代价更新方法在速度上优于传统的基于估计误差协方差的到达代价更新方法。

高超声速飞行器自适应鲁棒跟踪滤波算法

针对高超声速飞行器在复杂空域飞行时,探测信息为非平稳且统计信息未知的非高斯闪烁噪声,提出了一种改进的鲁棒高斯-学生t混合分布滤波(RGSTMF)算法。首先,针对噪声的非高斯和非平稳特性,该算法利用高斯-学生t混合(GSTM)分布对量测噪声进行建模。针对实际跟踪过程中存在的噪声统计特性未知问题,采用高斯-逆Wishart分布对量测噪声未知且时变的均值进行描述,并且采用伽马函数对学生t(ST)分布的自由度进行建模。引入伯努利随机变量和隐变量,将建模好的GSTM分布模型描述成分层高斯状态空间。基于构建的分层高斯状态空间模型,通过变分贝叶斯算法,完成对RGSTMF算法的推导。仿真结果表明,在复杂空域噪声的探测信息异常值出现以及探测信息统计特征未知时,所提出的算法能有效提高跟踪滤波的精度和鲁棒性。

飞行器虚拟实验平台开发及其在教学中的应用

为让学生掌握飞行器约束影响、轨迹规划及跟踪制导方法及仿真实验过程,开发飞行器虚拟仿真实验网络平台。该设计基于PostgreSQL数据库的网络平台开发方案,论述飞行器约束影响、轨迹规划和跟踪制导原理,阐述实验仿真过程、结果及在教学中的应用。通过该虚拟实验平台可显著提升学生的学习效率,提高学生的实践和动手能力。

考虑滑块动态特性的变质心四旋翼无人机双回路控制

针对滑块动态特性引入的附加干扰力矩造成系统姿态抖动强烈的问题,开展变质心四旋翼无人机滑块参数设计与姿态/伺服双回路控制研究。通过建立双滑块变质心四旋翼无人机八自由度运动模型,明确了滑块的引入对系统的影响,给出了与滑块动态特性相关的各项附加干扰力矩;分析并设计了滑块的安装位置、质量以及行程等参数,降低滑块对系统的耦合与干扰;最后以滑块驱动力作为控制量,设计了姿态/伺服双回路动态滑模控制器,同时利用非线性扰动观测器对复合扰动进行估计和补偿,并进行了仿真试验。仿真结果表明,在考虑滑块动态特性的情况下,所设计的控制器能够实现对变质心四旋翼无人机的姿态控制,并具有良好的抗干扰性能与鲁棒性。

大质量比滚控式变质心飞行器动力学特性分析

针对大质量比滚控式变质心再入飞行器结构参数设计问题,建立了包含活动体偏转运动的完整飞行器姿态伺服动力学模型,进而对活动体参数设计对姿态动力学耦合特性的影响展开分析研究。首先根据Routh准则给出了飞行器的纵向静稳定区域,并讨论了配平攻角与活动体配置参数间的关系。对飞行器系统的动力学耦合分析结果表明,活动体偏转在控制滚转姿态的同时会对偏航姿态产生影响,进而造成控制精度的下降,甚至导致不稳定的飞行状态。为了在飞行器结构参数的优化设计中提高飞行器的控制性能、最小化飞行器滚转机动对偏航通道的影响,采用多尺度法对活动体偏转与飞行器偏航姿态运动构成的耦合非线性动力学系统在不同构型参数下的稳态解析解进行幅频响应特性分析,并给出考虑滚转偏航耦合约束下的大质量比滚控式变质心飞行器构型设计方案。

导弹质量矩控制技术发展综述

质量矩技术是近年来导弹控制领域研究的热点问题之一。它是通过调整弹体内部活动质量块的状态来实现导弹机动飞行的。与传统的气动舵控制方式相比,它具有响应快、气动外形简单、无舵面烧蚀问题等优点,在大气层内高超声速飞行控制领域具有广阔的应用前景。简述了质量矩技术的原理及应用领域,回顾了导弹质量矩控制技术的发展历程;从总体布局、动力学建模、控制系统设计等方面综合分析了质量矩技术的研究现状;提出了一些当前需要解决的难点问题,供相关人员参考。

柔性航天器的H_(∞)状态反馈控制器设计

当柔性航天器工作时,由于液体燃料的晃动与重力梯度等外界环境干扰,导致航天器系统出现强非线性以及强耦合性等特点,因此如何控制其姿态偏转一直是极具难点的问题。为了解决此问题,设计了一种H_(∞)状态反馈控制器,重新定义了柔性航天器的动力学模型中的综合扰动项,结合运动学模型描绘了柔性航天器的数学模型表达式。将柔性航天器的数学模型改写成了H_(∞)状态反馈控制数学模型。使用数学理论验证了控制器理论可用性,通过仿真软件对处于H_(∞)状态反馈控制律下的柔性航天器数学模型进行仿真。结果表明,设计的H_(∞)状态反馈控制器可以有效地实现柔性航天器的姿态稳定,振动抑制,具有实际价值。

基于Unscented卡尔曼滤波器的近地卫星磁测自主导航

建立了近地卫星高精度轨道动力学模型和10×10阶地磁场模型,分别以地磁场矢量和强度幅值作为观测量,通过Unscented卡尔曼滤波实现自主导航。在采样周期10s,磁强计测量噪声100nT情况下仿真,仿真结果显示以地磁场矢量为观测量时卫星导航误差在卫星前进方向(切向)、轨道法向、卫星径向的分量分别为1km、0.9km、0.3km,而以地磁场强度幅值为观测量时误差分别为1.6km、1.3km、0.5km。

Q型烟粉虱东地中海种群遗传多样性的mtCOI与SSR分析

前期研究表明入侵我国山东的Q型烟粉虱Bemisia tabaci(Genn.)种群来源于西地中海地区而非来源于东地中海地区。为了揭示Q型烟粉虱的入侵遗传机制,本研究进一步利用线粒体COI(mtCOI)基因与6个具有多态性的微卫星位点(SSR)分析了东地中海Q型烟粉虱(Q1支系与Q2支系)种群的遗传多样性,并与西地中海种群遗传多样性的前期研究结果进行了比较分析。基于mtCOI基因与微卫星标记分析结果表明,东地中海种群与西地中海种群一样也具有较高的遗传多样性,然而两个地区种群存在着遗传异质性。不同入侵性种群遗传结构的比较研究将为进一步解析外来种群的入侵生理生态机制奠定基础。

基于自适应反演法的质量矩导弹控制律设计

基于反演技术研究了双滑块质量矩导弹俯仰、偏航通道跟踪控制问题。以所建立的仿射型控制模型为基础,考虑到滑块速度、加速度及导轨等不确定因素的影响,给出了鲁棒自适应反演控制律;针对反演法存在计算膨胀这一问题,设计了滑模滤波器来估计虚拟控制量的导数;针对反演法给出的增益系数无法保证满意的性能指标这一问题,采用遗传算法优化控制器参数。仿真结果验证了算法的有效性。

质量矩再入飞行器的参数优化和性能分析

为满足模型的有效性和可操作性,提出了以个体为对象的质量矩再入飞行器(MMV)动力学分析方法,即依靠内力和过载等物理量定性分析并设计主要参数后,再写出姿态、滑块完整动力学方程。该方程在保证MMV机动性不变的前提下,降低了系统耦合性;以驱动滑块运动的内力为控制量的简化方程是仿射型非线性方程,与精确方程的状态响应相比迎角偏差在0.01°以内,因此该方法降低了自动驾驶仪的设计难度。

拦截机动目标的运动伪装制导律

设计了一种基于运动伪装策略的拦截制导律。首先根据弹目相对位置关系得出双二阶动力学模型,依据运动伪装策略的运动特性给出导弹拦截目标的条件。然后利用此条件并结合弹目相对运动关系推导三维空间下的制导律。在推导过程中发现,原来的三维制导律设计可以简化为二维平面内设计,从而降低了设计难度。通过加入对目标机动的估计,给出一种适用于三维空间拦截的二维导引律。最后对该制导律进行仿真校验,并与纯比例导引律进行仿真对比,仿真结果表明所设计的制导律满足制导精度的需求。