正交试验法在制导算法优化中的应用

为优化制导算法的性能,需要确定影响制导性能的关键参数并进行寻优。利用正交法对影响性能的主要制导参数进行试验,确定出主次要因素,并对主次要因素进行排列组合,确定对应组合的参数取值。基于设计结果,进行了仿真验证,结果表明,正交试验法是一种十分有效的参数优化方法,可用于制导算法的完善和制导律的优化设计,缩短工程设计时间。

一种针对采用冲压发动机的远程空空导弹末段制导算法研究

针对采用冲压发动机的远程BTT空空导弹末段制导算法进行研究。在导弹非线性俯仰-偏航-滚转三通道模型基础上,通过数值解算两点边界值方法,研究非线性模型的弹体加速度控制指令和滚转角速率控制指令的最优算法。采用多时间尺度技术解决了BTT导弹弹体在滚转变化过快时的近优控制指令。系统仿真结果表明,在小噪声干扰情况下,导弹可直接命中目标,制导算法具有一定的应用价值。

新超声速面对称飞行器制导算法仿真方法

提出一种在数学仿真回路引入舵偏角的超声速面对称飞行器制导算法新三自由度仿真方法和舵机在回路的半实物仿真方法。基于瞬时平衡假设推导了由制导算法解算舵偏角的解析表达式,给出了舵机在回路的半实物仿真方法。在半实物仿真方法中给出了舵机铰链轴所受铰链力矩解析计算模型,通过实时加载舵机铰链轴所受力矩达到动态模拟舵机偏转的效果。仿真算例表明,新仿真方法的命中精度与传统方法相当,但新仿真方法仿真计算的攻角和过载显著减小,利于充分挖掘制导控制系统的控制能力;设计的半实物仿真方法仿真结果与数学仿真结果相符,满足制导算法仿真验证要求。

基于DVS制导算法的欠驱动船舶路径跟踪指令滤波滑模控制

针对欠驱动水面船舶在模型参数不确定和未知风浪流扰动情况下的路径跟踪问题,提出一种改进的动态虚拟小船(dynamical virtual ship,DVS)制导算法,并采用指令滤波反推法设计模型运动学回路的前进速度和艏摇角速度的虚拟控制律,进而将船舶路径跟踪问题转化为前进速度误差和艏摇角速度误差的镇定问题,在模型动力学回路上采用PI积分滑模控制方法设计实际控制律.该控制策略能够减少和避免因对虚拟控制律求导而造成的计算负担和高频噪声对系统的影响,且对模型参数不确定和未知扰动具有鲁棒性.仿真实验表明,该控制策略可实现船舶在模型参数不确定和未知风浪流扰动下对规划路径的精确跟踪.

基于基因表达式编程的函数挖掘——收敛性分析与残差制导进化算法

为了克服传统的数学方法在确定要发现的函数类型时需要依赖专业知识,具有主观性和盲目性及基于遗传编程(GP)的函数发现方法效率太低的问题,提出了基于基因表达式编程(GEP)新的函数挖掘方法,并分析了算法的收敛性,并根据收敛性定理提出了GEP的改进算法———残差制导进化算法RGEA。通过对GP、GEP、RGEA算法的比较实验,结果表明,在噪声数据很小的情况下,3种算法均挖掘出目标函数,但GEP比GP的收敛速度提高了20倍,RGEA比GP提高了60倍。对于函数类型未知且极为复杂的数据,GEP和RGEA在发现理想函数的速度上要比GP分别快900、1800倍。

激光制导炸弹弹道拟合模型与算法

由于激光制导炸弹的弹道受控,其弹道复杂,采用传统炸弹弹道的拟合方法达不到精度要求。从抛物运动的角度提出了两种对激光制导炸弹弹道拟合的方法。第一种方法对一般的抛物运动标准解引入修正项实现对激光制导炸弹弹道的拟合。第二种方法对激光制导炸弹的攻击运动过程进行分析,然后,引入加速度修正项对激光制导炸弹弹道进行拟合。通过大量的仿真表明这两种方法的拟合精度均很高。相比较而言,第二种方法精度更高。

满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法研究

某些空间载荷会对入轨精度和入轨姿态同时提出很高的要求,应用于运载火箭控制系统的摄动制导方法的入轨精度无法满足要求,而传统的迭代制导方法无法约束终端的入轨姿态。为此提出了一种满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法,该方法通过二次曲线形式规划整个真空段的飞行制导程序角,实时满足位置、速度与终端姿态约束,从而可以使得火箭以期望姿态角实现高精度入轨。算例结果表明,该方法能同时保证高精度的入轨指标和入轨姿态,并能适应偏差状态、约束姿态角变化与轨道根数小幅变化,具有较高的工程应用价值。

月球返回舱再入制导律设计

针对以接近甚至超过第二宇宙速度再入地球的登月飞行器制导任务,研究了满足热流、过载、落区等约束的返回舱再入制导律。月球返回舱是低升阻比弹道升力式再入飞行器,控制策略是改变倾侧角的符号和大小。倾侧角大小的确定转化为一个单变量非线性方程求根的问题,倾侧角符号的确定依倾侧反转逻辑来满足横向走廊,其中横向走廊设计成速度的函数。通过综合偏差的Monte Carlo仿真评价制导算法的性能,仿真结果表明制导的纵向标准偏差在30km左右,横向标准偏差小于5km。此外,分析了影响滚转速率的因素,给出了调整反馈增益系数和减小滚转速率及制导精度的关系。

基于二阶非线性相对运动方程的寻的段交会制导研究

利用二阶非线性相对运动方程研究空间交会寻的段新的制导算法。针对传统C-W制导算法精度较低问题,提出了利用二阶非线性相对运动方程迭代修正C-W二脉冲解的制导算法。仿真结果表明,所提出的修正算法制导精度比C-W制导算法的精度高,而且计算简单,收敛速度快,具有一定的工程实用价值。

载人运载火箭全要素约束迭代制导技术

运载火箭使用的制导技术目前有摄动制导和迭代制导。摄动制导方法无法满足载人火箭的高精度入轨要求,而迭代制导方法能满足高精度入轨要求,但无法约束其终端姿态。提出了一种载人运载火箭用全要素约束迭代制导技术,通过优化终端姿态反馈算法和精细化考虑迭代末段的速度和位置约束量,使得运载火箭以期望终端姿态角实现高精度入轨。算例表明,该算法解决了载荷在入轨时刻有高分离姿态约束需求的工程实际问题,具有很高的工程应用价值。

一种小型固体运载火箭末级多约束制导方法

针对耗尽关机的固体运载火箭末级多约束制导问题,提出了在真空飞行段设计一种具有速度管控能力的多约束制导方法。同时针对速度管控引起的状态矢量耦合问题,基于定点制导算法推导出一种适用于耗尽关机制导的拓展理论算法,通过求解交变姿态速度管控方向实现对耦合项的抑制;并对大气层外"助推-滑行-助推"的任务模式,在此理论基础上推导出滑行点火时间、需要速度矢量与终端轨道根数之间的理论关系,解决了固体运载火箭在固定弧长条件下的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明:该制导算法对不同载荷任务具有较强的适应能力,对模型的参数偏差及不确定性具有高制导精度和强鲁棒性,因此该算法具有一定的理论意义和工程应用价值。

一种多级全固体运载火箭上升段自主制导方法

针对多子级全固体运载火箭在终端多约束下的耗尽关机制导问题,设计了一种基于"助推-滑行-助推"飞行模式的真空段自主制导方法。根据轨道动量矩守恒定律,推导出一种同时具有速度和位置矢量约束的定点制导算法(PA)。在PA理论基础上,建立了满足能量匹配的滑行轨道非线性方程组并降阶至一维迭代求解,解决了多级固定总冲约束的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明:该算法对固体运载火箭模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,并对多终端轨道任务(不同轨道高度和不同载荷质量)具有较强的自适应能力,因此该算法具有重要的理论意义和工程应用价值。

面向高机动目标拦截任务的空空导弹制导方法综述

当下高速飞行武器技术的飞速发展为防空反导任务带来严峻挑战,亦对应用于空空导弹的目标轨迹预测技术与空空导弹制导技术提出全新要求。在此背景下,本文提出空空导弹目标预测与制导任务的新需求,以两种典型空空导弹为例介绍第四代空空导弹的特性,阐述了空空导弹制导系统工作方式,详细综述了高速目标轨迹预测方法、制导算法以及制导控制一体化方法的研究现状,并对比分析了各方法的优势与缺陷。最后,对仍需进一步研究的问题进行展望。

基于集合制导和动态窗口约束的无人船自主动态避碰方法研究

针对无人船在未知海洋环境下的避碰问题,提出了一种基于集合制导和动态窗口约束的无人船自主动态避碰方法。为了使无人船能够在沿预先规划路径航行的同时规避障碍物,采用了一种基于集合制导算法的无人船航行模式切换策略。当满足一定条件时,该策略能够使无人船在路径跟随模式和避碰模式之间进行切换,以实现航迹跟踪控制与避碰路径规划相结合;同时考虑到船舶自身的操纵性能,设计了一种基于动态窗口约束的反应式避碰方法。仿真试验表明,在满足国际海上避碰规则的前提下,该方法能够使无人船在沿预设路径航行的同时,有效地规避障碍物。

无人机固定时间路径跟踪容错制导控制

针对无人机存在外部环境干扰及执行机构故障情况下的固定时间路径跟踪容错制导控制进行研究,提出了固定时间收敛的视线制导控制算法,利用反步法及固定时间收敛的视线制导控制算法确保无人机路径跟踪误差在固定时间内收敛。通过在视线制导控制算法中引入指令滤波器及误差补偿器,避免反步法中虚拟控制量微分项的复杂计算。为了抑制制导控制过程中系统状态剧烈变化,引入障碍李雅普诺夫函数对偏航角速度误差进行限制。通过非线性固定时间观测器对不确定性进行估计补偿,消除执行机构故障及外部环境干扰等因素对跟踪性能的影响。仿真结果表明:所提算法具备有效性和鲁棒性,具有良好的路径跟踪容错制导控制性能。

满足视场约束的交会对接-V-bar撤离控制算法

研究了考虑测量视场和撤离安全距离约束的-V-bar撤离制导控制算法。本文建立了视场角约束分析模型,基于Clohessy-Wiltshire二脉冲交会算法,引入了脉冲加权因子,给出了考虑视场角和安全距离约束的多脉冲Clohessy-Wiltshire撤离制导控制算法。本文分析了脉冲加权因子对脉冲次数、机动时间和燃料消耗的影响,并通过一个算例验证了算法的有效性。仿真结果表明,该制导算法能很好地满足约束;机动脉冲次数和机动时间都随着加权因子的增大而减小,而总速度增量与加权因子之间不具有明显关系。

时变漂角下USV直线路径跟踪控制器设计与验证

为了解决"蓝信"号无人水面艇在真实海洋环境中的直线路径跟踪的精确控制问题,在考虑到实际航行中存在时变漂角的情况下,设计并验证了一种基于LOS制导算法的无人水面艇直线路径跟踪控制方法。以"蓝信"号无人水面艇的操纵运动模型及辨识的参数为基础,将LOS制导算法与模糊自适应PID航向跟踪控制相结合,设计了一种考虑时变漂角的无人水面艇直线路径跟踪控制器,仿真结果验证了该方法的可行性。最后,通过蓝信号无人水面艇在大连海事大学凌水校区外部海域的实船实验,验证了该方法应用在实际工程中的正确性和有效性,降低了真实海洋环境下实际航迹跟踪过程中时变漂角对航迹跟踪控制精度的影响。

无人艇自适应路径跟踪控制器的设计与验证

针对航行环境和船速变化下的无人艇路径跟踪控制问题,本文提出了一种基于变增益内模控制方法的无人艇自适应路径跟踪控制器。结合状态空间型船舶线性数学模型、差分GPS和电子罗经的数据实现对无人艇操纵响应模型的在线参数估计;建立基于变增益内模控制方法的无人艇艏向控制器,并根据计算出的无人艇操纵性指数在线调节控制器的参数;利用Line-of-Sight(LOS)制导算法设计并实现无人艇的自适应路径跟踪控制器。实船实验结果表明:在实际的航行环境中,该自适应路径跟踪控制器具有良好的控制性能。

固定翼鸭舵式双旋弹的飞行控制系统仿真研究

在固定翼鸭舵式双旋制导迫击炮弹飞行控制中,为提高落点精度,通过调节鸭舵的控制力矢量方向实现横法向过载控制,需要建立鸭舵的滚转姿态与横法向过载的对应模型实现炮弹的飞行准确控制。针对上述问题,提出了预测落点与比例导引两种制导算法,做为双旋弹的制导飞行控制。通过搭建控制系统的实物仿真模型,模拟双旋弹的双旋运动过程,对预测落点与比例导引制导算法进行了对比分析,通过仿真验证了两种制导算法都可以实现双旋的弹道修正.预测落点算法可以用于全弹道修正精度,但是修正过程中弹体振动较大,比例导引算法只能进行下降段弹道修正,但修正过程较为平滑,控制稳定性较好。因此为实现双旋弹的弹道修正,需要上升段采用预测落点算法,下降段采用比例导引制导算法。

翼伞精确定点着陆归航方法研究

文章介绍一种翼伞精确定点着陆归航的方案 ,按高度将归航过程划分为 6个阶段 ,给出了每个阶段的制导算法 ,讨论了系统的稳定性并给出结论。