大攻角导弹DDFC变结构解耦控制器设计

研究空空导弹快速响应优化问题,空空导弹大攻角飞行时,由于出现非对称涡及涡破裂现象,导致强烈的通道间耦合并呈现非线性特性,影响速度特性。为解决上述问题,设计了一种直接动态反馈补偿理论(Direct Dynamics Feedback Com-pensation,DDFC)控制策略的解耦控制器。首先建立了具有大攻角导弹耦合特性非线性数学模型,并直接动态反馈补偿理论给出了一种解耦控制策略,结合滑模变结构控制理论设计了解耦控制器。最后,对控制系统进行了数值仿真,仿真结果验证了改进方法的可行性。

对地垂直俯冲攻击制导技术研究

建立了三维空间导弹和地面机动目标相对运动的模型。设计了非线性接近制导律和非线性垂直俯冲攻击制导律,从理论上分析了制导系统的稳定性和精度。该制导律所需测量的目标信息少,易于工程实现。数值仿真表明,在地面目标作复杂机动的情形,导弹仍能精确命中。

地地导弹快速起竖装置DFL鲁棒控制器设计

应用直接线性化的方法设计地地导弹快速起竖控制系统。首先以地地导弹起竖装置的非线性四阶微分方程为对象,利用直接反馈线性化(DFL)理论对非线性方程进行线性化,然后基于李亚普诺夫稳定理论设计了起竖装置的控制律,并在Matlab下进行了仿真,仿真结果验证了所设计控制律的有效性。

基于前馈—反馈控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析

针对一类前馈—反馈的气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构特点,基于对直接力喷流装置放大因子与攻角的对应关系和直接力寄生回路的耦合机理的分析,完成了气动力/直接力复合控制系统的非线性建模,并采用Lyapunov非线性稳定性理论,对复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性问题进行了证明,给出了采用气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的稳定域,具有较好的工程参考价值。

基于神经网络动态逆的大攻角导弹解耦设计

空空导弹大攻角飞行时,由于出现非对称涡及涡破裂现象,导致强烈的通道间耦合并呈现非线性特性;为提高系统控制品质,实现通道间解耦,文中基于非线性动态逆系统原理,利用了RBF神经网络逼近逆误差,构造了基于神经网络动态逆的大攻角导弹解耦控制器;最后,对控制系统进行了仿真分析,实验结果表明了该方法的可行性。

倾转旋翼机横侧向飞行控制系统设计的线性模型跟随方法

文中针对倾转旋翼机横侧向飞行控制系统的耦合问题,应用线性模型跟随法进行控制器的设计。该方法不需要对横侧向运动进行解耦运算,可直接对飞行控制系统进行设计。首先给出一个希望的特征模型,然后通过设计控制u,使控制系统的特性跟随模型系统的特性。最后将该方法应用到一个倾转旋翼机的飞行控制系统的设计中,仿真验证了控制器的有效性。

基于MAP准则的红外图像小波域比例萎缩降噪和增强算法

针对小波域比例萎缩降噪方法在去除噪声的同时也弱化了图像细节和边缘的缺陷,提出了具有增强效果的基于最大后验概率准则的小波域自适应降噪算法,并将之应用于红外图像降噪中。该算法在假定图像系数和噪声系数先验为高斯分布的基础上,利用最大后验概率准则计算小波系数的萎缩因子,然后在考虑尺度因素和方向能量因素的基础上对萎缩因子进行修正并将之应用于小波系数萎缩过程中,最后通过逆变换得到降噪和增强的图像。试验结果表明,在损失较小峰值信噪比值的情况下,提出的方法在增强图像细节和边缘、加大图像对比度等方面要优于直接比例萎缩,能够获得较好的视觉效果。给出的小波系数增强思想可以应用于基于其它降噪准则的比例萎缩算法中。

基于最小能量的空基反弹道导弹制导律设计

研究反导弹武器的制导优化问题,针对弹道导弹助推段飞行加速度大、变化快以及拦截反应时间短的特点,掌握拦截时机,研究最优拦截制导律。分析了战术弹道导弹助推段飞行特点,指出了助推段拦截的优势与难点;建立了弹道导弹目标与拦截弹的相对运动方程;以能量最省为性能指标,设计了空基反导导弹在助推段拦截弹道导弹目标的最优制导律;给出了剩余飞行时间的计算方法。仿真结果表明所设计的制导律满足设计指标,达到了直接碰撞杀伤目标的目的。结果验证了所设计制导律的正确性和有效性,可为设计提供依据。

基于DDFC的航天器姿态控制器设计方法

对高精度在轨航天器姿态控制问题进行了研究,提出了一个基于直接动态反馈补偿(direct dynamics feedback compen-sation,DDFC)的航天器姿态控制方法。方法使得系统的输入量为执行机构的转速,也就是使得执行机构工作在速率模式,可以避免高频噪声对控制系统的影响,提高系统的可靠性。仿真结果表明,方法可以有效地克服模型参数不确定等非理想因素,航天器的姿态角以较高的精度快速跟踪目标值,最终偏差满足要求,系统性能良好。这种方法物理概念清晰、数学过程简明,便于工程实现。

直接力与气动面混合控制选择与分配

针对弹头再入直接力与气动面混合控制,对多喷嘴选择问题以及与气动面混合控制任务分配问题进行了研究,给出了基于模糊技术的多喷嘴选择的增量方案与混合控制的优化分配方法,并在此基础上设计了连续变增益滑模姿态控制器,最后进行了数值仿真。仿真结果表明在弹头再入过程中,滑模控制可以为期望角跟踪提供鲁棒、精确的控制方法,从仿真结果可以看出弹头在测试点由于舵效较低,直接力承担了主要的工作。这与实际情况相吻合,从而验证了方法的可行性。

初始段大离轴制导律研究

研究了一种空空导弹大离轴发射制导律问题,首先建立制导系统平面拦截数学模型,从理论上分析大离轴发射的制导约束需求;在其基础上利用李雅普洛夫分析方法,以零化离轴角进行制导律的推导,并考虑导引头和惯性测量单元所能得到的信息源形成实用性强的简化制导律;最后在大离轴情况下应用大离轴制导律和比例导引律进行了数字仿真计算,仿真结果表明:给出的大离轴制导律较比例导引律性能更佳。

大攻角导弹舵机时频域特性与飞控系统匹配性研究

导弹的操纵能力是限制其飞控系统性能的主要因素,在导弹设计初期阶段,必须完成飞控对舵系统要求,否则会导致舵系统与飞控系统的性能指标不匹配,从而降低设计工作的实际价值。从工程实际出发,基于法向过载自动驾驶仪结构,首先给出了最小相位系统和非最小相位系统的复合回路指标论证方法,在此基础上,经数学推导获得了飞控系统要求的最大舵偏角、最大舵偏角速度的数学表达式,给出了稳定回路带宽、舵机带宽与一次弹性振型频率之间的相互关系。借助于Matlab计算机仿真手段,给出了典型状态下得定点计算结果,该结果可做为导弹初期设计阶段时飞控对舵系统设计的约束条件和控制裕度设计参考依据。

导弹舵机电动力加载台控制系统的建模与仿真

文中介绍了舵机电动力加载台的控制系统,论述了该系统的基本组成、工作原理,详细分析了加载台建模与建模中抑制多余力的方法。仿真结果证明了方法的可行性、有效性,对辅助实物舵机电动力加载台的设计、实现有重要意义。

大离轴发射空空导弹初制导律

讨论了大离轴发射条件下战术寻的导弹在最大可用攻角受限制时的最优转弯问题,依据bang-bang控制理论,设计了水平面内导弹的最优转弯导引律及控制律。仿真分析的结果表明,最优转弯律在大离轴发射条件下是有效的。

基于时标分离的飞行器姿态双环控制器设计方法

基于时标分离思想,将飞行器姿态控制系统分为慢变化的姿态角回路和快变化的角速度回路分别设计。外环采用精确线性化方法设计控制器。考虑到飞行器转动惯量的大范围时变或摄动,内环采用模型参考自适应控制方法设计控制器。仿真验证了方法的有效性。

一种九状态重力转弯跟踪模型

目标运动参数估计方法直接影响导弹的制导精度。本文对制导参数的估计方法进行了研究,首先建立速度-转向-爬升坐标系,基于此坐标系对目标的加速度在三个坐标轴上的分量分别进行估计,由此将三维问题转化为一维问题来处理;其次,基于当前统计模型提出一种九状态重力转弯(Grivity Turning,GT)模型,利用预解矩阵法对九状态GT模型进行离散化,同时根据脉冲多普勒雷达导引头的特点,建立了雷达导引头的观测方程;最后,结合UKF滤波算法对制导参数进行估计。仿真结果表明,设计的方法对目标机动反应较为灵敏,具有较好的跟踪稳定性和收敛性,制导参数的估计精度满足制导律的基本要求。