ELM-AdaBoost模型在光纤陀螺温度误差补偿中的应用

针对光纤陀螺零偏与温度之间复杂的非线性关系,引入极限学习机(extreme learning machines,ELM)模型补偿光纤陀螺的零偏温度误差;针对单个ELM在预测准确性和稳定性不足及其对奇异样本敏感的问题,引入自适应增强算法(adaptive boosting,AdaBoost)建立ELM-AdaBoost预测模型改善光纤陀螺性能,分析光纤陀螺的温度误差机理及模型参数对预测精度的影响,给出ELM算法隐含层神经元个数及AdaBoost算法迭代次数的确定方法。仿真结果表明:基于ELM-AdaBoost预测模型的补偿效果优于多元线性回归模型和单个ELM神经网络模型,并具有良好的泛化性能和温度适用性,补偿后陀螺零偏均方根误差降低93%以上,显著改善了光纤陀螺零偏稳定性能。

地磁陀螺组合弹药姿态探测技术研究

在对飞行弹体控制时,需要实时获取弹体的姿态角。文中提出了一种采用地磁传感器和硅微陀螺构建低成本姿态探测系统的方案,给出了利用地磁矢量和陀螺探测结果进行弹体姿态解算的数学模型。仿真结果显示,该方案在一定条件下可以达到较高的精度。

基于磁强计和MEMS陀螺的弹箭全姿态探测

在对弹道修正弹箭进行弹道修正时,需要获取弹体的实时角速率、姿态信息。文中提出了一种采用磁强计和MEMS陀螺构建低成本姿态探测系统的方案,给出了利用地磁测量、陀螺测量和弹道先验信息解算弹体姿态的算法。设计并制造了原理样机,利用该样机和单轴转台对滤波器进行了测试。有限的转台试验表明:该方案精度高、稳定性好,是一种有应用潜力的弹箭组合定姿方案。

基于磁强计和陀螺的姿态测量方法

提出了一种采用磁强计和单轴微机械陀螺的低成本磁-惯性姿态测量方法.介绍了系统的基本组成及其工作原理.三分量磁强计固连在弹体上,三轴与弹体坐标系重合,单轴微机械陀螺安装在弹体轴线上;对陀螺测量的滚转角速率实时积分得到弹体滚转角,结合三轴磁强计输出的地磁分量测量值,通过求解姿态解算方程获得姿态信息.建立了弹体姿态解算数学模型,以某火箭弹为例,对该模型进行了仿真.误差分析表明:姿态角解算结果具有较小的误差,且误差不随时间积累.

QFT在导弹俯仰通道控制中的应用

定量反馈理论(QFT)是参数不确定性系统鲁棒控制比较成功的设计方法。导弹发射过程中,具有强不确定性,且弹体参数随时间连续变化。文中采用QFT控制律设计方法用于导弹俯仰通道鲁棒控制律的设计。仿真表明,所设计控制律满足导弹6组特征点的鲁棒稳定性指标和跟踪性能,且控制舵偏比基于PID控制的偏量减小40%,俯仰角调节时间3.29s也优于原PID控制所需调节时间4.53s。

GPS/INS组合制导弹药空中对准的初始滚转角估计新算法

GPS/INS组合制导弹药从常规平台发射后需要在空中重新对准时,滚转角的初值难以获得。为解决该问题,分别针对弹体倾斜稳定和低速旋转两种情况,提出了估计初始滚转角的新算法。从姿态运动学方程出发,推导了弹体滚转角与横向角速率、姿态角速率之间的关系式,利用角速率陀螺测量值和GPS的速度测量值,基于最小二乘估计方法,可获得滚转角的最优估计值。仿真结果和性能分析表明,飞行过程中的随机风和常值风是影响估计精度的主要因素,在各种典型测量水平和飞行条件下估计算法的误差均小于3°.该算法可用于空中粗对准时的滚转角估计。

导弹姿态控制系统快速输出采样离散变结构自适应控制

针对导弹姿态控制系统这一多输入多输出、具有参数时变和不确定干扰的离散时间线性系统,采用快速输出采样技术,设计了一种离散变结构控制器,给出了改进的自适应离散趋近律,要求未知扰动有界,但不要求满足匹配条件。理论分析表明,所设计的控制器能保证闭环系统有界稳定,对无干扰系统,消除了系统的抖振,对有干扰系统,减少了系统的抖振。仿真结果表明,设计的控制器对参数摄动和外部干扰具有良好的鲁棒性,控制效果良好。

三回路驾驶仪的极点配置方法设计

将三回路驾驶仪等效为全状态反馈的状态空间模型,证实了冗余参数预先设定的可行性。考虑舵机状态反馈的约束,利用优化程序搜索符合舵机反馈约束的附加极点并进行极点配置,可把系统主导极点完全配置到期望的极点位置。设计结果表明了文中所提出方法的正确有效性。

基于线圈式地磁传感器的高速旋转弹转速测试

针对高速旋转弹的转速高、在姿态参数测试中误差随时间积累较快的难点问题,采用基于薄膜线圈式地磁传感器的转速测试系统对某型号子母弹子弹进行了实弹测试.将获取的传感器实测数据经小波函数滤波降噪,平滑曲线,然后运用法拉第电磁感应原理进行处理,得到了子弹散射过程转速曲线,清晰展示了弹丸的全弹道转速运动规律,并与实弹测试时的遥测结果相吻合.

一种非线性姿态控制律的设计

根据姿态系统的任务要求人为地选定一输出变量 ,然后应用微分几何方法 ,将这一输出变量的零阶及一阶Lie导数作为新的状态变量 ,并给出基于这两个新的状态变量的非线性状态反馈控制律 .这样通过非线性状态变换和非线性状态反馈 ,将飞行器原来的 6阶非线性姿态模型部分精确线性化为二阶线性系统 .对降阶后的二阶模型使用简单的极点配置方法 ,并由此确定非线性状态反馈中的反馈系数 ,从而最终得到非线性姿态控制律 .将文中的方法应用于某型飞行器的姿态控制中 。

基于非正交磁传感器组合的旋转弹体横滚角测试

针对微惯性传感器测量误差随时间严重发散且量程不能满足旋转弹体横滚角测量的要求,采用磁传感器组合对旋转弹体的横滚角测量及工程可实现性进行了研究。对于不同角度、位置安装的磁传感器,给出了其敏感轴上的数学表达式,并且利用两个非正交安装的磁传感器输出的极值之比与俯仰角呈固定关系进行姿态角求解。分析了产生奇异的条件和使用磁传感器进行横滚角测量的可行性,并对传感器布阵方案及解算方法进行了半实物实验。实验结果表明,俯仰角和横滚角的解算误差基本控制在1°以内,此测量方案适用于偏航角变化不大的旋转弹体。

飞航导弹自动驾驶仪系统控制方案研究

为了克服飞航导弹运动过程中的非线性、时变性和不确定性对自动驾驶仪系统性能的不良影响,进一步提高导弹的飞行质量,对自动驾驶仪系统及其采用的控制方案进行了研究;首先对系统的整体结构进行了分析,然后在介绍经典PID方案的基础上,分别采用模糊自调整PID方案和神经网络自适应PID方案设计了导弹姿态运动控制器,最后进行了仿真实验;仿真结果的对比展示了所设计控制器良好的品质,验证了将模糊控制和神经网络应用于飞航导弹自动控制中的可行性和有效性,为其它非线性控制理论与导弹传统控制相结合以进一步提高导弹控制系统的性能奠定了基础。

模糊PID控制在导弹姿态控制中的应用

导弹在飞行过程中,其飞行参数随着飞行条件的变化而发生较大变化,呈现严重的非线性,给控制系统的设计带来较大困难。结合模糊控制和PID控制的特点,提出一种基于模糊PID的控制系统设计新方法,然后在此基础上设计了俯仰通道的的自动驾驶仪,仿真结果表明这种控制器可使系统获得很好的稳定性和鲁棒特性。

弹道导弹的自适应模糊滑模控制研究

对弹道导弹的三通道非线性模型进行了分析,为了实现三通道的解耦设计,简化控制系统结构,将通道间的耦合项和干扰项看作是单个通道的不确定项,从而将非线性模型转化为一种解耦形式。在此基础上,采用自适应模糊滑模控制方法设计了弹道导弹的推力矢量控制系统。自适应模糊滑模控制方法利用自适应模糊控制器来调节滑模控制参数,对不确定项的边界进行估计和补偿,保证了系统的跟踪误差指数地收敛到零。仿真结果表明了该控制方法的有效性。

导弹姿态控制系统动态测试研究

分析了某型导弹姿态控制系统频域动态测试遇到的问题及时域测试结果 ,建立了姿态控制系统测试模型 ,并研究了其在时域内的快速动态测试方法。实验表明 ,所建立的测试系统模型是合理的 。

拦截器姿态控制系统切换控制方法研究

为增强拦截器姿态控制系统的鲁棒性,提出了一种切换控制方法来控制拦截器的姿态。该切换控制方法主要包括双重推力水平切换,相平面控制律与准滑模控制律切换和角度反馈切换。给出了高水平推力和低水平推力的切换逻辑,相平面控制与准滑模控制律的切换准则和角度反馈中俯仰角和攻角的切换策略。仿真实验表明,采用切换控制方法所设计的姿控系统可以适应大气层内外飞行,鲁棒性较强。

导弹自动驾驶仪自适应控制设计与仿真

设计了一种基于古典控制理论的新型自适应飞行控制系统 ,对其设计方案进行了仿真论证 ,并对这种自适应控制飞行系统与古典飞行控制系统进行了比较 。

空空导弹可攻击区的递推算法研究

文中提出了一种具有可信度的递推拟合算法。该方法先对标准弹道表进行多元插值扩充,并且根据扩充后各条弹道与标准弹道表距离赋予其可信度的值,然后运用文中提出的递推算法进行计算,得到导弹可攻击区计算式。仿真计算表明文中提出的方法是可行的并能够有效的改善标准弹道表外数据病态现象。

基于外测速度信息修正SINS姿态误差的H_∞控制设计方法

组合导航是提高导航系统整体性能的有效途径,大部分情况下会使用卡尔曼滤波进行组合导航,针对卡尔曼滤波方法系统噪声和观测噪声的统计特性的不确定性,提出基于外测速度信息修正SINS姿态误差的H∞控制设计方法。该方法充分利用DGPS的位置速度信息,并与SINS信息进行融合,基于惯性导航误差修正原理的方法进行组合导航,通过以速度为观测量来修正水平姿态。跑车试验证明,该组合方法能很好进行组合导航效果,不仅能够修正位置和速度,还能够修正水平姿态。该方法简单有效,且能满足长时间高精度导航要求,可以为运动载体提供良好的导航信息。

弹道导弹姿态稳定系统的内模控制研究

为弥补传统PID控制器的不足,研究了内模控制理论在弹道导弹姿态稳定系统中的应用。在小干扰的假设下,设计了基于理想内模的IMC-PID姿态稳定系统,内环PID控制实现导弹系统姿态稳定,外环增加内模控制器,改善PID控制的性能,实现导弹姿态的高精度控制。