目标机动补偿的动能拦截器增量式制导方法

面向目标强机动、推力干扰、测量偏差的动能拦截器强抗扰末制导方法设计问题,提出一种目标机动补偿的大气层外动能拦截器增量式强抗扰末制导方法。通过回采推力传感信息、视线转率辅助微分信息,同时联合增量式制导方法与惯性时延的扰动估计方法,对目标机动等不确定性和内外部不确定性等带来的扰动进行实时补偿并融合至制导算法,从而实现复杂工况下拦截器对抗机动目标的制导系统扰动降级与鲁棒增强等目的。复杂工况下仿真结果表明:所提方法对强机动目标、测量偏差、推力干扰等多源扰动具有强抗扰能力,并且能够实现精确碰撞式拦截任务。

带有神经网络干扰观测器的视线角约束制导

针对具有终端视线(line-of-sight, LOS)角约束的机动目标拦截问题,提出一种基于径向基函数(radial basis function, RBF)神经网络干扰观测器的LOS角约束制导方法。首先,考虑目标机动过程中加速度信息无法获取的情况,给出了一种基于RBF神经网络的干扰观测器,实现了对目标机动的高精度估计;其次,充分考虑终端角度约束,结合超螺旋算法思想,通过幂次项的引入设计了一种改进的滑模制导律,从而有效提升了有限过载情况下的制导精度;在此基础上,通过Lyapunov定理对算法的收敛性和稳定性分别进行了证明;最后,通过仿真验证对比了3种不同方法在4种拦截场景下的制导性能,同时针对所提方法进行了蒙特卡罗打靶仿真,仿真结果表明所给出的LOS角约束制导律对机动目标拦截精度高、鲁棒性强。

针刺巨量转移平台用高推力聚磁式直线电机

针对针刺式巨量转移平台用无铁芯直线电机推力小,边缘效应明显导致转移速度慢的问题,提出一种高推力聚磁式直线电机,利用外层V字形结构抑制漏磁效应,通过双层Halbach结构提高气隙磁密,并采用有限元法对3种方案气隙磁密和漏磁磁通进行比较分析。V形双层Halbach方案的气隙磁密和漏磁磁通分别为0.6 T和0.05 T,与单层梯形方案相比气隙磁密提高了17.6%,与双层Halbach方案相比漏磁磁通降低了71.4%。利用等效磁化电流法对电机磁场进行区域分割,采用分割补偿法建立矩形边界条件,建立了直线电机磁路数学模型,得到了影响电机推力线性度的关键结构参数,并基于有限元法对形状及结构参数进行优化。结果表明,优化后气隙的最大磁密和最小磁密分别0.67 T和0.47 T,x向和y向磁密变化率分别为25%和29.8%,推力仿真计算结果为278 N,推力波动率为2.1%,空载加速度为10 m/s^(2),理论芯片转移速度可达50颗/秒。根据优化结果研制了一台直线电机用于巨量转移平台,测试结果与优化结果一致,本研究对提高巨量转移平台转移效率具有重要意义。

火星精确着陆智能融合自主导航方法

针对未知环境下难以进行绝对光学导航定位的问题,提出了火星精确着陆智能融合自主导航方法。考虑地外环境纹理相似度高、图像间视角尺度变换带来的特征无法检测和识别效率低的困难,构建无监督单应网络估计探测器帧间运动。结合惯性测量信息建立探测器状态递推模型,通过无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)利用所建立的测量模型和状态递推模型实现探测器位置、速度和姿态实时估计,仿真结果验证了无需特征检测与匹配,利用视觉惯性测量信息融合导航的有效性。

空间包络式抓捕机构非接触/接触一体化导纳控制

研究了一种具有闭环约束的空间包络式抓捕机构运动建模和非接触与接触一体化导纳控制。该抓捕机构具有可控的包络结构,能够通过与非合作目标发生多点多次接触,实现柔顺捕获。给出了空间包络式抓捕机构显式的动力学模型和接触模型。设计了具有统一形式的非接触与接触导纳控制策略。该策略在机器人接近目标过程中采用非接触式导纳控制,以降低机械臂与目标物体首次碰撞的接触力,在捕获目标过程中采用接触式导纳控制,减少碰撞次数,获得更大的夹持接触力。数值仿真展示了控制策略的有效性。

天基分布式无源探测的空间多目标跟踪方法

针对巨型星座群等空间非合作目标实时跟踪难题,提出一种天基分布式协同无源探测的多目标跟踪方法。首先,建立了地球非球形J2项摄动和大气阻力摄动条件下的轨道动力学模型,并建立了星载的单位视线矢量测量模型。然后,建立了基于势均衡概率假设密度滤波的多目标跟踪算法,并采用高斯混合方法求得多维积分的近似封闭解,降低算法的计算复杂度,以解决星载实现问题。接着,设计了多平台多目标跟踪交互的一致性信息融合方案,引入标签进行目标区分,减少不同平台之间信息传递与融合带来的计算匹配问题,并使用一致性信息滤波进行信息融合。最后,以某星座局部区域的15颗轨道相近的星座卫星作为跟踪目标,对所提方法进行仿真实验验证。仿真结果表明所提方法有效,跟踪性能比传统方法提升了约60%,在协同构型不奇异情况下跟踪的位置误差在5 km以内。

带角度约束的三维积分二阶滑模拦截制导律

针对导弹在三维场景中以期望角度拦截加速度未知的机动目标问题,提出了一种考虑角度约束的三维拦截制导律。首先,建立了三维弹目非线性拦截制导模型;其次,设计了一种全滑动模态的积分滑模面,省去了传统滑模制导律中的滑模趋近阶段,有效地降低了拦截制导过程中的能量消耗;而后,基于设计的积分滑模面和二阶滑模控制理论,在弹目视线法向和侧向上分别设计了一种带角度约束的三维积分二阶滑模拦截制导律,有效地抑制了抖振现象,同时对目标机动造成的未知干扰进行了在线补偿;此外,对所设计算法进行了严格的Lyapunov稳定性数学证明;最后,数值仿真结果验证了本文所提三维拦截制导律的有效性、优越性以及抗干扰的鲁棒性。

抵近过程中的异面非合作目标双视线协同定位算法

针对接近异面非合作目标过程中的目标定位问题,提出了一种基于双视线协同仅测角的目标定位算法,并通过优化接近构型来提高目标定位的精度。提出了一种仅利用视线测量的双星协同定位方案,并设计了基于扩展卡尔曼滤波器的目标定位算法;通过引入正态分布交叉算子、可变变异分布指数和模拟灾变3种方式,改进了NSGA-Ⅱ算法,并将其用于接近构型的优化;数值仿真结果表明,提出的算法克服了传统算法易陷入局部收敛和收敛速度慢的问题,且经过构型优化后,目标定位的精度得到了提高。

面向未知环境的空间机械臂自适应阻抗控制研究

针对空间机械臂与环境接触时环境刚度和阻尼会发生突变或渐变情况下的柔顺控制问题,提出了一种阻抗参数可根据环境自适应改变的控制方法.利用最小二乘法,对空间机械臂接触的环境阻尼与刚度进行在线估计.通过分析空间机械臂与环境接触时的系统特性,推导了环境与机械臂看作一体的二阶系统,并由二阶系统的响应特性提出了阻抗参数随环境自调整的自适应方案.最后以平面2自由度机械臂为对象进行了数值仿真,相较于传统阻抗控制方法,所提出的自适应阻抗控制在力控制精确性、减小最大接触力和适应不同接触环境上有一定的优势.

基于相对角动量的空间非合作目标机动仅测角检测方法

针对传统方法在空间非合作目标小脉冲轨道机动检测过程中性能不佳的问题,在构建了一种基于相对角动量的新型待检特征量的基础上,提出了利用无源光学相机仅测角信息的轨道机动检测新方法。首先,在轨道坐标系下建立了基于Clohessy-Wiltshire方程的相对动力学模型和相机偏离质心安装时的相对视线角测量模型;然后,给出了相对角动量的定义并量化分析了以相对角动量作为机动检测特征标志的优越性;接着,设计了基于二次滑窗方差比值的机动检测算法框架;最后,通过数值仿真对所提算法进行了有效性验证和性能分析。仿真结果表明,该方法可以实现对近圆轨道目标的快速轨道机动检测,机动时间点检测误差在60 s以内。

基于旋转矩阵的预设时间航天器编队姿态协同控制

由多个航天器组成的编队系统对复杂的环境往往具有较高的适应性和容错性,能更高效率地完成单航天器难以完成的任务。因此主要针对多航天器系统的姿态协同控制问题,提出一种基于旋转矩阵的预设时间控制算法。首先,为了避免航天器姿态建模的奇异性和模糊性问题,采用旋转矩阵对航天器的姿态进行统一描述,同时结合有向的通信拓扑对航天器姿态协同控制系统进行建模。其次,为赋予系统可控的收敛速度,提出一种基于滑模的预设时间控制算法。该算法的引入使得航天器编队系统的收敛时间可以在合理的范围内任意给定。此外,为了实现系统对参数摄动和外部干扰的鲁棒性,采用神经网络和自适应算法对不确定性进行在线估计与补偿。最后,通过理论分析和数值仿真验证了所提预设时间控制算法的有效性。

一种弹间协同的目标察打时间可调制导方法

针对多弹协同的时间可调集群饱和攻击问题,提出一种弹间方位协同的目标察打时间可调末制导律设计方法。通过设计三阶多项式作为视线转率参考剖面,结合剖面重塑边界约束条件,给出了仅有一个调节参数驱动的多项式参考视线剖面,分析了不同调节参数对察打时间可调约束的影响。针对参考视线剖面精稳跟踪问题,给出了传统扰动抑制的参考剖面鲁棒跟踪制导律作为参考,通过对制导模型进行泰勒展开及增量式扰动降级,设计了扰动增量抑制的小增益强抗扰制导律。考虑到弹间协同方位共享机制,给出了多弹集群被动探测导引头获取弹目相对距离的一般性几何快速估计方法,同时推理了保障估计特性的参考剖面有效参数集求解方法。多场景复杂工况下仿真结果表明,所设计方法能够满足多弹集群时间可调的协同察打飞行任务,且具有小增益强抗扰制导特性。

运载火箭姿态控制多速率陀螺融合方法

针对柔性火箭姿态测量中弹性信号会严重影响姿控系统设计和稳定性的问题,提出基于遗传算法的速率陀螺融合方法。首先,以降低姿控回路摆角指令传递函数的弹性峰值为目标,提出多速率陀螺融合方法的目标函数;其次,将多速率陀螺融合方法转化为多约束非线性规划问题,采用遗传算法求解多速率陀螺融合方法;最后,研究多速率陀螺融合方法对火箭姿态控制回路弹性信号的影响,以及对火箭控制器性能的影响。仿真结果表明:多速率陀螺融合方法可以有效减弱火箭姿态控制回路中的弹性信号,提高火箭控制器的性能,以增强火箭姿控系统的稳定性,降低火箭控制器设计难度。

基于弹道仿真的激光高重频干扰技术探讨

为了确定高重频干扰激光制导武器时激光干扰机所需要的重复频率,在已研制的激光制导武器弹道仿真系统的基础上进行了软件的二次开发,建立了激光导引头信号处理的数学模型,研制出了高重频干扰下的激光制导武器弹道仿真系统。以比例导引的激光制导炸弹为研究对象,进行了激光制导武器高重频干扰作战效果的仿真研究。研究表明为了得到最佳的干扰效果,要求高重频激光干扰机的重复频率不能与制导信号的重复频率成倍数关系。研究结果还表明使用一台高重频激光干扰机时,对于不同的波门宽度其最佳干扰频率是不一样的,因此一台高重频激光干扰机不能满足实战需要。为此研究了使用二台高重频激光干扰机干扰激光制导武器的作战效果。当重频频率达到某个值后,干扰成功概率和杀伤激光干扰机的概率都可以满足战术要求。

基于APS星敏感器与光纤陀螺的星光制导

研究了APS星敏感器基于星光折射模型的自主测量轨道和全天球自主星图识别的测量姿态方法,阐述了光纤陀螺的测量模型。详细介绍了基于APS星敏感器与光纤陀螺的组合制导系统的原理,并给出了星光-惯性组合制导系统的轨道、姿态确定算法。依据APS星敏感器和光纤陀螺的技术指标,对算法进行了仿真,结果表明,该星光-惯性组合制导系统可以有效修正弹道导弹的初始定位误差及初始对准误差。

大空域机动反舰导弹增益调度控制系统设计

阐明了针对大空域机动反舰导弹飞行空域大、速度变换范围大的特点,采用增益调度的方法设计其控制系统.在理想弹道计算的基础上选取特征点,在每个特征点,将对象简化为一个二阶环节来近似.增益调度表的设计准则是阻尼比,保证导弹在所有特征点的性能要求.特征点的仿真与全弹道仿真均验证了该控制系统的有效性.

一种图像辅助火星着陆段自主导航方法

针对未来深空探测软着陆高精度实时导航的需求,提出了一种图像辅助的自主导航方案。首先通过下降段图像与落点区域地形匹配,获得着陆器相对于落点的位置和姿态;然后基于误差Kalman模型估计着陆器的状态误差,修正惯性导航的结果;在图像信息不可用的情况下,只进行惯性递推导航;这种方案既提高了导航的精度,也能保证实时性的要求。数值仿真验证了该方案的可行性,该方案对未来实际工程任务具有很大的参考价值。

反舰导弹基于反演的滑模控制

首先介绍了非线性系统的反演设计方法,提出了一种基于反演的滑模控制方法.它可解决非线性系统的不匹配不确定性问题.该方法通过在反演设计中引入滑模控制来改进反演的最后一步算法,并简化控制器的设计.针对新型反舰导弹参数时变、不确定、非线性的特点,采用了基于反演的滑模控制来设计其控制系统.最后,进行了仿真研究,仿真结果证明了所提出的方法的有效性.

基于陆标和脉冲星测量的自主导航方法

火星探测器经过近火点制动进入大椭圆环绕轨道后,要求能够自主确定探测器的位置、速度等导航信息。提出了一种基于陆标和X射线脉冲星测量的自主导航方法。该方法针对火星大气辅助减速的大椭圆轨道,提出在近火点使用陆标导航,在离开火星大气后的高轨道段使用脉冲星导航。利用星上光学敏感器获得火星陆标信息和X射线敏感器测量脉冲星信号,通过扩展卡尔曼滤波方法(EKF)进行滤波处理得到探测器位置。在现有导航敏感器水平下,该组合导航方法能够取得近火点100 m,远火点1 km的导航精度。该方法实现了两种导航方式优势互补且精度高,为火星环绕段自主导航提供了一种新思路。

基于陆标图像的天体定点着陆信息融合导航方法

要安全准确着陆于地外天体指定地点,探测器在下降过程需实时精确确定其相对位置和速度.针对惯性导航结合斜距和相对速度测量的导航方式不能修正相对水平位置估计的缺点,以及多敏感器测量信息融合问题,提出基于陆标图像和协方差交叉算法的天体定点着陆自主导航方法.将光学成像敏感器加入到组合导航系统中,用于测量探测器相对陆标的视线方向以获得关键的相对水平位置信息.在状态估计时采用基于协方差交叉的分布式扩展卡尔曼滤波对多源测量信息作最优融合,提高算法的精度和鲁棒性.通过数学仿真验证了该方法的有效性.