基于四元数粒子滤波的飞行器姿态估计算法研究

针对飞行器非线性姿态确定问题,提出了一种四元数粒子滤波算法。将状态向量分为线性部分和非线性部分分别进行处理,降低了粒子滤波的运算量。针对四元数加权求和规范化问题,通过构造拉格朗日代价函数的方法将四元数加权和问题转化为代价函数取极值时的四元数向量求解问题;并通过求取四元数误差方差矩阵对角线元素平方根的方法保证扰动四元数的规范化;利用乘性误差四元数表示四元数估计点与采样点之间的距离,求取四元数的协方差矩阵解决了旋转矢量方差计算问题。仿真实验表明,与传统的扩展卡尔曼滤波(EKF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)算法相比,该算法估计精度更高,稳定性更好。

基于遗传算法的飞行器追踪拦截模糊导引律优化设计

针对飞行器的追踪拦截问题,研究了基于遗传算法的模糊导引律。导引律的设计以模糊逻辑控制理论为基础,以追踪拦截过程中的接近速度和视线角速度为输入变量、追踪器控制指令为输出变量,在合理给出追踪拦截适应度函数后,采用遗传算法对各变量的模糊分区、隶属度函数参数和模糊推理规则进行了优化。并与一般模糊导引律以及工程中广泛应用的比例导引律进行了性能对比。仿真结果表明:所设计的导引律对目标的追踪性能更优。

目标飞行器反拦截协同制导策略

为了提高目标飞行器的突防能力,基于视线(LOS)指令制导原理设计了一种协同制导策略。在建立目标飞行器、防御弹以及攻击弹相对运动模型的基础上,证明了LOS制导的可行性,得到了防御弹和攻击弹的加速度关系,并给出了防御弹的LOS指令制导算法;然后,将目标飞行器和防御弹作为一个协同体,为目标飞行器突防进行逆比例制导设计。该协同制导策略不仅用于目标飞行器规避攻击弹拦截,且使得防御弹在不具有速度和加速度优势的条件下也能成功拦截攻击弹。仿真结果表明:所设计的协同制导策略使防御弹具有较高的制导精度,有效提高了目标飞行器的突防概率,为实际工程应用提供了参考。

高超声速飞行器的动态滑模飞行控制器设计

基于高超声速航空飞行器的纵向动力学,提出了一种基于动态滑模原理的飞行控制器。在将模型进行输入/输出线性化的基础上,构造辅助的滑模变量,求取了滑模控制量,实现了动态滑模控制的两阶段收敛。证明了传统滑模面以及辅助滑模面有限时间内的收敛特性,并给出了控制器参数所满足的条件。该方法对不连续的控制量输出加以积分作用,有效地降低了普通滑模控制器的抖振现象。在33 528 m高度和马赫数15的平稳巡航条件下的仿真研究表明:与普通滑模控制器相比,动态滑模有效降低了抖振,并且对参数不确定模型具有更好的鲁棒性。

旋转矢量在高动态全姿态飞行器运动方程中的应用

基于旋转矢量是表示角位置变化所对应的等效旋转而不是角位置本身这一基本思想,同时借鉴旋转矢量在捷联惯性导航算法中的应用,建立了将旋转矢量应用于高动态全姿态飞行器运动方程的数学框架。既克服了欧拉角法不适于全姿态解算的缺点,同时,相比于四元数法又提高了高动态角运动情况下姿态解算的效率。对旋转矢量法、四元数法和欧拉角法在数值解算中的不可交换误差进行了分析。据此,针对单通道具有高动态特性的轴对称飞行器,建立了基于准弹体系的旋转矢量法,提高了解算效率。基于某型滚转导弹运动方程的数字仿真表明了旋转矢量法在姿态解算中的有效性和广泛性。

无人飞行器海上航迹规划差分进化算法研究

为研究海洋环境下的无人飞行器(UAV)航迹规划问题,提出了一种基于差分进化算法(DE)的航迹规划方法。该方法通过对规划环境进行预处理将岛屿处理成地形威胁区,使问题简化为二维平面规划。采用实数编码方式对航迹进行编码,建立了航迹代价函数的数学模型,从航迹质量、算法稳定性和收敛速度3个方面比较了DE与遗传算法(GA)和粒子群优化算法(PSO)的性能。仿真实验结果表明,所提方法能在复杂的海洋环境下为飞行器规划出一条安全的可飞航迹。

飞行器姿态参数的光学测量方法及其精度的蒙特卡罗模拟

提出了一种基于光学测量的屏幕光斑成像法的数学模型,用于测量飞行器目标三维姿态参数。首先,用激光跟踪仪对实验场地内的多方位高速摄像机和固定屏幕进行全局标定,并建立各坐标系间的转换关系,然后,通过安装在飞行器表面的激光器合作目标向屏幕上投射激光光斑,利用高速相机拍摄屏幕上随飞行器姿态变化而变化的光斑位置,并对得到的光斑序列图像进行分析以确定飞行器的姿态。通过蒙特卡罗模拟仿真,本文分析了该方法的误差因素并对其精度进行了评估。仿真数据表明,各姿态参数的测量误差基本服从正态分布,在一定转动范围内,其误差值不超过3′。

基于比例分配的过驱动碟形飞行器滑模控制

为了避免一些执行机构提前出现饱和,针对具有位置约束的过驱动碟形飞行器,按照执行机构的约束范围,提出了一种比例分配策略.基于该策略,可以使双输入系统简化成单输入系统,并避免有执行机构提前出现饱和.考虑执行机构具有一阶动态特性和系统气动参数的不确定性,设计了滑模控制律.通过比例分配和伪逆分配的比较,得出了一种确定伪逆分配权矩阵的方法.仿真结果表明了该方法的正确性和有效性.

飞行器轨迹优化的造型降维方法

提出一种基于Bezier曲线造型的降维轨迹优化方法,用于提高轨迹优化的精度。该方法利用Bezier曲线优良的形状刻画能力描述最优轨迹,将优化问题的边界条件化为Bezier曲线的造型参数约束,从而使原问题表示为较低维含造型参数的优化问题,减少了计算量。轨迹造型法可有效协调飞行器动力学模型中不同时间尺度变量动态特性差异对非线性规划求解条件数的不利影响,更易于得到光滑最优解。按照常规高斯伪普法和网格自适应伪谱法分别对一种轨迹优化的原问题和造型降维问题进行了仿真验证,证明了所提出方法的可靠性。

高超声速飞行器的反步滑模神经网络控制系统

针对高超声速飞行器一体化气动布局导致弹性机体与推进系统间的强耦合性,以及跨大空域及高速飞行过程中导致气动特性存在强非线性、不确定性和明显的时变特性,提出一种基于小脑神经网络的高超声速飞行器反步滑模控制策略。首先建立高超声速飞行器纵向非线性数学模型,并采用输入-输出反馈线性化方法,解除多变量之间的耦合关系;然后设计基于反步法的滑模变结构控制器解决系统非匹配不确定性难题;同时为弥补反步滑模控制器鲁棒性不足缺点,利用自回归小脑神经网络(RCMAC)的在线非线性逼近、自学习能力和相应控制结构,设计基于RCMAC的反步滑模控制器。仿真试验结果表明,该方法下高超声速飞行器纵向的高度控制精度可达到0.5 m,速度控制精度为0.1 m/s,可以保证闭环系统全局稳定,且拥有良好的跟踪性能和鲁棒性能。

编队飞行卫星相对姿态变结构分布式协同控制

以编队卫星激光通信为背景,在已知主从星之间的相对位置和姿态的情况下,提出了一种卫星编队完全分布式协同控制策略,设计了一种分布式相对姿态变结构协同控制律,并利用Lyapunov稳定性原理证明了该控制律能够保证编队的全局渐进稳定。仿真结果表明,在编队卫星受到各种干扰力矩影响时,该方法能够有效提高编队卫星相对姿态控制精度,从而实现编队卫星之间的姿态协同,证明了所设计控制器的有效性。

适于地磁导航的高精度区域地磁场建模研究

从地磁匹配导航的原理出发,分析并提出了开发地磁匹配导航需要解决的关键技术问题。针对现有地磁场模型精度偏低、模型边界效应等问题,深入分析了传统补充国际地磁参考场值的缺陷。提出了采用边界插值约束的Taylor多项式拟合法,建立适合地磁匹配导航的高精度地磁场模型,为匹配算法提供可靠的参考依据;并提出了多项式最佳插值截断阶数的算法;最后,进行了仿真试验。试验证明:该技术具有优于补充国际地磁参考场值建立高分辨率模型的方法,可以提高模型的分辨率,改善建模过程中存在的边界效应问题。

基于无迹卡尔曼滤波的巡航导弹地磁自主导航方法

针对当前巡航导弹导航技术的不足,提出一种利用地磁场信息实现导航的方法。采用国际地磁参考场作为地磁场模型,以地磁场矢量和飞行高度值作为观测值,结合导弹的运动模型和地磁场模型,设计了无迹卡尔曼滤波算法。应用可观测矩阵和奇异值分解方法对导航系统的可观测性和可观测度做了详细分析。利用设计的导航滤波器对巡航导弹的位置和速度估计做了数学仿真。仿真结果表明了采用高阶地磁场模型比低阶地磁场模型具有更好的导航精度;同时观测噪声强度越小,则导航精度越高。该方法具有较好的滤波收敛性、稳定性和适中的导航精度,可用于巡航导弹初、中制导段的自主导航。

微小型无人直升机地磁导航算法研究

以微小型无人直升机为背景,提出了一种基于多传感器融合的地磁导航算法。在分析捷联磁力计输出模型的基础上,提出用基于递推最小二乘的椭球校正法校正捷联磁力计的零位偏差和比例系数误差,取得了比椭圆校正法更好的效果;然后将磁力计和陀螺仪输出进行互补滤波融合以提高航向测量的动态性能并抑制高频磁场干扰;最后对估计地磁场进行倾角补偿获得航向角估计。实验结果表明:利用该算法得到的航向角静态估计误差小于1.5°,在无人直升机的自主悬停、航线飞行和自主降落飞行模态中能很好地实现航向角控制与横纵向速度分解。该地磁导航算法完全可以满足微小型无人直升机自主飞行的要求。

地空反辐射导弹红外/被动微波复合导引头数据融合技术研究

数据融合技术是多模复合导引头的核心问题和关键技术。针对被动微波/红外复合导引头,通过分析武器系统对融合处理系统的要求,设计了数据融合处理的总体方案;提出了基于预测—观测差和预测—预测差的单导引头干扰判断和多导引头干扰判断方法;最后针对导弹攻击过程中的不同阶段设计了数据融合策略。结合实测数据的实验,验证了干扰判断和融合策略的有效性。

先进防空导弹直接力/气动力复合控制关键技术分析

对比分析了国外已研制成功的直接力与气动力复合控制拦截弹;定性分析了直接侧向过载控制和力矩直接力控制的优缺点;探讨了复合控制拦截弹在末制导阶段是否需要滚转及转速对制导精度的影响;确定了复合控制的切换时间;推导出拦截弹所需要的脉冲发动机数量的公式,并对其详细讨论。

弹道导弹捷联惯性导航系统误差传播模型

弹道导弹捷联惯性导航系统(SINS)的误差是由陀螺仪和加速度计交叉影响产生的,与平台误差传播过程有本质区别,本文针对弹道导弹捷联惯性系统的实用模型开展了研究,得到了离散形式的误差传播,通过该模型建立的离散卡尔曼滤波仿真表明,模型准确地反映了捷联惯性导航系统的误差,为组合制导和提高射击精度研究提供了有利条件。

探测器交会小天体的UPF自主导航方案

采用基于目标天体信息的光学导航方案实现探测器交会小天体,利用导航相机提高了定轨精度和星历精度。在此基础上,针对深空导航的轨道确定过程中可能存在的初始估计信息误差较大、状态及量测误差不服从高斯分布等问题,将UPF(Unscented Particle Filter)引入到导航方案中。该方案利用UPF在处理非线性非高斯问题上的优势,克服了EKF、UKF、PF等传统滤波方案对非线性非高斯状态模型、量测模型的近似处理所带来的影响。数值仿真表明了该方案的可行性。

适用于星敏感器的导航星表构造算法研究

导航星表的性能对于星敏感器姿态测量的实时性及精度至关重要。为了克服星等过滤算法的缺点,将支持向量机应用于导航星表的构造算法中。将基本星表中的恒星视为待分类的数据点,选取抽样视场中最亮的k颗星作为导航星,而非导航星的数量由抽样视场中恒星的密度决定。为了获得具有最大推广能力的抽样数据,采用了一种球面螺旋形算法生成抽样视场视轴指向,使用抽样数据构建最优导航星分类器,应用最优导航星分类器对基本星表中每一颗恒星进行分类判决。仿真结果表明,在满足8°×8°视场中至少出现3颗导航星的条件下,该算法生成的导航星表导航星总数约为星等过滤算法的33%,比传统支持向量机算法减少了7.8%,其标准差仅为星等过滤算法的21%,这表明本算法在导航星表容量及导航星分布均匀性方面大大优于星等过滤算法和传统支持向量机算法。

非扫描激光主动成像制导技术及其导引规律的研究

提出一种小体积、低价格、结构紧凑的非扫描半导体激光主动成像制导技术,该技术能够实时获得目标的二维强度图象和弹目相对距离信息。以最优控制理论和飞行力学原理为基础,从考虑弹目相对速度变化方面入手,推导出一种变系数最优导引律,并给出剩余飞行时间的估算方法。数字仿真结果表明:最优导引律与经典比例导引律相比具有控制能量少,脱靶量小等优点。