复合控制导弹的优化控制分配研究

针对导弹直接力/气动力复合控制中的控制分配问题,依据控制律设计和控制分配相分离的原则,建立了复合控制导弹的纵向控制动力学模型,提出了一种优化控制分配新算法,采用具有总体收敛性的信赖域方法求解约束二次规划问题,避免了对Hesse矩阵的正定性要求；同时,根据所设计的侧喷发动机布局,提出了新的分配策略:直接力子系统根据分配指...     

直接力/气动力复合控制导弹动态特性分析

建立了直接力/气动力复合控制导弹的扰动运动方程组,分析得到自由扰动运动的稳定条件和振荡运动条件,重点研究了发动机脉冲干扰力矩作用下的导弹动态特性,得到脉冲干扰力矩和导弹运动参数之间的传递函数,分析了不同阻尼系数时导弹强迫扰动的过渡过程品质,并提出等效偏量的概念和计算方法.     

固定时间收敛的空空导弹直接力/气动力复合控制

针对带有直接力/气动力复合控制系统的空空导弹控制律设计问题,提出了一种基于固定时间收敛的滑模控制理论和动态控制分配技术的复合控制策略.首先,根据导弹纵向运动模型设计一种固定时间收敛的滑模控制器,获得建立导弹过载所需要的虚拟控制力矩,并实现过载跟踪误差在指定时间内收敛;其次采用动态控制分配技术将期望控制力矩分别映射到气动力和直接力装置;然后,通过李雅普诺夫理论证明了系统是固定时间收敛的,可以快速收敛到平衡点;最后通过数字仿真验证了所设计复合控制策略的有效性和可实现性.     

敏捷导弹直接侧向力与气动力复合控制策略

针对直接侧向力与气动力复合控制的敏捷导弹,提出了一种基于自抗扰控制方法和动态控制分配技术的复合控制策略。根据导弹纵向动力学模型设计自抗扰控制器,得到建立导弹攻角所需的期望控制力矩。采用动态控制分配将期望控制力矩映射到空气舵和固体脉冲发动机阵列,从而实现导弹对攻角指令的快速精确跟踪。自抗扰控制器具有对模型参数变化和外部扰动不敏感的特性,适用于敏捷导弹侧向喷流气动干扰较大的情形。动态控制分配技术则可以综合考虑执行机构的动态特性和饱和约束对期望控制力矩进行合理分配。仿真结果表明,本文提出的复合控制策略可以快速跟踪攻角指令,适用于敏捷导弹直接侧向力与气动力复合控制系统设计。     

垂直发射快速转弯气动力/推力矢量控制研究

研究战术导弹垂直发射快速转弯复合控制技术.针对气动力/推力矢量复合控制技术,提出了战术导弹垂直发射程序转弯方案;建立了导弹的气动力/椎力矢量复合控制数学模型;通过设计线性组合的舵复合策略,将系统由多输入-单输出,转变为单入-单出系统;设计了复合控制回路井进行了回路分析,纵向回路频域特性分析表明,系统具有良好的鲁棒性和动态特性;最后通过弹道的六自由度仿真,验证了所设计的复合控制策略的可行性.     

空天飞行器姿态直接力/气动力复合控制

针对空天飞行器再入段姿态控制问题,根据神经网络、滑模控制理论和控制分配技术,提出了一种有限时间复合控制策略。首先,根据空天飞行器再入段姿态模型设计了一种有限时间收敛的神经网络滑模控制器,得到使姿态角误差有限时间收敛的虚拟控制力矩。其次,采用控制分配技术将期望控制力矩映射到气动舵面和反推力系统。最后,通过对直接力/气动力复合控制的空天飞行器的仿真研究,验证了所提出复合控制策略的有效性。     

基于非定常气动力低阶模型的气动弹性主动控制律设计

传统的气动伺服弹性系统设计主要采用基于频域的非定常气动力有理函数拟合方法。该方法用于非线性非定常气动力情况，比如跨音速飞行时往往失效。针对该问题，在发展了非线性非定常气动力建模方法的基础上，提出了将非定常气动力低阶模型用于气动弹性系统主动控制设计的一般方法。该方法将气动伺服弹性系统分解为气动、结构和控制3个子系统，分别建立各子系统状态空间模型，然后组装成完整的气动伺服弹性模型。非线性非定常气动力状态空间模型采用基于Volterra级数的非定常气动力低阶模型方法。根据研究对象的具体情况，分别建立了气动伺服弹性系统的全耦合模型和部分解耦模型。最后以一个二自由度气动弹性系统的主动控制律设计为例，详细说明了该方法建模、分析和设计的全过程。算例表明该方法能够用于非线性情况，适用性强，可扩展性好，具有良好的集成性，能方便地应用于气动伺服弹性多学科优化设计。     

基于神经网络的风力发电机组变桨距复合控制

在分析风力发电机组系统特性和变桨距控制要求的基础上,提出了一种基于神经网络的分段复合控制方法进行变桨距控制,以解决风力发电系统的多干扰、时滞性、非线性等控制问题。该方法利用神经网络进行模型辨识,再依据运行工况分别进行模型预测控制和前馈控制,不但解决了风力发电机组系统模型难以精确建立的困难,而且去除了可测量的主要外扰——风速随机变化对系统动态控制品质的影响,从而提高了变距系统的响应快速性和抗干扰能力。最后,利用考虑尾涡效应的机组动态模型作为应用实例对复合控制方法进行仿真,结果表明提出方法的有效性与实用性。     

一种寻的制导导弹模型参考变结构自动驾驶仪的设计

设计某寻的导弹的自动驾驶仪回路 ,使导弹控制系统在正确响应制导指令的同时 ,对弹体气动力参数变化、量测噪声等具有很好的抑制作用 .将模型参考自适应控制方法与变结构控制方法相结合 ,为某型导弹设计了结构简单、实现方便的模型参考变结构控制系统 .仿真结构表明 ,模型参考变结构自动驾驶仪不仅能准确传递制导指令 ,而且具有很好的鲁棒性 ,能有效地抑制气动力浮动、量测噪声等干扰因素     

基于神经网络的非线性系统复合内模控制

利用RBF神经网络逼近连续非线性系统的α阶积分逆系统,并对原非线性系统及其逆系统构成的伪线性系统采用内模控制方法进行复合控制,从理论上分析了滤波器对跟踪误差的影响,仿真结果表明,内模控制与逆系统方法相结合的复合控制方案是处理非线性问题比较有效的方法之一。     

一种智能反步控制方法及其应用

针对反作用射流导弹的非线性和参数不确定性严重的特点,提出一种鲁棒自适应反步智能控制(Backstepping)方法。通过非特定的Lyapunov函数,采用遗传算法优化Backstepping镇定系数,得到适当的函数降低了当镇定系数不当时跟踪误差对控制律的影响。结合模糊小脑模型(FC-MAC)神经网络,推出系统参数不确定时的鲁棒控制律,克服了传统自适应反步法对模型不确定性要求线性有界问题。仿真结果表明,这种结合Lyapunov函数选择和参数优化的Backstepping方法鲁棒性强,受参数变化影响小。     

考虑前馈作用的BTT导弹自动驾驶仪设计方法研究

针对BTT导弹自动驾驶仪的设计要求,文章提出了一种考虑前馈作用的导弹自动驾驶仪控制器设计方法。基于该型导弹三通道弹体数学模型,建立了自动驾驶仪控制系统数学模型。应用增益技术和递推设计方法,并基于过载稳定跟踪控制的设计要求,提出了一种全局非线性稳定控制策略,设计了连续的非线性自动驾驶仪,解决了该导弹俯仰通道的前馈问题;对于偏航通道,通过设计三通道协调控制律,将有前馈的自动驾驶仪设计问题转化为无前馈的设计问题;同时也利用滑模变结构控制原理解算出了横滚通道的舵偏角指令。数字仿真结果表明,所设计的自动驾驶仪控制系统可有效克服前馈问题所产生的稳态误差以及不确定性因素的影响,同时也提高了跟踪精度,并具有良好的动态特性和稳态品质。     

自适应机翼的控制系统设计及其试验研究

针对自适应机翼的特点和研制要求,研究了控制系统的设计与实现,较好地解决了飞行中机翼参数时变的问题,并使系统对控制律做了合理的约束,根据最优控制理论对具体方案进行了理论分析和物理试验。结果表明,采用具有辅助模型自适应控制理论的控制器能够有效、准确、快速地达到设计目标跟踪和设计状态回归两项重要指标,系统的鲁棒性、收敛性和稳定性都得到明显体现,且能很好地实现在线控制。     

一种空空导弹可攻击区快速算法

提出一种空空导弹可攻击区快速算法。该算法将空空导弹可攻击区的快速积分计算和可攻击区多项式拟合相结合,用可攻击区多项式拟合结果作为积分计算的初始值,进行可攻击区计算。计算结果表明:该方法大大提高了积分计算的速度和空空导弹可攻击区的精度。文中成果已成功应用于某重点型号火控系统空空导弹可攻击区计算中。     

基于MVEKF算法的机载单站无源定位

介绍了基于相位差变化率的机载单站无源定位原理,并引入一种新的MVEKF(修正协方差扩展卡尔曼滤波)算法。文中详细介绍了MVEKF算法的基本原理,并将其应用于相位差变化率体制下的机载单站无源定位中,给出了MVEKF滤波方程;通过仿真将其与常用的非线性滤波算法EKF(推广卡尔曼滤波)和MGEKF(修正增益扩展卡尔曼滤波)进行了比较。结果表明,与EKF算法相比,MVEKF不易受初始状态估计的影响,且收敛速度更快,滤波效果更具稳定性;此外,无须寻找观测方程修正函数,MVEKF算法就可达到与MGEKF算法相当的滤波效果,因而为机载无源定位向快速、高精度方向的发展提供了一定的理论依据。     

一种股市趋势预测的状态空间方法

根据由趋势、平稳自回归和非线性异方差随机变量组合而成的特定状态空间形式,提出了股票专用的预测估计方法。根据股市收盘价可以准确确定的特点,对这类随机问题进行了简化。该方法与普通卡尔曼预测方法相比较,能够提高预测精度,减缓了预测估计的发散。大量股市数据蒙特卡罗仿真计算表明,该方法比股市常用的普通卡尔曼预测方法更有效。     

飞机防滑刹车系统的变结构控制研究

对滑模变结构控制方法进行研究,将其应用于飞机防滑刹车系统的控制中。通过对飞机起降过程的分析,简化了系统的外部条件,建立了飞机刹车系统的非线性模型。结合滑模变结构控制的特点,设计出一种飞机刹车系统的变结构控制。仿真结果证明了所提出的滑模变结构控制方法的正确性和有效性。     

基于响应面的变复杂度气动分析模型

结合变复杂度和响应面近似建模方法，采用CFD和工程估算气动分析方法，构建了基于响应面校准的变复杂度气动分析模型。以冲压发动机导弹为例，采用拉丁超方取样技术，选取6个CFD计算状态，建立了差值和比值校准响应面，并比较校准后的气动性能与CFD分析。结果显示，基于差值校准响应面的变复杂度方法具有较好的逼近能力和计算效率，适合于飞行器多学科设计优化过程的气动分析。     

基于Sigma粒子Kalman滤波的地形辅助导航方法

地形辅助导航技术依据机载设备实时测量地形高度与机载数字高程地图的对比,给出飞行器定位结果,能够有效地修正主惯性导航系统的误差。传统地形辅助导航中应用较为广泛的是扩展Kalman滤波方法,但因为地形高度测量的非线性,扩展Kalman滤波不一定能够得到系统最优估计。Sigma粒子Kalman滤波作为一种新面世的非线性滤波器,能够有效地解决非线性估计问题。基于Sigma粒子Kalman滤波,提出一种新的地形辅助导航方法。在真实数字高程地图上得到的仿真结果表明,该地形辅助导航方法性能总体优于扩展Kalman滤波方法,尤其在飞越平坦地形时表现更佳。     

基于神经网络的多机动目标跟踪算法

将神经网络理论用于多机动目标跟踪,解决了联合概率数据关联(JPDA)存在的计算量组合爆炸问题。基于神经网络数据关联(NDA)所得到的最佳关联假设,将其与简化信息融合并行自适应滤波算法(DAF)进行有效结合,在保证量测与目标有效关联的同时,还具备跟踪起始和终结的作用,实现了对多机动目标的状态滤波与预测。仿真结果表明,与传统的交互式多模型联合概率数据关联算法相比,新算法在保证多机动目标的跟踪精度及实时性要求的同时,计算量大大减少。