反舰导弹末端螺旋机动的控制研究

基于过载控制技术,对超音速反舰导弹末端螺旋机动的实现进行了研究.论文提出了螺旋机动的轨迹方程和过载协调基本控制方程,在此方程基础上,可以控制导弹作一定半径和螺距的螺旋机动.为了对付敌方精确反导导弹的攻击,还引入变异因子,使螺旋机动轨迹产生变异.仿真表明,采用过载控制设计的反舰导弹,可以实现多种形式的螺旋机动,在提高导弹突防能力方面有很大潜力.     

反舰导弹末端螺旋机动的控制研究

基于过载控制技术，对超音速反舰导弹末端螺旋机动的实现进行了研究。论文提出了螺旋机动的轨迹方程和过载协调基本控制方程，在此方程基础上，可以控制导弹作一定半径和螺距的螺旋机动。为了对付敌方精确反导导弹的攻击，还引入变异因子，使螺旋机动轨迹产生变异。仿真表明，采用过载控制设计的反舰导弹，可以实现多种形式的螺旋机动，在提高导弹突防能力方面有很大潜力。     

基于过载控制的反舰导弹的高度控制系统设计

建立了描述导弹纵向运动的线性模型。基于过载控制方法，设计了反舰导弹的新型高度控制系统。该控制系统采用内外环结构设计。在内环控制反舰导弹的过载和角加速度，在外环控制反舰导弹的飞行高度，并且采用变结构控制方法设计了它的控制器。以某型超音速反舰导弹为例进行了仿真研究，仿真结果显示了所设计的基于过载控制的高度控制系统的控制能力。     

基于过载控制的反舰导弹的高度控制系统设计

建立了描述导弹纵向运动的线性模型.基于过载控制方法,设计了反舰导弹的新型高度控制系统.该控制系统采用内外环结构设计.在内环控制反舰导弹的过载和角加速度,在外环控制反舰导弹的飞行高度,并且采用变结构控制方法设计了它的控制器.以某型超音速反舰导弹为例进行了仿真研究,仿真结果显示了所设计的基于过载控制的高度控制系统的控制能力.     

大空域机动的一种实现方法

为了实现超音速反舰导弹在大空域内的机动飞行，提出了一种设计方案；在空域内设置一个虚拟目标，并由它建立一个变轨平面，在此平面内，可以实现虚拟目标的比例导引，利用此导引方法，就可以引导导弹实现各种方式的大空域机动飞行，推导出导引信号（过载量）的计算公式，并通过一个过载控制的实例，进行了仿真研究。仿真结果表明，所设计的过载控制系统，可以使超音速反舰导弹实现大空域内的机动飞行。     

反舰导弹的过载控制

对反舰导弹的过载控制进行了研究，可以用它来实现超音速导弹的大空间机动飞行。根据弹体的二阶过载方程，提出了实现过载控制的驾驶仪方案，应用线性／自适应变结构复合控制技术， 对俯仰回路进行了过载稳定回路和控制回路的设计，最后，以弹体复杂模型代替二阶过载模型，进行了自控段高低弹道的全弹道仿真，其中还提供了过载程序指令的一种方法，仿真结果表明，论文提供的反舰导过载控制，可以成功地实现高低弹道的飞行。     

基于最小二乘支持向量机的导弹不确定量估计

针对实际导弹系统存在气动系数不确定量和外界干扰的问题,提出了采用最小二乘支持向量机(LSSVM)对汇总不确定量进行估计和补偿的方法。采用输出重定义技术克服了导弹过载输出的非最小相位特性,利用容易测量的过载和角速度相组合重新定义了新输出量。设计了基于LS-SVM的滑模控制器使导弹过载控制系统的跟踪误差最终收敛到零。以某型超声速反舰导弹为研究对象进行了仿真分析,仿真结果表明,基于LS-SVM的滑模控制器具有很好的控制效果,LS-SVM实现了对汇总不确定量的准确估计。     

过载控制导弹发射段弹道研究

研究了反舰导弹在机载发射方式和舰载发射方式下的发射段弹道。由于其控制系统采用过载控制技术进行设计，导引规律采用虚拟目标比例导引法，使导弹的发射方式更加灵活多样，而且发射后可以实现大空域机动飞行，因此，其适应性，突防能力，作战能力都会得到增强。     

目标机动对高超声速反舰导弹下压段导引特性的影响分析

在分析高超声速反舰导弹下压段弹道特点的基础上,建立下压段导弹质心运动方程以及目标运动模型,并以满足落角约束的最优导引律作为下压段的导引律,分析目标机动对高超声速反舰导弹下压段整体弹道规划、飞行速度、攻角、弹道倾角、法向过载和动压等的变化规律的影响。通过仿真得出,水面舰艇目标的机动对高超声速反舰导弹下压段的弹道变化规律影响很小,但仍要充分考虑目标机动对导弹过载、动压等约束条件的影响。     

反舰导弹主动雷达导引头对目标选择性研究

探讨了采用主动雷达导引头的反舰导弹对目标选择所采用的三种方法，即大目标选择方法、瞄准点选择方法和搜索子区域选择方法．分析了通过导弹武器系统实现这三种方法的过程．在此基础上。分析了在实际作战使用和导弹武器系统设计过程中，怎样提高反舰导弹对目标的选择性．同时给出了目标选择性的数学模型．     

防空导弹自适应过载控制系统设计

文中以防空导弹为背景,建立过载控制数学模型,设计了基于模型参考自适应控制算法的导弹过载控制系统,并进行仿真计算,仿真结果验证了该方法的正确性和有效性。     

带角度约束的倾斜转弯飞行器制导律设计

针对倾斜转弯飞行器以给定角度攻击目标的要求,考虑控制回路动态特性对制导的影响,研究了带角度约束的制导律设计方法。以倾侧角和法向过载指令为控制量,建立了含控制回路动态特性的设计模型; 基于该模型和多通道解耦的思想,提出带角度约束的滑模变结构制导律,通过调整趋近律参数消除抖振。理论分析表明:在初始阶段,该制导律较最优制导律对过载的需求小; 通过优化制导律参数,当系统进入滑模面后,飞行器能按最优制导律命中目标。仿真表明,该制导律在满足落点和落角要求的同时,具有对过载需求分配合理、速度损失小的优点。     

基于LQR的制导炸弹弹道跟踪控制律设计与仿真研究

给出了一种基于LQR(线性二次型调节器,Linear Quadratic Regulator)闭环最优控制的航空制导炸弹弹道追踪控制方案.针对航弹可用过载小及弹道追踪对过程偏差的特殊要求,对性能指标加以优化,并引入速度反馈,给出一种新的偏差+微分的复合控制方案.仿真结果表明:这种控制规律机动过载小、控制精度较高.     

基于理想视线的弹道成型最优导引律

寻的导弹在追踪目标的过程中,常遇到由于背景过于复杂而锁定目标失败的情况,例如在导弹下视攻击低空目标时,强地面背景和地杂波干扰常常导致导弹无法正常截获或跟踪目标。提出一种以理想视线为控制目标的建模方法,并在约束终端弹目相对运动方向和弹道过载的基础上,设计了一种弹道成型最优导引律。该导引律并不直接控制终端相对速度矢量,只在所设定的理想视线的垂直方向上进行控制,从而导引律形式更简单,扩展性更强。通过数字仿真表明,所设计的导引律能够较好地实现末端弹道成型要求,并且过载分配更为合理,可有效减小地面背景和地杂波干扰对导引头截获跟踪的影响。     

基于动态逆理论的自旋弹控制方法

针对自旋弹存在的非线性耦合特性,研究了以时标分离方法进行分段设计的动态逆理论解决途径.根据系统的变量快慢区分子系统,采取层叠结构设计控制器对分系统进行单独设计,并考虑实际应用中存在的具体实现问题,得到了过载驾驶仪控制器的基本结构.引入实际系统延迟及噪声等因素由dSpace与三轴转台进行了验证性试验,得出了具有工程应用价值的控制器设计方法.     

空天飞行器再入姿态控制研究

为满足空天飞行器在再入过程中各种约束条件,对其再入段的姿态控制进行研究。以HORUS-2B 飞行器 为研究对象,根据飞行器的舵面偏转特点,建立纵向非线性模型,通过对再入过程的约束条件分析,选定合适的初 始攻角,对切换控制律进行设计,通过经典控制与模糊控制相结合的方式来整定控制参数,并进行仿真验证。仿真 结果表明：控制系统能够很好地对攻角和过载进行控制,并具有很好的鲁棒性,能抑制不确定性的影响。     

基于混合BTT/STT控制的滑翔制导炸弹自动驾驶仪设计

研究了混合BTT/STT控制技术在大升阻比滑翔制导炸弹上的应用。根据滑翔制导炸弹的动态特性和控制需求建立了BTT控制模型,设计了BTT控制结构。为解决BTT控制在小过载指令作用下可能会产生的滚转角指令抖动现象,提出了混合BTT/STT控制方法,即在小过载指令下适时引入STT控制。对比了六自由度弹道仿真与纯BTT控制模式。仿真结果表明,混合BTT/STT控制可有效解决滚转角指令抖动问题,研究结果可为滑翔制导炸弹BTT控制系统的工程实现提供技术参考。     

泡沫金属/金属管塑性变形缓冲器降低弹载设备过载的数值模拟

为降低弹载设备在弹丸高速侵彻目标过程中的高过载,设计一种可降低过载值的泡沫金属/ 金属管塑性变形缓冲器。利用有限元软件LS-DYNA 对其在降低弹载设备过载上的效能进行数值模拟研究,通过数值模拟得到弹载设备侵彻过程中的过载时程曲线,并与没有采取任何措施和仅采用单纯金属管塑性变形缓冲器的弹载设备过载时程曲线进行对比。结果表明:泡沫金属/ 金属管塑性变形缓冲器可以大幅降低高速、侵彻时间长的弹丸中的弹载设备过载,且在降低弹载设备过载效能和作用时间上优于单纯的金属管塑性变形缓冲器。     

基于无线传感器测量的转换装置同步控制系统研究

为保证活动发射平台转换装置在同升同降动作时多个支腿运动的同步性,避免因支撑力不均导致过载,造成台体结构损伤,针对活动发射平台转换装置提出一种基于无线传感器测量的转换装置位置测量方案,并设计一种基于位置反馈的全自动主从同步控制方案.试验表明该方案可实现转换装置高精度同步控制,且简单高效、灵活可靠,控制效果良好,解决了转换...     

基于姿态反馈实现过载跟踪的飞行器控制方法

针对依靠气动力提供控制力和控制力矩的飞行器,在构建俯仰-偏航通道非线性数学模型的基础上,提出一种兼顾机动能力和姿态稳定性能的飞行器控制系统设计方法。基于飞行器过载与姿态的等效转换,将制导律计算的过载指令转化为姿态角指令,进而通过以姿态角反馈为主、过载补偿为辅的控制系统设计实现对过载指令的精确跟踪。通过频域相对稳定性分析,验证该方法的稳定性;通过飞行器6自由度仿真,验证该方法在各项随机误差下既能够实现制导对过载的跟踪要求,又达到对飞行器姿态进行鲁棒稳定控制的目的。研究结果表明,该方法简单可靠,具有良好的动态特性和很强的鲁棒性,已得到工程应用验证。