地地导弹快速起竖装置DFL鲁棒控制器设计

应用直接线性化的方法设计地地导弹快速起竖控制系统。首先以地地导弹起竖装置的非线性四阶微分方程为对象,利用直接反馈线性化(DFL)理论对非线性方程进行线性化,然后基于李亚普诺夫稳定理论设计了起竖装置的控制律,并在Matlab下进行了仿真,仿真结果验证了所设计控制律的有效性。     

PXI平台自适应重构多DSP系统设计研究

利用蠕虫算法,结合多处理器并行计算的特点,构成了一种基于总线共享和链路口通信,并可自适应扩展的混合并行处理的结构。从可测性设计、实时操作系统角度对该系统进行了设计和讨论,着重介绍了系统的硬件调试、系统测试以及软件加载方法,为高速实时信号处理硬件平台的设计与开发提出了一种可行的解决方案。     

基于最小能量的空基反弹道导弹制导律设计

研究反导弹武器的制导优化问题,针对弹道导弹助推段飞行加速度大、变化快以及拦截反应时间短的特点,掌握拦截时机,研究最优拦截制导律.分析了战术弹道导弹助推段飞行特点,指出了助推段拦截的优势与难点;建立了弹道导弹目标与拦截弹的相对运动方程;以能量最省为性能指标,设计了空基反导导弹在助推段拦截弹道导弹目标的最优制导律;给出了剩余飞行时间的计算方法.仿真结果表明所设计的制导律满足设计指标,达到了直接碰撞杀伤目标的目的.结果验证了所设计制导律的正确性和有效性,可为设计提供依据.     

导弹舵机电动力加载台控制系统的建模与仿真

文中介绍了舵机电动力加载台的控制系统，论述了该系统的基本组成、工作原理，详细分析了加载台建模与建模中抑制多余力的方法。仿真结果证明了方法的可行性、有效性，对辅助实物舵机电动力加载台的设计、实现有重要意义。     

基于时标分离的飞行器姿态双环控制器设计方法

基于时标分离思想,将飞行器姿态控制系统分为慢变化的姿态角回路和快变化的角速度回路分别设计。外环采用精确线性化方法设计控制器。考虑到飞行器转动惯量的大范围时变或摄动,内环采用模型参考自适应控制方法设计控制器。仿真验证了方法的有效性。     

基于前馈—反馈控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析

针对一类前馈—反馈的气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构特点,基于对直接力喷流装置放大因子与攻角的对应关系和直接力寄生回路的耦合机理的分析,完成了气动力/直接力复合控制系统的非线性建模,并采用Lyapunov非线性稳定性理论,对复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性问题进行了证明,给出了采用气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的稳定域,具有较好的工程参考价值。     

对地垂直俯冲攻击制导技术研究

建立了三维空间导弹和地面机动目标相对运动的模型。设计了非线性接近制导律和非线性垂直俯冲攻击制导律,从理论上分析了制导系统的稳定性和精度。该制导律所需测量的目标信息少,易于工程实现。数值仿真表明,在地面目标作复杂机动的情形,导弹仍能精确命中。     

大攻角导弹DDFC变结构解耦控制器设计

研究空空导弹快速响应优化问题,空空导弹大攻角飞行时,由于出现非对称涡及涡破裂现象,导致强烈的通道间耦合并呈现非线性特性,影响速度特性。为解决上述问题,设计了一种直接动态反馈补偿理论(Direct Dynamics Feedback Com-pensation,DDFC)控制策略的解耦控制器。首先建立了具有大攻角导弹耦合特性非线性数学模型,并直接动态反馈补偿理论给出了一种解耦控制策略,结合滑模变结构控制理论设计了解耦控制器。最后,对控制系统进行了数值仿真,仿真结果验证了改进方法的可行性。     

直接力与气动面混合控制选择与分配

针对弹头再入直接力与气动面混合控制,对多喷嘴选择问题以及与气动面混合控制任务分配问题进行了研究,给出了基于模糊技术的多喷嘴选择的增量方案与混合控制的优化分配方法,并在此基础上设计了连续变增益滑模姿态控制器,最后进行了数值仿真.仿真结果表明在弹头再入过程中,滑模控制可以为期望角跟踪提供鲁棒、精确的控制方法,从仿真结果可以看出弹头在测试点由于舵效较低,直接力承担了主要的工作.这与实际情况相吻合,从而验证了方法的可行性.     

倾转旋翼机横侧向飞行控制系统设计的线性模型跟随方法

文中针对倾转旋翼机横侧向飞行控制系统的耦合问题,应用线性模型跟随法进行控制器的设计.该方法不需要对横侧向运动进行解耦运算,可直接对飞行控制系统进行设计.首先给出一个希望的特征模型,然后通过设计控制u,使控制系统的特性跟随模型系统的特性.最后将该方法应用到一个倾转旋翼机的飞行控制系统的设计中,仿真验证了控制器的有效性.