近程高超音速导弹弹翼热结构耦合分析

针对气动加热对高超音速导弹弹翼结构影响很大的问题,建立某近程高超音速导弹弹翼的有限元模型,利用ANSYS分别计算其在气动力载荷、温度载荷以及在二者共同作用下的温度分布、应力和位移. 计算结果表明,弹翼的应力和位移主要由温度梯度引起,所以对于高超音速导弹的弹翼应在高温区采取相应热防护措施,这样其结构强度及刚度会更可靠.     

一种高超音速飞行器轨迹线性化控制方法研究

研究一种新的非线性控制结构.针对强非线性和不确定性高超音速飞行器,对跟踪性能和鲁棒性提出更高要求的特点,内环快回路通过动态逆的方法来设计,保证飞行器的性能,外环慢回路用轨迹线性化的方法进行跟踪控制;并提出了一种基于小脑模型关节控制器(Cerebellar Model Articulation Controller,CMAC)的神经网络自适应逆控制策略以提高系统的鲁棒性,对算法收敛条件和控制器稳定性进行了证明.最后利用改进设计方案在高超音速飞行条件下进行仿真验证.仿真结果表明整个控制系统具有很好的跟踪性能和鲁棒性.     

基于变结构控制理论的某型导弹平滑导引律研究

基于变结构控制理论,提出了一种设计简单、具有很好鲁棒性及准确性的平滑导引律,解决了某型导弹因采用变结构导引律攻击机动目标时,视线倾角增量变化律的来回切换产生抖动的缺陷.     

基于反步法的高超音速飞机纵向逆飞行控制

针对高超音速飞机纵向运动的数学模型具有严重非线性、不稳定、多变量耦合以及不确定的气动参数等特点,采用非线性动态逆控制与反步法相结合的方法为其设计飞行控制系统．该系统以非线性动态逆控制作为控制内环,通过将非线性的多输入多输出系统进行精确线性化,解除了多变量之间的强耦合关系;并以反步法作为控制外环．保证系统的全局稳定以及抑制不确定参数的扰动．仿真研究表明．所提出的控制方法可以确保高超音速飞机的纵向稳定性．改善其飞行品质．     

基于变结构理论的高超音速飞机纵向逆飞行控制

针对高超音速飞机模型的高度非线性、强耦合、参数不确定等特点，提出了基于变结构理论的动态逆控制方法．该方法将逆控制的非线性解耦能力与变结构理论的强鲁棒性能有机结合，确保了高超音速飞机飞行的纵向稳定性，改善了其控制性能．仿真研究表明该控制方法对于高超音速飞机是可行的．     

基于EPF-MADDPG算法的多导弹机动策略研究

随着人工智能研究的进一步加深,以及在俄乌战场上相关技术的大放异彩,其在军事领域扮演的角色越来越重要。针对于日益复杂的战场环境,当前的导弹突防领域存在着信息维度高、指挥反应缓慢、突防机动战术不够灵活等问题。提出了一种基于多智能体深度确定性策略梯度（MADDPG）的训练方法,用以快速制定导弹攻击机动方案,协助军事指挥官进行战场决策。同时改进算法的经验回放策略,添加经验池筛选机制缩短训练的时长,达到现实场景中的快速反应需求。通过设置多目标快速拦截策略,仿真验证了所设计的方法能够突防的机动策略优势,通过协作智能地对目标进行突防打击,并通过比较,验证了本方法相较其他算法可以提升8％的收敛速度以及10％的成功率。     

基于随机鲁棒设计的高超音速飞行器变结构控制

针对高超音速飞行器输入输出之间强耦合,系统参数不确定以及变结构控制器中的设计参数整定问题,提出了随机鲁棒变结构控制方案;这一控制方案基于系统控制需求,利用蒙特卡罗仿真方法建立随机鲁棒目标函数,通过遗传算法优化系统设计参数;针对某常规高超音速飞行器纵向模型仿真结果显示,该控制方案不仅保证了飞行的纵向稳定性,提高了变结构控制器的控制性能,而且具有强鲁棒性.     

基于Simulink的导弹攻防仿真应用研究

针对导弹模型复杂,信息交互量大的特点,采用Simulink图形化、模块化的方法建立导弹弹体运动模型、导引规律模型、控制系统模型和舵机系统模型,解决了复杂动态模型建模的难点;然后在攻击导弹模型中采用机动变轨技术,增加反拦截控制模块,对攻击导弹的突防能力和防御导弹的拦截能力进行仿真验证,增强了攻防对抗的仿真效果。     

导弹伺服控制微机高速通信系统

ＲＵＰＩ－４４系列单片机与双端口ＲＡＭ构成的系统使高速可靠的数据通试成为可能，本文介绍了用ＲＵＰＩ－４４系列单片机作某导弹伺服控制微机的应用。     

高超音速二元机翼的颤振响应研究

在飞机结构设计中,非线性因素不可避免.本文以高超音速流下的,在俯仰自由度上含有立方非线性刚度的二元机翼为研究对象,采用平均法及颤振理论研究了超高速飞机机翼的非线性动力学行为,并通过数值计算验证了理论计算的正确性,给出了对比分析结果.     

防空导弹姿态控制系统终态滑模变结构设计

针对防空导弹垂直发射姿态调转时的快速性要求,研究了快速姿态调转的控制问题.首先基于一类多输入多输出高阶非线性系统的Teminal(终态)滑模变结构控制方法,对垂直发射防空导弹的滚动和俯仰、偏航通道所呈现的非线性、强耦合性进行了分析,并设计了一种新型滑模控制器.控制器设计方案消除了滑模控制的到达阶段,系统的初始状态始终保持在滑模面上,确保了系统的全局鲁棒性和稳定性,且能在有限且可控时间内使跟踪误差趋近于零.最后通过数字仿真验证了系统在不确定因素情况下具有强鲁棒性和适应性,可用于防空导弹短时间姿态调转控制.     

大攻角导弹法向过载控制的变结构设计

通过分析大攻角导弹在飞行过程中出现的问题和滑模变结构理论所具有的优势,本文针对法向过载控制进行优化设计,目的是使其对内在参数变化等因素有较强的适应能力和鲁棒性。基于"过载+角速度+角度"三回路自动驾驶仪,将气动参数的变化等效为动力参数的摄动,设计变结构控制器,重构法向过载微分信号,易于工程实现。通过仿真验证了变结构控制器的性能,结果表明在大攻角飞行条件下,导弹法向过载变结构自动驾驶仪抗模型参数摄动的鲁棒性方面优于传统设计方法。     

反舰导弹的自适应全局滑模变结构控制

为了消除变结构控制的到达阶段,保证系统在整个控制过程中的鲁棒性,提出了一种自适应全局滑模变结构控制方法。该方法利用自适应控制来调节变结构控制器的参数,对系统不确定项的上界进行估计,保证了整个闭环控制系统的渐近稳定性。考虑到反舰导弹的法向过载输出存在非最小相位特性,采用了输出重定义技术来解决。在此基础上,应用自适应全局滑模变结构控制方法设计导弹的飞行控制系统,保证了导弹的新输出量渐近地跟踪其期望值。仿真结果证明了所提出的控制方法的有效性。     

基于滑模趋近律的防空导弹垂直发射姿态控制研究

为了实现一种针对光纤制导的低空战术防空导弹垂直发射过程的姿态控制,首先利用四元数在弹体坐标系下对垂直发射的防空导弹建立了运动方程,并在纵向通道利用小扰动线性化理论将运动方程简化为状态空间模型,然后设计了基于滑模趋近律的姿态控制律,最后建立了Simulink六自由度弹道仿真模型并进行了数字仿真验证,结果表明:基于四元数的运动方程形式运行有效,基于滑模趋近律的姿态控制律可实现对防空导弹垂直发射的有效控制.     

基于滑模变结构的潜空导弹姿态控制研究

基于小扰动线性化假设,对潜空导弹的纵向通道分别建立了鱼雷航行力学和导弹飞行力学的状态空间模型,设计了基于指数趋近律的水下和出水后的姿态控制律,建立了Simulink六自由度弹道数学模型并进行了仿真,结果表明:潜空导弹水下和空中的小扰动线性化模型简单有效,趋近律姿态控制方法可实现对潜空导弹水下姿态和出水后姿态的有效控制,对进一步深入开展潜空导弹的研究奠定了良好的基础.     

一种靶弹多功能控制器设计与实现

针对退役导弹改装靶弹工程面临的改装线路复杂、对动目标供靶精度不足、多目标模拟能力弱等问题,设计研制了集电气改装、接口转换、目标导引、安全控制功能于一体的靶弹多功能控制器,能够实现退役导弹到多用途靶弹的通用化、标准化改装,具有工作量小、可靠性高、灵活性强的特点,较好地解决了靶弹改装难题,满足防空武器系统试验训练的需要。     

BTT导弹控制系统设计问题的研究

针对BTT导弹控制技术进行研究无疑具有很高的应用价值,对巩固和提高我国的国防科技水平具有重要意义;BTT导弹因其自身的机动方式而成为典型的非线性强耦合系统,给其控制系统设计工作带来很大难度;能否选择合适的控制方法对控制系统进行设计成为制约BTT导弹性能的关键问题;文中从控制方法设计的角度对BTT导弹控制系统设计问题进行了研究,通过采用不同控制方法进行控制律设计和稳定性分析,来对各方法的特点进行比较和分析。     

基于LQR方法的巡航导弹BTT控制器设计

基于LQR最优控制思想提出一种针对巡航导弹BTT控制的设计方法。首先基于巡航导弹的气动外形及飞行特点建立数学模型,然后根据导弹控制器设计要求,合理选取状态变量,采用积分型LQR控制设计最优控制律,最后的仿真结果表明,导弹能够无静差的跟踪过载及滚转指令,并有效的抑制了侧滑角的产生。     

反舰导弹实时脱靶量计算方法

为提高海上靶场试验反舰导弹实时脱靶量计算精度,为任务快速决策提供可靠依据,在充分分析弹、靶运动特性的基础上,以多卫星接收机联测为研制背景,提出了一种基于靶位坐标系的弹靶联解实时脱靶量计算方法,并给出了详细的工程实现方法和程序设计流程图.经数据仿真评估和实测过靶数据检测,该方法不但更利于考核导弹脱靶量指标、评估导弹过靶时刻攻击角度等信息,而且与传统的发射坐标系求解方法相比具有更高的脱靶量解算精度.     

Systematic Gain‐Scheduling Control Design: A Missile Autopilot Example

The missile autopilot was designed using linear parameter‐varying (LPV) control techniques. The controller provides exponential stability guarantee and performance bound in terms of induced L₂ norm for the missile plant. The systematic gain‐scheduling approach is motivated by the recent development in LPV control theory and provides a well founded and systematic procedure for high performance missile autopilot design problem.