自动驾驶仪神经网络控制的HLA仿真研究

在对空空导弹自动驾驶仪各功能模块需求和能力分析的基础上,以组件的重用和可扩展为目标,运用HLA技术划分各联邦成员,成功组建神经网络自动驾驶仪分布式仿真系统。设计过程中的关键技术如对FOM/SOM设计和Simulink模型代码转换分别做了研究,给出了基于Matlab/Simulink所建立的空空导弹自动驾驶仪神经网络控制算法与HLA集成的一个工程样例。     

H_∞控制理论在空空导弹自动驾驶仪设计中的应用

目前在空空导弹自动驾驶仪的设计中 ,多采用经典设计方法 ,自动驾驶仪结构为传统的结构形式。这种设计方法物理概念明确 ,在弹体模型参数摄动不大的情况下 ,能够获得满意的性能。新一代空空导弹为了满足高机动性的要求 ,常采用大攻角飞行策略 ,由于通道间耦合和气动力非线性的缘故 ,一般难以建立较为准确的数学模型 ,因此要求其自动驾驶仪具有更好的鲁棒性。本文用H∞ 控制理论 ,对某型空空导弹的自动驾驶仪进行了设计。与传统的设计方法比较 ,采用H∞ 控制理论设计的自动驾驶仪具有更好的鲁棒稳定性能。     

H∞控制理论在空空导弹自动驾驶仪设计中的应用

目前在空空导弹自动驾驶仪的设计中,多采用经典设计方法,自动驾驶仪结构为传统的结构形式。这种设计方法物理概念明确,在弹体模型参数摄动不大的情况下,能够获得满意的性能。新一代空空导弹为了满足高机动性的要求,常采用大攻角飞行策略．由于通道问耦合和气动力非线性的缘故,一般难以建立较为准确的数学模型,因此要求其自动驾驶仪具有更好的鲁棒性。本文用H∞控制理论,对某型空空导弹的自动驾驶仪进行了设计。与传统的设计方法比较,采用H∞控制理论设计的自动驾驶仪具有更好的鲁棒稳定性能。     

BTT导弹自动驾驶仪的积分LQG控制设计

为实现BTT导弹准确跟踪指令的要求,将LQG积分多变量控制应用于BTT导弹的自动驾驶仪设计中.以某飞机型BTT导弹为例,根据其气动特点建立了俯仰独立、偏航-滚转耦合的气动模型,并分别设计了俯仰及偏航-滚转通道自动驾驶仪,对设计结果进行仿真.仿真表明所设计的自动驾驶仪能够很好地跟踪指令,且具有一定的抗噪声干扰能力.     

巡飞导弹BTT自动驾驶仪设计及仿真

对巡航飞行BTT导弹，采用侧向过载反馈的协调转弯方式进行自动驾驶仪设计。根据巡航飞行导弹的气动特点建立了BTT导弹的数学模型，并以某BTT导弹为例，分别设计了俯仰、偏航、滚转通道自动驾驶仪，对设计结果进行六自由度仿真。在仿真过程中，对各种耦合项进行检验，结果表明运动学耦合对BTT自动驾驶仪性能影响最为严重。     

远程空空导弹BTT精确控制问题

从远程空空导弹的特点及倾斜转弯控制(BTT)相对侧滑转弯控制(STT)的优势出发,讨论了远程空空导弹采用BTT控制的必要性,并较详细地分析了BTT导弹的控制信号特点、提取方法及需解决的主要问题。研究了BTT导弹诸如最小滚转偏差逻辑设计,导弹回路中的三种耦合效应及相应的去耦补偿方法等控制问题。最后提出了BTT导弹设计中需要解决的一些关键技术。     

引入侧向加速度反馈的侧滑转弯控制方法

针对大展弦比滑翔增程弹大侧滑飞行时滚转干扰力矩大,容易导致滚转舵饱和并造成滚转控制困难的问题,提出了大展弦比滑翔增程弹自动驾驶仪引入侧向加速度反馈的侧滑转弯(STT)控制方法。该方法通过在传统侧滑转弯自动驾驶仪的倾斜通道引入侧向加速度反馈,实现了倾斜角对侧向加速度的跟随,相当于在传统的侧滑转弯控制上增加了倾斜转弯(BTT)控制的效果。六自由度非线性仿真实验表明:大展弦比滑翔增程弹侧滑转弯自动驾驶仪倾斜通道引入侧向加速度反馈后,显著降低了飞行过程的侧滑角,使滚转舵偏远离饱和状态,提高了驾驶仪的滚转控制裕度。     

基于BTT控制的无人水下航行器动力学模型

针对传统采用侧滑转弯（STT）控制技术的无人水下航行器（uuv）快速机动时由于侧滑产生较大诱导力矩及其自动驾驶仪三通道间产生较强的耦合而降低其控制系统稳定性的问题,提出了采用倾斜转弯（BTT）控制技术的改进方法。根据UUV的航行动力学模型与倾斜转弯控制的特点,对UUV空间动力学方程进行了必要的简化,得到了基于BTT控制技术的UUV动力学模型,并从自动驾驶仪设计的简便性出发,提出了利用其法向过载作为状态变量的全状态可测量数学模型,为进一步设计基于BTT控制技术的UUV控制系统提供参考。     

神经网络PID飞行控制算法的VHDL设计

针对空空导弹自动驾驶仪的神经网络PID控制算法原理,用VHDL语言设计,并用QUARTUS Ⅱ软件平台对神经网络PID控制算法的硬件实现进行综合、仿真,所得结果符合制导系统实时性的要求.最后指出该控制器可作为IP核嵌入到SOPC系统中,从而极大地提高系统的灵活性.     

基于模糊PID控制的BTT导弹自动驾驶仪设计

倾斜转弯（bank—to—turn,BTT）BTT导弹在飞行过程中,它的参数是时变且大范围不确定的,因此其数学模型具有一定的不确定性。引入对被控对象模型精确度要求较低的模糊控制法．结合经典PID控制法,设计了三种BTT导弹自动驾驶仪,并对其进行了仿真比较。     

大空域机动滑翔弹控制方案研究

针对导弹大空域作战大机动、高过载的要求,对BTT控制技术的工程化进行了研究,提出了BTT制导方案和姿态控制方案：在导弹初始调姿段采用STT控制方式,在导引飞行段采用BTT控制方式的BTT/STT混合控制模式,并开展了工程化设计工作;以某滑翔弹为例,开展了六自由度仿真试验。仿真试验结果验证了设计方案的可行性,BTT/STT混合控制模式能够发挥两种控制方式的优点,并可实现切换过程的姿态稳定性。采用该方案的滑翔弹可以适应不同的射程范围,具有较强的弹道机动能力。     

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。     

无人机倾斜转弯非线性飞行控制系统设计

研究无人机(UAV)的倾斜转弯(BTT)飞行控制系统的设计方法,解决UAV高机动倾斜转弯飞行时运动强烈耦合、气动特性强非线性和参数非定常性等特性带来的飞行控制系统设计难题。采用线性二次型最优调节规律对UAV非线性运动零动态系统进行增稳调节;运用非线性控制系统中精确反馈线性化方法对UAV非线性系统进行线性化处理;运用滑模变结构控制方法设计了UAV的BTT控制规律,得到由增稳最优调节规律和滑模变结构控制规律构成的UAV的BTT非线性鲁棒飞行控制系统。基于无人机六自由度非线性动力学模型,进行BTT非线性飞行控制系统数字仿真,仿真结果表明：该控制系统即使在扰动条件下也能达到满意的控制品质,控制糸统的鲁棒性和控制精度能满足UAV高机动倾斜转弯飞行时的控制要求。     

BTT导弹自动驾驶仪设计的CAD程序包

应用古典频域理论，建立了BTT导弹的数学模型，并在符合工程背景的条件下进行了简化。用FORTRAN和BASIC语言设计了一个以导弹的结构和气动参数为输入数据的BTT导弹自动加强仪设计程序包。文中给出了算法选择、程序结构及设计实例，可为各种型号的导弹采用BTT控制方案提供加强参数的设计结果。     

基于BTT的反鱼雷鱼雷控制技术

针对传统的采用侧滑转弯（Skid-to-Turn,STT）控制技术的缺点,对倾斜转弯（Bank-to-Turn,BTT）技术进行研究。分析了反鱼雷鱼雷（Anti-Torpedo Torpedo,ATT）的研究现状,详细介绍了基于BTT的鱼雷控制方法以及BTT控制技术相对于STT技术在鱼雷控制方面的优点。然后,对BTT控制技术在ATT上应用的可行性进行了分析。最后,对BTT控制技术在未来的ATT应用中需要着重解决的关键技术进行了探讨。研究结果表明：BTT鱼雷较传统STT鱼雷而言,在提高鱼雷机动性能方面具有明显的优势,但BTT鱼雷在工程应用中还需要解决一系列的问题。     

导弹混合BTT/STT变结构控制器设计与仿真

针对传统的侧滑转弯(STT)控制机动能力相对不高和倾斜转弯(BTT)控制在机动上有一定的时延等缺点,以空射导弹为例,将导弹的飞行过程划分为三个阶段,采用混合BTT/STT逻辑将导引头输出的过载信号转换为攻角、侧滑角和滚转角指令信号,并且分别设计了导弹俯仰-偏航通道和滚转通道滑模变结构控制器,使其能够准确跟踪给定的攻角、侧滑角、滚转角指令。为了减小变结构控制器的抖振影响,采用了将切换控制连续化的方法。最后通过仿真验证混合BTT/STT控制逻辑的可行性和变结构控制器设计的有效性。     

低速巡飞器倾斜转弯鲁棒反演控制律设计

针对低速巡飞器倾斜转弯非线性控制系统存在耦合、不确定项的特点,设计了一种倾斜转弯（BTT）鲁棒反演控制律。将巡飞器的动力学模型写成适用于反演算法的块控模型,假设其由标称模型与不确定项组成,利用微积分学中的Leibniz法则推导不确定项。采用反演算法推导控制律的基本形式,并通过改进的符号函数抵消非匹配不确定项,利用Lyapunov理论重新设计技术补偿匹配不确定项。仿真结果表明,与传统反演法相比,该系统能够快速、准确地跟踪攻角、侧滑角、倾斜角参考指令,具有强鲁棒性。     

倾斜转弯导弹的变结构制导律研究

以变结构理论为基础．利用变结构控制系统对干扰的不变性，将目标机动看成是未知的有界扰动．通过选择只含有目标视线角速度信息的理想滑动模态．设计了只需目标视线角速度信息的新型变结构比例导引律．实现了在目标机动的条件下，有限时间内目标视线角速度的零化．大幅度地改善了制导性能。文中针对BTT导弹为了在不同方向获得机动能力．必须接受滚动指令并快速滚动．以最大法向气动力对准所需机动方向的特点．分别在纵向平面和横向平面设计了指令加速度形式。该方法直观简单、易于理解、便于工程实现．可以对付高度机动的来袭目标。