末端修正迫弹程控系统设计与参数辨识

利用大地磁场具有方向性的特点，设计了末端修正迫弹程控飞行控制系统，并提出了一种程控飞行控制算法．通过分析弹丸在飞行过程中所受的力和力矩，建立了弹丸的飞行动力学模型，并利用飞行试验的遥测数据对系统气动与控制参数进行了分析辨识，利用辨识结果进一步验证了程控系统的可行性和数学模型的正确性．     

参数辨识在反坦克导弹飞行试验数据分析中的应用

文中结合反坦克导弹的具体性能特点．提出了一种采用极大似然准则和改进的牛顿-拉夫逊迭代算法辨识气动力参数的方法，对导弹六自由度数学模型的气动力参数加以修正，提高了数学仿真模型的逼真度和仿真结果的置信度，并对完善飞行试验和仿真试验相结合的一体化试验验证方法具有非常重要的意义。     

基于涡轮发电机的迫弹发射参数辨识

针对现有引信定高测距方法在城市、山区等作战环境中应用及弹药发射参数辨识方法的不足,提出基于涡轮发电机的迫击炮弹发射参数辨识定高方法。迫弹发射参数辨识运用引信上已有涡轮发电机作为速度传感器,运用少量极具辨识价值的速度信息开展辨识,涵盖涡轮发电机停转与不停转两种情况。试验表明:基于涡轮发电机的迫弹发射参数辨识方案可行,算法计算量小,易于工程实现,对开展引信弹道辨识定高具有基础性作用。     

靶弹动力学模型参数辨识与弹道仿真

建立靶弹典型动力学模型结构,靶弹六自由度动力学数学模型简化为纵向和侧向两个三自由度的动力学模型。选择了辨识输入数据,将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对辨识精度进行了分析,认为观测量测量误差、物理几何参数误差影响辨识精度,选用靶弹现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,得出辨识结果,将辨识得到的气动参数带入弹道仿真程序进行了仿真,验证了辨识结果满足设计要求。     

末段修正迫弹主要参数确定方法研究

通过建立末段修正迫弹在俯仰平面的简化弹道模型．对末段修正迫弹主要参数的确定方法进行了研究，分别对脉冲力值、修正阈值和脉冲发动机个数对脱靶量的影响进行了仿真计算和分析，研究成果可为末段修正迫弹总体方案设计提供重要的参考依据。     

隔转鸭舵式弹道修正弹双旋通道参数辨识

双旋弹概念为旋转稳定榴弹的智能化改造提供了新思路,解耦后前后级之间通过执行机构进行控制。为实现对控制内回路的高效设计和分析,建立双旋通道的动力学模型。该模型以准静态气动力和改进形式的LuGre摩擦之间的匹配关系预测鸭舵的运动。通过瞬态数值计算和动态风洞试验获取气动力和摩擦的时域数据,利用最小二乘方法对模型的参数进行估计。研究结果表明：鸭舵的侧向力和滚转力矩分别受到相位角和滚转速率的影响,准静态气动力的估计精度在4× 10^-3以内;前后级之间的摩擦是轴向力和相对转速的函数,改进的LuGre模型对摩擦的估计能够满足工程需求。飞行试验中双旋参数的测试结果验证了双旋模型在全弹道过程中对鸭舵运动预测的可行性,为双旋修正弹的工况预测和控制系统设计提供了分析方法。     

末段修正迫弹脉冲发动机控制策略

针对迫弹的末段弹道修正问题,建立了脉冲控制的六自由度弹道模型,提出了一种基于实时弹目偏差量的控制策略,仿真研究了该控制策略对修正能力、飞行稳定性的影响规律等问题.结果表明:该控制策略能有效地修正弹道,缩小弹目偏差.该研究对脉冲发动机在末段修正迫弹上的工程应用有一定的参考.     

多发弹气动参数联合辨识方法研究

利用局部优化算法对多发弹测量数据进行气动参数辨识,可能存在局部最优解,且同一气动参数多发弹的辨识结果有时差异较大。为提高弹丸气动参数辨识的准确性与合理性,提出一种同时 利用多发弹测量数据进行联合辨识的全局优化策略。该策略采用局部优化算法获得搜索空间,将弹丸飞行的稳定性条件作为约束条件,利用最小二乘准则构建准则函数,应用差分进化算法对多发弹数据同步全局寻优,从而获得唯一的全局最优解。以某大口径榴弹纸靶试验数据为例对所提方法进行了验证,结果表明：相比于现有的辨识策略,所提策略计算出的准则函数值更小,重构弹道结果与测量值更接近,且计算稳定性较好。     

末端修正迫弹激光探测器及目标方位模型

研究了末段修正迫弹激光探测器的工作原理，对激光探测器修正区域进行了分析，推导了地面坐标系与激光探测器坐标系的坐标变换公式，建立了激光探测器模型；研究了利用目标光斑位置求解目标方位角和跟踪误差角的方法，建立了目标方位模型。仿真计算表明：末段修正时必须选择合适的弹体转速，转速太低会造成对目标的漏扫；通过对末段弹道进行多次修正能够显著提高迫弹的落点精度。本文所建立的激光探测器模型和目标方位模型为末段修正迫弹的弹道模型建立和外弹道仿真计算打下了基础。     

弹道修正弹落点预报方法研究

为了根据空中飞行弹箭的一段实测弹道参数,准确预报弹道落点,并实施弹道修正,实现对目标的精确打击,在阐述弹道修正弹飞行原理的基础上,建立了扩展卡尔曼气动参数辨识弹道模型。该模型可对一段实测弹道参数进行弹道滤波,辨识出空中飞行弹丸的实际阻力和升力符合系数,并能较准确预报其后续飞行弹道。数值计算结果表明,经扩展卡尔曼弹道滤波后,能有效剔除测量弹道参数的噪声,且坐标滤波方差、阻力和升力符合系数迅速收敛;预报弹道落点的精度与飞行弹道参数的测量时间和采样时间间隔有关,考虑到实时弹道预报方法的预报弹道落点精度和解算时间等,飞行弹道参数测量时间宜取6~8s,采样时间间隔宜在60~120ms范围内选取,为弹箭实现弹道修正提供了参考。     

飞行控制系统自动调参

目前飞行器的控制器设计还较多地应用传统控制方法,控制器设计过程中存在大量的、繁琐的调参工作。为了改善控制器的调参工作,提出了控制器自动调参的思想。将控制器调参工作视为控制器参数和系统响应性能之间的寻优问题,基于控制性能指标设计微粒群算法目标函数,借助于微粒群算法快速的全局寻优性能,自动寻找满足控制指标的且在误差绝对值积分最小意义上的优化的控制器参数,实现控制器调参的自动化。仿真结果表明,系统响应满足设计要求,所设计的自动调参软件实现了控制器调参的自动化。     

采用捷联寻的和直接力控制的制导技术研究

以超低空拦截导弹为背景,提出了一种捷联寻的直接力控制的制导控制系统设计方法。根据直接力控制的导弹动力学特征,给出了导弹弹道倾角的实时估算方法,实现了捷联寻的拦截导弹的积分式比例导引。为达到精确控制的目的,基于冲量相等原则,提出了脉冲发动机的点火个数及点火角度的计算方法。仿真结果表明：提出的捷联寻的直接力控制的超低空拦截导弹的制导控制系统设计方法是正确可行的,系统控制精度较高,满足了武器系统反应快、成本低、精度高的要求。     

基于自适应神经网络的飞控系统辨识技术研究

建立复杂的非线性飞行器辨识模型对提高系统的状态监控和控制性能具有重要意义。文中提出一种变结构的在线径向基神经网络学习算法,使用梯度下降法对网络参数进行优化。利用径向基神经网络对某型飞机非线性动力学系统进行辨识,仿真结果表明设计的算法满足在线辨识的要求。     

坦克炮控系统非线性状态估计与参数辨识研究

针对系统状态估计与参数辨识问题的互逆性,建立不依赖于系统模型的扩张状态观测器(ESO),用以实时获取系统的状态变量,在此基础上设计基于协方差阵修正最小二乘法(CVMLS)的辨识器,实现了坦克炮控系统状态变量与参数的联合估计。分析了ESO和CVMLS的估计误差,采用条件限制动态补偿方法,进一步提高了系统的辨识精度。通过仿真分析验证了算法的性能,为进一步开展炮控系统相关理论研究与工程实践奠定基础。     

末制导迫弹脉冲控制建模与仿真

为研究迫弹在弹道末段受脉冲推力控制时的运动规律,分析了迫弹受到的脉冲发动机的控制力和控制力矩,建立了有控弹道模型.根据弹道参数和目标参数,确定了脉冲作用方位,给出了脉冲点火序号算法.利用上述模型和算法进行了仿真计算,得到射程修正图表和攻角变化曲线.对于算例中给定的±200m射程偏差,在弹道末段使用脉冲控制能将射程偏差修正至约±10 m.结果表明,该模型和算法适用于脉冲控制方案的数值仿真和计算分析.     

制导炮弹滚转控制系统设计

某鸭式布局的制导炮弹,采用自旋尾翼的方式可实现鸭舵对弹体的滚转控制。基于小扰动假设推导出制导弹滚转运动的扰动方程,分析了滚转运动特性及鸭舵偏转对滚转运动的影响,建立了相应的滚转运动稳定回路模型,回路中滚转控制用比例微分(PD)控制方式来实现。采用Matlab/Simlink软件建立了制导弹滚转控制的仿真模型,根据系统的性能要求用Simulink中的Simulink Response Optimization模块对控制系统进行了优化设计。结果显示弹体滚转位置0.2s可以控制到位,设计结果较好地满足了滚转控制系统品质指标的要求。     

导弹飞控组件综合性能测试系统的设计与实现

飞控组件综合测试性能测试系统主要用于飞控组件硬件的总装调试和测试，包括电气性能测试、惯性元件性能测试和对准导航精度测试，并能模拟惯性测量单元对产品进行测试，测试系统本身还具备完整的自检功能。该系统是一个计算机控制的复杂测试系统，文中详细介绍了测试系统的硬件软件设计。     

基于气动参数辨识的飞控系统传感器故障估计

气动参数的不确定性使得飞行器表现出明显的模型时变特点,此类系统的故障诊断问题是一个难点。以无人机纵向运动为研究对象,提出一种基于气动参数辨识和迭代学习的传感器故障估计方案。将增广容积卡尔曼滤波（ACKF）算法用于气动参数估计,实现飞机模型的在线辨识。故障一旦发生,将辨识得到的气动参数用于局部包络建模,并利用迭代学习算法构造传感器故障估计器。此外,为提高故障的迭代收敛速度,提出一种基于扩张状态观测器(ESO)思想的迭代学习算法。故障仿真实验表明了所提方法的可行性和有效性。     

无人机飞行控制系统纵向控制律设计及仿真

文中主要是根据建立的飞机小扰动线性化方程，利用经典控制理论中的根轨迹法，分析设计了某无人机飞行控制系统中纵向运动的两个通道：俯仰通道和高度通道的控制律，并利用Matlab进行了数字仿真，给出了仿真结果。