制导炸弹模态的综合火力/飞行控制系统设计

在制导武器模态下不易获得基于载机的瞄准误差,而不能使用非制导武器模态的典型系统结构配置方案,对此使用基于目标的瞄准误差反馈来实现载机的自动攻击,由此构造的综合火力/飞行控制系统结构在此称为整体式配置结构,并给出了综合控制系统的各组成部分及结构,最后在制导炸弹模态下进行了整个综合火力/飞行控制系统仿真,仿真结果表明用该系统实现制导炸弹自动攻击可获得十分优良的性能;提出的方法对其它制导武器模态的IFFC系统设计仍有普遍意义。     

空地电视成像制导武器仿真系统的设计与实现

本系统以空地成像制导武器为典型的模拟对象,以“转台支撑单图像传感器（CCD）”模拟真实制导武器系统中“机载光学瞄准系统”和“弹载导引头CCD”,以双数字信号处理器（DSP）并行处理电路模拟真实导弹精确制导图像跟踪器,以伺服转台模拟制导武器弹载导引头伺服系统,以经过改进的去均值相关算法作为复杂背景下目标跟踪的手段,以综合显示控制终端（PC机）模拟机载计算机,并能通过终端PC机上的综合显示与控制软件对仿真过程的信息数据进行记录,对真实作战环境下的空地精确制导武器跟踪算法性能分析有一定的现实意义。     

基于PC104与DSP的载机发控系统综合检查仪设计

某型载机可挂装四型空空导弹及配套发射装置,同型导弹单架次可挂装四枚以上。挂飞前的载机发射控制性能测试中,存在待测接口信号多、测试效率低、需多个弹型测试设备等问题。采用模块化方法设计一型综合检查仪,由PC104控制平台、四个基于DSP的测试终端、GPS处理模块、数据链/射频处理模块、双显示模块等构成,实现了4弹型模拟及接口测试,4挂点并行测试,GPS信号测试、射频/数据链通道测试等多种功能,满足了该型载机挂弹前的测试需求。通过接口复用设计和双显示设计,提高设备易用性。产品装备后,四挂点测试时间小于10分钟,弹型/挂点切换时间小于3分钟,故障检测率大于97%,集成四种以上保障设备功能,实现了成本降低和效益提升。     

多普勒雷达安装偏差及测速精度的估计与补偿

研究飞行器导航定位精度优化问题,由于固定天线多普勒雷达、航姿系统及导航系统等测速存在误差,引起系统导航误差.为了减小测速误差,提高导航精度,提出了一种采用安装偏差与测速精度估计的补偿方法.分析了多普勒雷达的工作原理及误差的影响因素,建立了误差模型,然后利用卡尔曼滤波器,结合误差模型,将安装偏差、测速精度作为状态变量进行了估计,最后根据估计值进行了补偿.仿真结果表明,在载机起飞、降落、平飞等飞行状态下,改进方法能准确地对安装偏差、测速精度进行估计,减小了测速误差,提高了载机在陆地及海洋上飞行的导航精度.     

一种基于PC104总线的武器发控设备的设计与实现

根据制导武器的地面发射试验需要,研究了一种便携式发控设备,用于制导武器的加电控制、状态显示、飞行任务加载与控制指令下发。设备外观采用便携式工业控制计算机的形式,体积小,方便携带。控制系统以PC104总线为框架,将计算机系统与各种功能板卡集成在一起,构成嵌入式控制核心,结构紧凑,自动化程度高。设备采用宽温化、模块化设计与人机工程设计,环境适用性强,可靠性高,维修方便,人机交互性好。系统具有可扩展性和可移植性,适合各类外场地面试验使用。     

自主角色导航技术综述

自主角色导航技术是影响角色行为真实性的关键性因素.通过全面对比分析机器人路径规划、飞行器航路规划、虚拟人足迹规划、自动制导武器制导技术等研究成果,研究可用于角色导航的全局路径规划、局部路径规划所使用的主要算法,简要介绍了各算法的基本原理及优缺点.提出了两种模拟视觉的实现思路,研究了基于模拟视觉的角色仿生导航方法,最后对导航技术的发展作了总结和展望.     

空空多目标截获与攻击综合半实物仿真系统的设计与研制

以航空制导武器综合仿真应用需求为背景,介绍了将火控雷达仿真引入导弹半实物仿真系统的方案、设计和研制,构建一个空空多目标截获与攻击综合半实物仿真系统.它能够完整地仿真载机武器系统进行多目标攻击的全过程,提供了一个进行系统技术指标匹配的研究平台.     

三维内埋式航弹与载机分离非定常流场数值模拟

在机弹分离的过程中,载机和航弹间会产生复杂的非定常气动干扰,特别是在分离初期,气动干扰会使航弹的气动力特性和飞行特性产生很大的变化,影响到安全分离,甚至可能会造成弹体与载机相撞的飞行事故.因此研究载机与航弹分离的非定常流场,分析航弹发射过程中机弹气动干扰力、分离过程中弹的气动特性及气动干扰机理是十分必要的.本文采用动网格技术和三维非定常数值模拟方法,对内埋式航弹与载机分离的非定常过程进行了数值模拟,研究了不同初始下抛速度对机弹分离的影响,分析了载机内埋弹舱和航弹之间的气动干扰及分离过程中航弹的空气动力特性.     

近距空中支援弹药选择研究

为解决近距空中支援作战中的弹药选择问题,在分析四类空地武器基本性能基础上,深入剖析近距空中支援弹药选择影响因素,提出符合近距空中支援特征的弹药选择方法。以A-10C飞机为载机,结合作战想定进行定量分析与定性分析,仿真结果验证了方法的可行性与有效性。     

基于DSP的水下制导武器检测平台设计

根据水下制导武器工作原理和水声学原理研制了一种水下制导武器检测平台,它模拟制导武器基阵接收信号,用以检测制导武器对目标的检测和估计性能;该系统使用ADSP21160构成阵列处理器系统,采用全数字方式产生噪声、目标回波和混响,既可以在主控机控制下工作,也可在制导武器控制下工作;实验证明,该平台方案可行,设计正确,并且使用灵活,方便,可作为一种通用的水下制导武器检测设备.     

基于ARM11+CPLD的小型无人机飞行控制器设计

本文针对小型无人机控制精度低、实时性不足的问题,设计了基于ARM11+CPLD的飞行控制器。阐述该飞行控制器的硬件总体架构,各传感器与ARM11接口设计,CPLD并行多路PWM输入、输出设计;阐述硬件的驱动,导航控制、姿态控制的算法设计与实现。该飞行控制器的飞行测试结果理想。     

基于粒子滤波的无人机自主轨迹视觉导航控制方法研究

针对现有无人机导航控制方法存在的控制效果不佳的问题,本文提出一种基于粒子滤波的无人机自主轨迹视觉导航控制方法研究。利用粒子滤波算法,实现对无人机自主轨迹视觉导航控制方法的优化设计。采用栅格法构建无人机飞行环境地图,根据无人机的机械组成结构和工作原理,构建运动状态模型。利用内置的摄像机设备采集视觉图像,执行图像灰度转换、几何校正、滤波等预处理步骤。通过对视觉图像的特征提取,判断当前环境是否存在障碍物。利用粒子滤波算法确定无人机位姿,结合障碍物识别结果规划无人机的自主飞行轨迹。将位置、速度和姿态角的控制量计算结果,输入到安装的导航控制器中,完成无人机的自主轨迹视觉导航控制任务。通过实测分析得出结论：应用设计的导航控制方法,其位置误差、速度误差以及姿态角误差均维持在预设值以下,即设计的导航控制方法具有良好的控制效果。     

自主飞行机器人导航系统设计

自主飞行机器人系统是以微型直升机模型为载体的复杂系统。在该系统中导航系统采集各传感器数据得到机器人当前飞行姿态、空间位置以及相应的监控信息,控制模块依此监控信息按照给定策略计算并发出控制信号,实现飞行机器人的自主控制。本文对自主飞行机器人导航系统设计及功能实现做出了详细阐述。首先,给出了本自主飞行机器人的系统构造;其次,给出了导航系统的硬件组成部分以及各部分所完成的功能任务;最后阐述了导航系统的功能实现,包括飞行姿态和空间位置的获取。     

复杂约束下的挠性航天器姿态参考管理控制

本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法. 首先, 采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型, 分析了存在的控制约束和角速度约束. 在此基础上, 设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法. 由于挠性模态不能直接测量, 内层设计了模态观测器, 并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入. 随后, 外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径, 该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态, 通过跟踪该路径, 航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置. 通过构造合适的李雅普诺夫函数, 严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性. 最后, 仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.     

基于北斗导航通信技术的无人艇运动导航控制系统设计

为实现对无人艇行进器的运动控制,建立更加完善的导航应用策略,设计基于北斗导航通信技术的无人艇运动导航控制系统。以无人艇运动姿态研究作为切入点,在电机驱动器、电机测速模块的支持下,连接中央处理单元、电源模块、方位监测模块等硬件设备结构体,完成导航控制系统的硬件电路设计。在此基础上,确定与导航信息相关的短报文传输特征,通过协调接口数据传输协议应用格式的方法,定义通信协议加密对象的所属连接形式,完成对报文加密密钥参数的初步配置,实现基于北斗导航通信技术的无人艇运动导航控制系统的短报文加密处理。与基于惯性测量技术的导航控制系统相比,基于北斗导航通信技术控制系统的实际应用续航时间更长,在行进过程中始终能对无人艇运动方向进行精准化控制,可在完善行进器导航应用策略方面起到较强促进作用。     

小型无人直升机悬停小速度段位置控制技术

无人直升机在悬停/小速度飞行阶段具有特殊的物理特性,给控制系统的设计带来了诸多技术难题;针对无人直升机悬停/小速度段位置控制的需求,提出了一种基于"姿态角阻尼内回路"的位置控制结构,该控制结构采用内回路姿态角阻尼增稳,外回路位置控制的控制方式;并且针对增稳回路自适应性、抗风补偿和位置控制精度等问题,分别采用前馈自动配平机制与非线性PID控制方法对常规控制律进行改进;仿真验证表明,所提出的控制策略和控制律设计结果达到了较好的控制效果。     

GPS/SINS/偏振光组合导航的模糊控制算法研究

针对在组合导航中扩展卡尔曼滤波器(EKF)会发散的问题,采用了一种基于模糊控制的自适应卡尔曼滤波算法(FAKF)方法,通过模糊控制器来计算指数加权因子,实时对量测噪声的大小进行调整,保证滤波精度,有效抑制滤波过程的发散问题;针对GPS无法提供姿态角进行组合解算的情况,使用偏振光与SINS的组合进行姿态解算;通过对GPS/SINS/偏振光组合导航系统进行仿真,将基于模糊控制的自适应卡尔曼滤波算法(FAKF)和扩展卡尔曼滤波算法(EKF)进行对比验证,东、北、天向位置上分别提升精度56.81%、65.17%、45.99%,东、北、天向速度上分别提升精度46.99%、54.01%、43.82%,俯仰角、航向角分别提升精度58.01%、53.58%,验证了该方法的优势。     

CG伪谱法在欠驱动航天器姿态机动最优控制中的应用

使用Chebyshev-Gauss(CG)伪谱法研究带动量轮和推力器的欠驱动航天器姿态最优控制问题.基于欧拉姿态角和动量矩定理导出两类航天器姿态运动模型,采用Clenshaw-Curtis积分近似得到性能指标函数中的积分项,应用重心拉格朗日插值逼近状态变量和控制变量,将连续最优控制问题离散为具有代数约束的非线性规划(NLP)问题,通过序列二次规划(SQP)算法求解.数值仿真结果表明,对两类欠驱动航天器的姿态机动最优控制均能达到设计控制要求,得到的姿态最优曲线与验证得到的曲线几乎完全重叠.     

星光折射定位辅助的惯性/星光全组合导航算法

常规的惯性/星光组合导航多基于姿态信息组合,对位置、速度修正效果较差.针对上述问题,在惯性/星光姿态组合算法基础上,通过引入基于星光折射原理后获得的天文定位信息,设计了惯性/星光姿态、位置全组合导航方案,并提出了基于地心惯性坐标系下的捷联惯性/星光全组合导航算法.仿真结果表明:由于利用星光折射间接敏感地平的方法,在系统中引入了位置相关的观测信息,可确保组合导航系统获得较高的位置、速度和姿态精度.     

MEMS惯性传感器ADIS16355在姿态测量中应用研究

为了实现惯性导航控制,需获取控制对象的姿态角信息,设计了基于MEMS惯性传感器集成模块ADIS16355的姿态测量系统。该姿态测量系统采用ADIS16355作为惯性测量单元,利用加速度计对重力向量的观测来修正陀螺给出的姿态信息,卡尔曼滤波实现传感器信息融合以计算运动载体的姿态角。介绍了ADIS16355的基本功能模块,阐述了两种传感器融合测量实时姿态角的方法并给出了卡尔曼滤波算法迭代过程,基于ARMv7架构的Cotex-M3微处理器设计了姿态测量系统硬件。采用AHRS500GA对该姿态测量系统性能进行了测量姿态角的验证实验,测试结果表明,该姿态测量系统能在动态条件下准确地测定运动物体实时姿态角,其误差一般在?1?左右。