一阶不确定系统的固定时间收敛扰动观测器

针对一阶不确定系统中集总扰动的快速估计问题,基于误差放大策略和双极限齐次估计理论设计非递归形式的固定时间收敛扰动观测器,并提出利用幂次函数非线性特性削弱输入信号噪声影响的改进方案.误差放大策略是一种特殊的高增益方法,能够实现修正项中幂次函数支配范围的扩张,进一步提升观测器的收敛速度,并简化参数调试过程;合理选择误差放大系数并忽略修正项中的低阶幂次项,能够简化扰动观测器结构并增强对测量噪声的抑制能力.另外,以广义超螺旋算法为基础,构建固定时间收敛鲁棒扰动观测器.最后,在理论证明分析的基础上,针对是否存在测量噪声的两种情况,对所介绍的3种扰动观测器和一种扩张状态观测器进行对比仿真分析,并总结各类扰动观测器的特点和适用性.     

导弹对跑道封锁概率及进入角偏差计算方法研究

针对智能导弹对机场跑道的切割封锁模式,以概率积分的方法描述存在进入角偏差和开舱点位置偏差时的封锁效能问题。在导弹开舱点位置偏差确定的情况下,应用封锁概率反验计算进入角偏差的允许范围。由计算结果知,该方法能够体现智能导弹对跑道的封锁效果以及确定进入角偏差范围,可为智能导弹的沿途打击任务分析提供一定依据。     

运载火箭自适应增广抗扰减载控制

针对运载火箭上升过程中大干扰和不确定性影响将导致姿态跟踪误差大,以及弹性振动等附加动力学影响明显的问题,设计了自适应增广抗扰减载控制系统,以实现运载火箭姿态的精确控制。首先建立了运载火箭纵向运动模型和弹性振动模型,然后以标称PID(Proportion Integration Differentiation)控制和自适应增广控制(Adaptive Augmenting Control,AAC)为基础,设计干扰补偿回路和主动减载回路减小内外扰动、弹性振动和风载荷影响;最后在风干扰、参数不确定性和弹性振动影响下进行仿真分析。仿真结果表明,与传统PID控制相比,本文设计的自适应增广抗扰减载控制系统能够适应复杂环境的影响,可提高控制精度和稳定性,具有较强的工程应用价值。     

火箭垂直返回双幂次固定时间收敛滑模控制方法

垂直起降可重复使用火箭返回飞行时受到复杂扰动和强不确定性影响,其姿态系统呈现出强非线性和高动态的特点.为克服扰动影响实现对姿态角指令的快速高精度跟踪,提出了一种基于双幂次固定时间收敛滑模面和固定时间收敛扰动观测器的快速高精度姿态跟踪控制器.对于返回飞行姿态控制系统中的有界匹配扰动,为避免观测器的调节过程影响控制系统的性能,在控制器的设计中引入了固定时间收敛扰动观测器,从而实现了对扰动的快速高精度估计;为实现姿态跟踪控制器的固定时间收敛,给出了基于双幂次修正项的一种双幂次固定时间收敛滑模面;基于观测器输出和双幂次固定时间收敛滑模面设计了快速姿态跟踪控制器,通过引入固定时间收敛扰动观测器的输出以补偿扰动影响,从而在允许的精度损失下去除不连续控制项以抑制滑模抖振. 最后通过返回飞行大气层内气动减速段的数值仿真验证了观测器和基于固定时间收敛扰动观测器的固定时间收敛滑模跟踪控制器的性能.     

滑翔导弹末段多约束智能弹道规划

滑翔导弹末段飞行时空复杂度高、不确定性强、约束多,给弹道规划与制导算法带来了较大的建模和求解难度。针对这一问题,同时增大末段机动范围并提高弹道规划效率,本文提出一种利用连续型深度置信神经网络（Convolutional Deep Brief Networks,CDBN）预测机动能力、设计经由点状态实现末段多约束智能弹道规划的方法。过程中采用CDBN对机动能力进行在线预测,快速判定经由点状态的可行性,并且通过经由点状态智能设计,实现前后段能量的优化分配,扩大弹道机动包络;通过设计三角函数型弹目视线角实现末段弹道摆动机动,推导机动弹道最优末制导律对视线角进行跟踪,并调节机动频率以满足速度约束。仿真结果表明,CDBN相对BP网络具有更高的机动能力预测精度;本文所提智能弹道规划方法在满足末端速度约束的前提下,可以实现弹道摆动机动并大幅增加飞行包络。弹道规划能够在0.5 s内完成,满足工程应用的快速性要求。     

Study on Calculating Blockage Probability and Entry Angle Error of Intelligence Missile to Runway

The blockage effectiveness problem for the runway cut-blanked modes of intelligence missile is described using probability integral method, when entry angle error and open cabin position error exist. On the condition of determined open cabin position error, the allowable range of entry angle error is inversely calculated with interdiction probability. The calculated results indicate that the method mentioned can estimate the intelligence missile interdiction efficiency to the runway and the range of entry angle error, which provides available basis for analyzing the intelligence missile attack assignment on the way.     

潜射导弹水下运动过程仿真分析

为保证潜射导弹在不确定的海洋环境中能顺利出水,建立了潜射导弹水下及出水运动数学模型,对冷、热2种发射形式的导弹在无控、PID全程控制、模糊PID分段控制3种状态下的水下运动情况进行了仿真分析.结果表明,低海况下的海浪对导弹的出水姿态影响较小,高海况则不适宜进行导弹发射任务;在不确定的海况影响下,模糊PlD分段控制较PID全程控制更适合对导弹的出水姿态进行控制.     

布撒器对机场跑道的封锁方式及概率分析

相对于传统的均分空间封锁机场跑道方式,研究了切割封锁方式下跑道的毁伤效能问题.以概率积分的方法分析了仅存在开舱点位置偏差时,该文模型对应的3种不同的布撒形式下,布撒器对机场跑道的横向封锁概率、纵向封锁概率以及整条跑道的封锁概率,并进行了仿真计算.仿真结果表明,最优的布撒方案为下抛-侧抛-侧抛(侧抛-侧抛-下抛)形式.研究结果可为布撒器的总体设计提供依据.     

有向拓扑条件下有限时间收敛协同制导律设计

针对多导弹打击地面固定目标问题,基于图论知识和滑模控制理论,提出了一种有向拓扑条件下有限时间收敛的三维协同制导律。制导律可使各导弹的打击时间趋于一致,同时满足导弹终端高低视线角和方位视线角约束。建立了弹目三维相对运动模型,并对时间协同制导问题和角度协同制导问题进行了描述。通过对协同制导问题的分析,将制导问题分为视线方向和视线法向两个通道分别进行考虑。在视线方向上,选取相邻导弹间的距离误差和接近速度误差为状态变量,设计时间协同制导律,并证明了制导律在具有有向生成树的有向拓扑条件下,可使各导弹打击时间在有限时间内趋于一致;在视线法向上,考虑高低视线角和方位视线角之间的耦合关系,设计三维角度约束制导律,通过理论证明了制导律的有限时间收敛性。设置了典型仿真条件进行了仿真,仿真结果显示制导律具有较高的制导精度,可在有限时间内满足时间协同和角度协同要求,验证了制导律的可行性。