基于某无人机操纵面故障重构控制方法研究

操纵面故障会直接影响无人机执行任务的效率和生存力.针对某多操纵面无人机给出了一种神经网络自适应重构控制方法,并在理论上证明了该方法的有效性.该重构控制方法可对建模不准确和操纵面故障(卡死、受损或松浮)等因素引起的逆误差进行有效补偿.仿真结果表明,所设计的神经网络重构控制方法,不仅可以补偿系统建模误差和参数摄动对控制系统的影响,还可以对故障操纵面在线重构控制律,使操纵面故障飞机能够继续执行任务,提高了飞机的稳定性、操纵性和生存力.     

基于航线数据库的自适应导航系统

飞行的导航与制导是保障飞行任务的重要条件.文章分析了基于航线数据库的导航制导系统,介绍了指令式的制导方式,即自适应的制导系统,它是首先测量飞机的运行状态,并将数据传给存有航路数据的计算机,经比较后,得出飞机飞行与预定航线的偏差,从而得出控制舵面运动的指令,将指令传到飞机舵面,飞机自动控制调整航向及姿态.     

空间目标姿态角估计与RCS反射图生成

介绍了一种空间目标姿态角估计方法,并在此基础上生成了RCS反射图.该方法主要是在直角坐标系中对目标的运动特征用二次项进行描述,并用最小二乘估计求解二次方程,从而根据运动方程估计出目标的姿态角.实测数据验证结果表明,该方法能够有效地估计出空间目标的姿态角变化情况,并可反映出目标RCS随其姿态变化的规律.     

重复使用空间运输系统轨道器的导航

空间运输系统轨道器的导航状态矢量的计算分两步进行:外推状态矢量(即对运动方程积分)和根据导航信息传感器的测量结果来修正该矢量.轨道器在发射段的导航完全用惯性测量器来实现.轨道器的位置和速度用惯性直角坐标系来确定.用导航滤波器来实现惯性测量数据与外部导航信息传感器数据的统一,而导航滤波器可以三路体制或单路体制工作.对发射入轨段、轨道飞行段、再入和着陆段的导航作了详细的叙述.     

翼伞系统雀降性能及控制研究

根据翼伞系统的动力学方程,建立六自由度运动模型。对翼伞系统雀降过程进行仿真,分析了操纵方式对雀降性能的影响。在归航过程中着陆阶段的特定情况下,针对航迹跟踪过程中产生的纵向偏差,设计PID控制器对偏差进行修正。仿真结果表明:所设计的控制器简单有效地消除了纵向的偏差,保证了雀降操纵的顺利实施。     

一种基于SGCMG的欠驱动姿态控制方法

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。     

时域有限体积法的格式稳定性分析

以模型方程为例,采用MUSCL插值的S-W通量分裂格式,分别结合二步、四步龙格一库塔时间推进格式建立数值求解方法.用Von Neumann傅里叶级数分析方法,通过对不同格式的放大因子及色散因子的计算,分析了时域有限体积法(FVTD)格式的稳定性.     

一种在时域内计算三维翼颤振的方法

使用模态法构造结构模型,研究了在时域内耦合结构模型和气动模型预测三维翼颤振的方法;求解N-S方程计算非定常气动力.Newmark算法简化颤振方程.采用无限平面插值方法耦合结构网格和气动网格;使用弹性系数算法和局部网格重构法重构非结构气动网格,以确保结构方程和气动方程进行耦合求解.AGARD 445.6翼算例检验了计算方法的可行性.     

基于保形分段三次Hermite插值的响应面法

基于可靠性分析理论,用保形分段三次Hermite插值方法构造响应面函数,以避免在整个设计空间内用一个形式固定的简单函数拟合隐式极限状态函数。插值中采用保形技术,可保证函数值不过度偏离给定数据。算例结果表明:采用保形分段三次Hermite插值方法构造响应面函数的拟合精度高于传统响应面函数。     

小型军舰的指挥与控制

一艘现代化军舰的战斗情报中心就象人的大脑一样,它接收各种探测设备的信号,处理数据,作出判决,发送指令,以及操纵其它一些遥控部件.尽管其中有些操作是完全自动化的,但一些操作只有在经过一定复杂的判断处理过程后才能得以执行.确切地说,战舰最高和最基本的“要求”就是生存,而且生存的首要前提是早期探测和预警一切可能的威胁.今天,敌人舰艇和飞机在地平线以外就可发射掠海导弹.     

热防护系统分区协调耦合推进方法

提出一种适用于热防护系统(TPS)热控性能研究的分区协调耦合推进方法，其中采用有限体积法(FVM)进行气动热分析，FVM空间离散采用NND格式，而结构传热采用有限元法(FEM)进行分析，且在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析，2 s时刻驻点处温度计算值与试验值相对误差为4.95%。研究了空天飞行器头锥TPS的热控性能，非耦合方法获得的防热瓦和应变隔离垫(SIP)最高温度分别比耦合结果高114.4 K和32.6 K，这是由于非耦合方法未考虑壁面温度升高对气动热的反馈作用，而耦合方法充分考虑了此影响。采用高热辐射率的涂层、低导热系数和较厚的防热瓦能有效提高热防护系统的隔热性能和降低主动冷却系统的功率和重量，而防热瓦最高温度对其导热系数和厚度不敏感。     

MTF曲面构造方法研究

调制传递函数（modulation transfer function, MTF）是定义在二维频率域空间的实函数,可用一个MTF空间曲面描述,是光学成像系统成像性能的一种重要的评价指标。由于成像系统的二维MTF曲面不能直接测量,需要先测量几个特定方向的一维 MTF曲线,再由曲面构造方法间接获得。对于同样的MTF曲线组,用不同方法构造出的MTF曲面各不相同,因此有必要研究MTF曲面构造方法的有效性。文章对现有构造 MTF 曲面的乘积法和插值法进行分析,提出一种新的旋转插补法,并使用（准）高斯函数和4次多项式函数作为二维MTF曲面的模拟标准,对上述3种方法的有效性和误差分布进行定量分析。实验结果显示,旋转插补法具有更好的适用性。     

基于分块反步设计的飞行器姿态稳定鲁棒控制

采用分块反步设计思想,结合输入状态稳定性理论,获得了一种具有鲁棒性能的 飞行器姿态稳定控制方案。该方案可自然地处理姿态耦合问题,实现半全局姿态稳定控制, 并对外部扰动具有鲁棒性,可直接应用在燃气动力的情况。对某空间飞行器的姿态控制系统 进行了数值仿真,仿真结果验证了该方法的有效性。     

导弹轨控喷流气动干扰全空域插值方法研究

导弹侧向喷流气动干扰受海拔高度影响显著,主要原因在于雷诺数和压力比会随海拔高度的变化而变化。受大气参数的影响,雷诺数和压力比的变化规律并不一致。为能在现有气动模型基础上既保证插值精度又减少节点数,通过数值模拟方法研究了雷诺数和压力比对轨控喷流气动干扰的影响。结果表明:海拔高度对喷流气动干扰的影响主要由压力比变化造成,雷诺数变化产生的影响相对较小,且喷流干扰与压力比间存在一定的线性关系。因此,提出了一种基于压力比的喷流气动干扰插值方法。相比于传统的基于高度的插值方法,该方法可显著提高插值精度,并减少节点数,适用于全空域轨控喷流气动建模。     

典型飞行器线角复合振动环境再现技术

为在实验室条件下再现某飞行器系统经历的线振动与角振动复合环境,在分析实测飞行环境数据的基础上,采用虚拟响应点方法对试验控制波形进行解算;通过搭建专用试验系统,采用时域波形复现的方法实现了线角复合振动的间接控制。试验结果表明:该模拟试验方法在频率1000 Hz以内能够较好地复现飞行器的飞行环境特征,为再现外场振动环境提供有效的解决途径。     

飞行器制导控制一体化编队控制器设计

针对主从式结构飞行器协同编队控制问题，以侧滑转弯飞行器为研究对象，采用制导控制一体化(Integrated guidance and control, IGC)方法设计编队控制器。首先在惯性坐标系中定义相对运动坐标系，建立相对运动模型，结合飞行器动力学模型，得到全状态制导控制一体化模型；然后采用反演方法，结合滑模变结构与神经网络自适应理论设计了编队控制器，并证明了控制系统稳定性；最后在高速情况下进行了六自由度数值仿真，对比了IGC设计方法与分离设计方法的控制性能。仿真结果表明所设计的IGC控制器能够快速精确地对期望编队队形进行构建与保持，并且较分离设计方法具有优越性。     

非开普勒轨道下卫星交会变轨决策研究

针对卫星在非开普勒轨道下的运动特征,提出了研究卫星交会变轨决策的方法。首先,在Hill坐标下,采用比例导引方法求解卫星进行变轨机动时所需要的速度增量。然后,再通过Lagrange插值算法解出卫星在任意特征点上变轨机动所需要的速度增量,根据数字仿真得出大量的仿真数据并画出满足变轨决策条件的决策曲面。最后,对决策曲面的涵义做出分析,说明了该方法对于研究非开普勒轨道下卫星变轨决策问题具有一定的意义。     

飞行器气动参数智能在线辨识技术研究

气动参数辨识对于大气层内飞行器来说至关重要,通过在线气动参数辨识可规划更准确的飞行轨迹,并对控制参数进行自适应调整。传统辨识方法的模型较为复杂,运算量大,无法满足飞行器在线辨识的要求。而基于神经网络的智能参数辨识方法,不仅可以离线对网络模型进行训练,并利用历史飞行数据进行模型修正,也可在线时直接利用训练好的网络对参数进行快速调整,在保证参数估计精度的同时,保障参数估计的快速性。提出了一种基于支撑向量机(SVM)的样本扩充和神经网络参数在线快速修正方法。通过仿真和统计,证明了基于SVM的神经网络方法对飞行器气动参数进行在线快速智能辨识的可行性。     

非对称变翼飞行器复合控制系统设计

针对非对称变翼飞行器的姿态控制问题，提出了一种复合控制系统的设计方法。基于非对称变翼的姿态动力学模型，将变翼作为一种主动控制方式，提出了非对称变翼的使用条件，并采用逻辑函数设计了气动舵和变翼的复合控制分配策略。利用扩张干扰观测器估计了变翼过程中的扰动，采用全局滑动模态的变结构控制方法，设计了姿态复合控制系统，抑制了变形过程中参数的剧烈变化和变形引起的附加扰动。通过仿真，一方面与固定翼飞行器对比，校验了非对称变翼控制的有效性；另一方面通过气动数据的正负拉偏，验证了控制器对气动参数的摄动有良好的鲁棒性。     

带有引诱角色的有限时间协同制导方法

为实现高价值飞行器的有效突防，采用突防飞行器携带一枚防御器的协同突防方案，在突防器作为引诱角色的情况下，基于有限时间控制理论提出了一种带有拦截角约束的协同制导方法。基于飞行器相对运动学方程和一阶动力学特性，建立了带有拦截角约束的协同反拦截模型；用度量矩阵刻画系统有限时间输入输出动态品质，基于微分线性矩阵不等式给出了有限时间状态反馈控制器设计方法。数学仿真表明，该方法能够确保防御器在有限时间内以预置的拦截角有效拦截对方拦截器；在突防器进行引诱配合的情况下，协同突防方案能够大幅节省防御器需用加速度，验证了协同制导方法的有效性；同时，所提制导方法在不同拦截角度和初始发射条件下都能达到较好的控制效果，表现出较强的鲁棒性。