导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法

针对导弹俯冲打击地面目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO)和反步滑模设计思想,提出一种导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法。充分考虑制导与控制系统之间以及控制系统三通道间的耦合关系,建立了制导与控制一体化三通道耦合模型。通过ESO对导弹运动六自由度(6DOF)系统内各通道间的动态耦合项和不确定性进行实时观测和动态补偿,实现通道间的主动解耦,从而设计了基于ESO的导弹制导与控制一体化三通道解耦控制律。同时,为了解决在使用ESO对高阶非线性系统进行状态观测时引起的"运算膨胀"问题,通过设计自适应控制律对ESO观测误差进行补偿。基于李雅普诺夫稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。并与制导与控制一体化三通道独立设计方法和传统的制导与控制系统设计方法进行对比仿真,结果验证了基于ESO的导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法的有效性和优越性。     

偏转弹头导弹动力学建模与仿真研究(英文)

针对采用旋转单通道控制的偏转弹头导弹,研究了其动力学特性。根据弹体的自旋特性,综合考虑弹头与弹体之间的相互作用,利用无根多刚体系统动力学方法在准弹体坐标系中建立了完整的偏转弹头导弹刚体动力学模型,并对其进行了线性化;在此基础上,对偏转弹头导弹通道间的耦合特性、弹头偏转对弹体运动的影响以及弹体动态特性进行了仿真分析。理论分析与仿真结果表明,偏转弹头导弹各通道之间是相互交连耦合的,弹头偏转将导致弹体向相反的方向运动,所建立的偏转弹头导弹动力学模型是正确合理的。     

基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦设计

导弹大迎角飞行时,系统非线性特性非常明显,各通道间有很严重的气动交叉耦合现象.为实现对系统的非线性解耦,构造了基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦控制器,设计了非线性动态逆系统,利用RBF神经网络逼近逆误差.仿真实验结果表明:所设计的控制系统具有良好的解耦和指令跟踪能力.     

旋转导弹电动舵机控制器超前补偿方法

针对旋转导弹控制系统交联耦合问题,采用执行机构控制器前置动态补偿环节,指令端附加稳态解耦补偿矩阵的方法,削弱了由于执行机构延迟造成的通道间控制耦合。通过对舵机控制系统仿真建模及实验验证,计算出不同转速相角延迟情况,为动态补偿提供依据。基于工程需求,结合实际弹体气动参数解算不同旋转速度下交联耦合角度,在舵系统前端加入动态超前环节,为设计解耦控制器提供依据,并验证可行性。     

偏转弹头导弹控制系统设计与仿真

根据弹头的可偏转特性,利用无根多刚体系统动力学方法建立了偏转弹头导弹的动力学模型,并对通道间的耦合特性及弹头偏转对弹体运动的影响进行了分析。在此基础上,将通道间的耦合及弹头偏转对弹体运动的影响作为干扰项处理,将气动参数的非线性变化等效为标称参数的摄动,利用变结构控制理论设计了偏转弹头导弹的控制器。仿真结果表明,所设计的变结构控制器能够有效地减小和消除俯仰、偏航通道对滚转通道的耦合作用以及弹头偏转对弹体运动的影响,较好地抑制了导弹气动参数的摄动,具有较高的稳态精度和良好的动态性能。     

大气层内导弹姿态控制方法研究

本文以大气层内导弹为研究对象,对导弹的姿态控制方法进行研究.根据大气层内导弹运动方程组及空气动力方程等得出导弹的姿态控制系统数学模型.由于导弹的姿态控制数学模型是强耦合、非线性的,因而在控制器设计之前,采用小扰动理论进行线性化处理,得到俯仰、偏航、滚转三个通道的传递函数.针对特征点,采用PD控制方法分别设计三通道的控制律,在此基础上,进一步设计了基于增益调度的PD控制规律.仿真结果表明,提出的姿态控制方法可以实现大气层内导弹的姿态控制,满足指标要求.     

BTT导弹控制系统过载信号滤波器设计

BTT导弹控制系统的控制命令须由过载信号滤波得到.首先,确定了滤波器的数学模型,用指数加权递推最小二乘法(RES)辨识出滤波器设计的几个重要参数;然后,用鲁棒控制算法设计了BTT导弹的俯仰/偏航通道的过载信号滤波器和滚动通道的控制命令滤波器;最后,进行了BTT导弹控制系统的六自由度(6DOF)数学仿真,仿真结果验证了滤波器设计的有效性.     

基于时滞不确定理论的导弹鲁棒控制系统设计

针对含有参数不确定性、干扰和响应延迟的控制系统鲁棒性设计问题,采用状态反馈控制方法设计控制系统,使得闭环控制系统在保证渐进稳定的同时满足H∞性能指标要求.建立导弹控制系统的线性离散模型,将提出的基于时滞不确定理论的设计方法应用于导弹俯仰-偏航通道的自动驾驶仪设计.通过仿真计算,验证了提出的控制系统设计方法在气动参数摄动...     

基于微分几何方法的大迎角导弹解耦控制

导弹在大迎角飞行时，非线性及耦合严重，而且大迎角本身引起的非线性和耦合也必须加以考虑。采用微分几何方法，通过在控制系统中人为地加入耦合信息，以抵消弹体运动的交叉耦合，设计大迎角导弹解耦控制系统。并对结果进行了仿真验证，证实所设计的控制系统可以很好地控制导弹的大迎角飞行。     

基于临近空间防空导弹的气动力控制系统仿真

对基于临近空间防空导弹的气动力控制系统进行了研究和设计。给出了导弹的气动力控制系统数学模型的推导、建立过程,并利用状态反馈配置极点的方法,对导弹的控制系统进行了设计。在MATLAB/Simulink平台上,对具体实例进行了仿真计算,给出了导弹与目标的飞行仿真轨迹,以及导弹俯仰和偏航两个通道的过载变化图。通过对仿真结果的分析,指出了所设计的气动力控制系统在飞行于临近空间、气动舵输出过载大小有限的情况下,也能够使得导弹准确拦截目标。     

方波幅度的测量不确定度

介绍了用众数法评价方波幅度时的不确定度分析和评价过程；讨论了主要的不确定度来源，包括众数判别区间的影响、波形测量系统幅度测量误差的影响等等；给出了减小不确定度的主要措施，并结合一个实例，给出了方波幅度的不确定度评价结果。     

秒表检定的测量不确定度评定

介绍了用标准时间间隔发生器检定秒表时，测量结果不确定度分析和评定过程；讨论了测量不确定度的几个主要来源；通过一组实例，给出了秒表检定不确定度的分析和评定结果，该过程和结论可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度分析上，也可用于估计秒表检定本身的不确定度。     

高校图书馆期刊管理服务创新举措

高校图书馆期刊管理工作需立足本校实际情况,提高期刊信息服务意识及采购质量,建立合理的馆藏期刊结构,创新期刊管理服务措施,拓展期刊服务内涵。高效发挥期刊信息的作用,提高期刊资源利用率,更好地为读者服务。     

电磁辐射干扰试验的测量不确定度评定

详细地分析了利用吉赫兹横电磁波室进行小体积受试设备(EUT)电磁场抗扰度测试的不确定度。     

逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度评定

介绍了逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度分析评定方法，评定过程及结论，可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度评定分析上。     

非线性方程迭代算法收敛性分析

从几何上分析了迭代格式xn+ 1=φ(xn)所产生的序列收敛于方程根的收敛条件 ,导出了不依赖函数可导性判断迭代序列收敛的收敛定理 ,给出了产生收敛的迭代序列的技巧。     

高校廉洁文化教育的载体构建

作为构建反腐倡廉体系的基础性工作之一,高校廉洁文化教育是从源头上防治腐败的根本之策,关系到整个社会廉洁文化的建设。从打造廉洁文化教育教师主体团队,发挥党团组织的战斗堡垒作用,弘扬廉洁校园文化节、占据网络文化教育阵地等方面,对高校廉洁文化教育载体进行研究,旨在为高校廉洁文化教育提供些许参考意见。     

数显测高仪示值误差的测量不确定度评定

针对数显测高仪各校准点示值误差的校准方法,给出了示值误差的数学模型,并以某校准点为例,对该校准点示值误差的合成标准不确定度和扩展不确定度进行了评定.     

硼粉燃烧热值测试不确定度分析

基于硼粉点火和燃烧特性,介绍了硼粉燃烧热值测试原理和方法,分析了影响硼粉燃烧热值测试不确定度的因素,并对各不确定度分量进行了评定。结果表明,影响硼粉热值测试不确定度的主要因素有：系统热容量的不确定度和助燃剂热值的不确定度;在助燃剂保障硼粉完全燃烧的条件下,减小助燃剂热值的不确定度是提高硼粉热值测试准确度的关键因素。     

基于正交设计的某型飞机翼尖小翼优化设计方法研究

飞机翼尖小翼设计是一个多因素设计,在机翼设计中比较复杂,影响参数较多。采用基于正交设计的方法,利用CFD技术,可较快的优选出小翼的倾斜角、高度、前缘后掠角、安装角等参数。以设计状态为例,对优选出的每个因素取三种水平进行了具体的计算,并给出了具体的结果,通过各因素在各水平下的平均升阻比,可以得到最优的参数值。结论说明给出的方法是合理的。实验也证明了该方法可以节约时间和经费。