基于模糊理论的碟形飞行器复合控制分配策略

针对碟形飞行器变质量矩/推力矢量复合控制系统,研究了以输出误差和误差变化率为参考量及基于模糊理论的控制分配策略。仿真表明,这一设计能够实现两种控制方式的优势互补,达到了良好的控制性能。     

具有饱和补偿的碟形飞行器神经滑模控制

针对执行机构饱和非线性未知的碟形飞行器,在考虑执行机构动态的基础上,设计了基于神经网络的滑模控制器,给出了相应的控制律和参数选择方法.神经网络用来估计执行机构的饱和量,从而在设计控制器时,可以对执行机构的饱和进行相应补偿.仿真结果表明了该方法的正确性和有效性     

旋转捷联惯导系统原理及典型方案分析

旋转捷联惯导系统采用旋转调制误差补偿技术对陀螺仪和加速度计误差进行调制,可以提高系统导航精度。文章借助捷联系统基本误差方程,简要分析了旋转调制误差补偿的机理;通过对几种典型IMU旋转方案的分析和仿真,验证了旋转调制误差补偿技术的有效性并比较了不同旋转方案的特点。     

导弹过载控制设计方法研究

以导弹纵向通道为例,给出了导弹的过载控制模型,研究了传统PI/角速度反馈控制、滑模控制和H∞/混合灵敏度控制方法,进行了仿真计算.通过比较,得如下结论传统PI/角速度反馈控制结构简单、工程上易于实现,但系统响应速度慢,且鲁棒性较差;滑模控制响应速度快,但很容易产生抖振,而消弱抖振后,稳态误差明显增大,鲁棒性能变差.反复仿真计算表明,选择这种滑模面控制方法不适合用于导弹的过载控制;H∞/混合灵敏度控制方法的响应速度快,鲁棒性能较好,但控制器阶次较高,工程上较难实现.     

直接力与气动力复合控制前向拦截导引律综述

直接力与气动力复合控制前向追击在拦截高空高速目标方面具有独特的优势。分别综述了前向拦截导引律和直接力气动力复合控制设计方法的研究进展,其中,直气复合控制分别从点火逻辑设计、控制分配方法、气动舵控制和直接力控制分别设计、俯仰和偏航通道同时设计、复合控制导弹的制导律设计等几方面进行分类分析,并介绍了复合控制前向拦截导引律进展。最后,指出了值得进一步研究的几个关键问题,可为今后的研究提供参考。     

极值搜索算法的研究与进展

回顾了极值搜索算法的发展历程,分析了单变量和多变量极值搜索算法、滑模极值搜索算法、斜率搜索算法等算法的优缺点,着重描述了变参数滑模极值搜索算法和退火回归神经网络极值搜索算法等,并且通过重构系统的损失函数方法将极值搜索算法的应用推广至一般系统,拓展了其应用范围。通过其应用实例说明,极值搜索算法能够解决航空控制、工业生产中的一些关键技术问题,因而有必要深入研究极值搜索算法。     

飞机数字化全电刹车系统的设计

设计的飞机全电刹车系统,以四无刷直流电机驱动四滚珠丝杠布局的机电作动机架,取代了原来液压刹车的活塞阀门作动机架,电机通过传动装置驱动滚珠丝杠松刹刹车盘实现飞机的刹车。在硬件设计上,刹车控制器的CPU采用TI公司的电机及运动控制专用DSP2407,以满足对控制系统的性能要求;4台无刷直流电机的换相信号由可编程逻辑器件完成;对电机的驱动采用了MOSFET与栅极驱动芯片IR2130组成的功率驱动电路,实现了无刷直流电机的高效驱动。     

一种针对交互式软件的功能测试方法

交互式软件的功能是通过复杂的人机交互完成的,目前的功能测试常常只考虑软件的界面信息,而不考虑软件的具体需求和逻辑实现流程,这就导致测试巾随意性较大,测试过程难以有序进行。针对这种情况,文章提出了一种基于数据流图的功能测试方法,依据交互式软件的需求规约和用户界面,以数据的流向来组织功能测试过程。     

某型战术导弹机内测试方法

在对某型战术导弹测试原理分析的基础上,确立了分布式机内测试的基本方案,介绍了其执行过程,并给出了基于静态测试的分系统测试和基于动态测试的综合测试方法,为弹上系统设计阶段的可测试性和自测试能力设计提供了技术参考。     

带有攻击角度控制的三维制导

在三维空间导引动力学与运动学模型的基础上,假设目标静止,而导弹本身以恒速运动,基于李雅普诺夫稳定性理论设计了三维导弹导引律。根据实际的攻击角与设定的攻击角误差,分析和设计了期望的视线角运动学,在此基础上,给出了带有攻击角度控制的三维导弹导引律。仿真结果证明了该方法的正确性和有效性。