SINS/GPS制导炸弹俯仰平面制导控制一体化设计

根据SINS/GPS制导炸弹动力学特性,首先推导了俯仰通道的制导控制一体化状态模型.然后在充分考虑制导和控制回路的不确定性基础上,利用terminal滑模控制方法,设计了制导控制一体化状态反馈控制律,所设计的控制器一方面保证制导炸弹满足打击精度和末端落角约束要求,另一方面保证控制回路的稳定性与鲁棒自适应性.采用模糊控制克服了变结构控制项引起的系统抖振.最后,分别进行了极端气动条件与取投放域边界值情况下的某型SINS/GPS制导炸弹六自由度飞行控制弹道仿真,仿真结果验证了此方法的有效性.     

航空制导炸弹SINS/GPS组合导航系统的设计

针对某型航空制导炸弹设计了SINS/GPS组合导航系统,考虑到制导航弹的高精度、低成本的特殊要求,系统采用了基于挠性陀螺的IMU作组合,而导航计算机采用基于“浮点DSP FPGA”的主从式多处理机模式,具有实时性好、运算精度高等优点,同时文章讨论了系统软件的详细设计,包括系统自检、初始对准、惯导解算、信息融合等模块的设计及部分核心算法的实现,最后对原理样机进行了地面跑车试验,试验结果表明系统的设计是成功的,利用该方案设计的原理样机能够满足实际要求。     

制导炸弹大空域下的动力学模型

针对惯性导航/卫星定位方式制导炸弹在大空域下的工作过程和特点,建立了空中的运动数学模型,分析了大空域下制导炸弹运动的非线性因素,并在线性化模型的基础上,发展了一种时变的非线性模型来描述制导炸弹大空域下飞行动力学系统的方法。最后进行了仿真,结果表明,该方法是合理的,为后续制导炸弹控制系统的自适应设计与仿真提供了参考。     

悬停旋翼下洗流对导弹的气动特性和初始弹道的干扰研究

用广义尾流模型计算了悬停旋翼下洗流场,在此基础上用工程方法计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的某空空导弹的气动特性.将气动力计算和初始弹道计算相耦合,计算了导弹的初始弹道,给出了气动参数沿初始弹道的变化曲线,并对计算结果进行了分析.数值计算结果表明旋翼下洗流对导弹的气动特性和初始弹道有显著的影响,在尾迹区内导弹的气动参数变化较大,尾迹区外气动参数变化比较平缓;弹道参数与无下洗流干扰条件下相比也有很大不同.本文揭示了旋翼尾流对导弹的气动干扰规律和导弹的初始运动规律,研究成果对改进机载导弹的发射技术和弹道控制有重要的意义.     

旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究

直升机发射导弹时,旋翼尾流对导弹产生很强的气动干扰,研究旋翼尾流对导弹的气动干扰对于改进机载导弹发射技术具有重要意义。结合动量理论和涡流理论,推导了桨叶环量方程,用广义尾流模型计算了旋翼下洗流场。并在此基础上用工程方法计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的某空空导弹气动特性,揭示了旋翼尾流对导弹的气动干扰规律,为直升机载导弹的发射控制提供了参考依据。     

单兵火箭弹简易制导控制方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较远的作用距离和较高的命中精度,针对静止目标,设计了单兵火箭弹简易制导控制律.首先,将飞行弹道进行分段设计,以瞄准线作为基准弹道,采用虚拟目标导引法实现对基准弹道的跟踪;然后,进行STr控制器的设计,基于典型设计点处控制器的参数插值,得到实时飞行过程中的控制器参数,确保火箭弹在整个飞行过程中具有较高的控制精度;最后,进行了仿真计算,通过仿真结果分析可知,所设计的制导控制系统具有较高的鲁棒性.     

一种适合无动力飞行器的复合制导律与仿真研究

针对无动力飞行器的"无动力"特点,提出了中制导与末制导相结合的复合制导方案.中制导通过寻优算法实时解算最优攻角使飞行器升阻比最大,以充分利用飞行器气动力增加前飞距离;末制导采用模糊变结构制导律,通过模糊控制技术,自动选取制导律切换项的强度,以达到削弱抖振的目的,从而有效解决有末端落角约束的精确末制导问题,使得无动力飞行器的射程和落角姿态都达到满意效果.以某型SINS/GPS制导炸弹为例进行了仿真计算,仿真结果表明该方法的合理性与正确性.同时,该制导方案简单、实用性强,有很好的工程应用前景.     

H∞滤波与粒子滤波在SINS传递对准方面的比较研究

为提高传递对准的精确性和鲁棒性,将H∞滤波和粒子滤波运用到SINS动基座传递对准,并对H∞滤波和粒子滤波应用于传递对准的鲁棒效果进行了比较。仿真结果表明,在有色噪声和白噪声强度较小时,两种滤波方法的滤波精度差别不大,但当有色噪声和白噪声强度较大时,粒子滤波精度优于H∞滤波。并且就估计精度而言,其鲁棒性优于H∞滤波,但H∞滤波的估计速度优于粒子滤波。