基于SDRE法的非线性鲁棒滑模末制导律设计

从智能控制理论出发,针对拦截机动目标的燃料最优问题,提出将状态相关黎卡提方程法(SDRE)和滑模控制相结合的末制导律设计方法,即利用前者将非线性模型转化为基于状态系数的线性结构后设计次优制导律,利用后者实现对机动目标引起的不确定干扰项的补偿。仿真结果表明,与自适应滑模末制导律相比,该方法具有制导精度更高、更加节省燃料的优势。     

基于当前统计模型的变结构制导律

将变结构制导律应用于空空导弹的末制导段,在获得被动雷达角度测量信息的基础上,用基于弹目相对信息的自适应当前统计模型进行滤波得到距离、速度等信息。在滤波过程中采用自适应扩展kalman滤波改善测量方程线性化带来的误差,将自适应当前统计模型与自适应扩展kalman滤波相结合设计目标跟踪滤波器,提高传感器对目标的跟踪性能。仿真结果表明该方法对目标具有良好的跟踪性能。     

多传感器融合目标跟踪

分析了基于成象和雷达两种传感器对目标状态的测量模型及其融合模型。针对两种传感器之间测量信息的不同步问题,给出了一种基于最小二乘法的不同步信息之间的时间配准和融合方法,并设计了跟踪滤波器。     

基于复合地标导航的动平台四旋翼飞行器自主优化降落技术

针对四旋翼飞行器在依靠地标导航完成动平台自主降落任务中存在的目标易丢失、地标定位死区大和降落可靠性差等问题,设计了一种基于复合地标导航的动平台四旋翼飞行器自主优化降落系统。该系统以圆环地标和二维码构成复合地标来解决仅用单一地标定位时存在的定位死区大和定位范围小等问题。针对地标识别丢失、动平台车轮打滑和码盘标定不精确等问题,建立动平台的精确运动模型同时考虑码盘包含未知测量偏差,基于扩展卡尔曼滤波器实现了对动平台连续位姿的在线估计。最终,基于动平台位姿估计结果以最小Jerk指标设计降落轨迹和降落策略,实现了四旋翼飞行器在动平台上高效平稳的降落。为验证所提系统的有效性,设计了仿真和实际降落实验,验证了所提复合地标实现摄像头距离在0.5~6.0 m内的综合完整定位;所设计的动平台状态估计器能在码盘存在未知测量偏差的情况下准确估计出平台的实时位姿,同时所提自主优化降落策略和轨迹规划算法保证了可靠的动平台降落。     

基于EKF的天线罩误差斜率多模型估计方法

 提出一种新的滤波器结构,利用基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的多模型(MM)算法,对天线罩误差斜率进行估计,降低天线罩误差对雷达自寻的导弹的影响,提高系统性能。在三维坐标下,创建包含导弹运动方程、目标运动方程、弹目相对运动方程的滤波模型。采用EKF算法,对包含天线罩误差的非线性观测方程进行线性化处理;依照多模滤波的思想,对天线罩误差进行离散建模,构建伪观测方程,更新模型概率,得到天线罩误差斜率的估计值;将斜率估计结果代入EKF,得到滤除天线罩误差影响的系统状态量估计结果并形成制导指令。仿真结果表明,所提方法可以有效地估计天线罩斜率,提高系统制导精度。     

双重未知干扰解耦的多传感器系统偏差校正与状态估计

具有未知干扰输入的随机系统状态估计问题广泛存在于控制、通信、信号处理和故障诊断等领域,但目前的研究成果大多局限于单传感器动态离散系统。针对状态方程含有未知干扰、量测方程含有未知偏差的多传感器系统状态估计问题开展了研究,提出了一种双重未知干扰解耦下的最小方差无偏估计滤波器。首先,建立量测偏差通用演化模型;然后,解耦偏差演化模型中的未知输入,设计最小方差无偏估计器对量测干扰偏差进行估计;之后,利用估计出的量测偏差来校正动态系统测量值;最后,根据量测偏差校正后的系统模型设计最优状态观测器,获得具有最小方差无偏的状态估计。径向飞行控制系统的例子验证了所提方法的有效性,与相关方法的仿真对比反应了所提方法的优越性。     

基于广义Kalman估计的机载雷达高精度控制系统

 研究了在某型现役机载雷达系统中, 采用广义Kalman 滤波器方法来预估目标机的俯仰角和方位角,产生跟踪目标用的雷达天线驱动信号, 替代传统的速率陀螺测量元件来补偿本机机动所造成的扰动的方法,同时对探测信号本身所具有的延迟起到了补偿作用。对目标的运动采用直角坐标系中的Singer 模型描述, 而对测量信号则是应用极坐标系中的描述, 采用广义Kalman 滤波器来完成估计, 即在每一步的估计和控制中对计算测量方程进行线性化结果, 实现两种坐标系的转换。通过应用Matlab/ Simulink 软件对整个系统的建模、设计及仿真研究, 得到了满意的结果。     

机动飞机的大迎角空气动力特性的预测

本文描述了一种初始设计的分析预测能力,它适用于非线性,气流条件随时间变化的非定常机动中的飞行器,此方法是流体动力学和飞行力学的直接耦合,用于分析大迎角和快速机动相关的旋涡,分离气流占主导地位的气流现象下飞行器的飞行状态,这种模块化设计方法基于正确地反映了复杂气流的物理特性,且补充了某些经验数据的数学气流模型之上,这种基于物理性质的方法适用于一般构型的飞行器,它不受特定的经验数据所决定,使用起来比较经济,由此得出的方法可应用来预测飞行器的指定机动动作或者气流条件,这种方法也可和解6自由度运动方程结合起来,用来预测飞行器的飞行轨迹和瞬态特性曲线,本文还介绍了对风洞模型和全尺寸试验飞行器的空气动力特性的测量和预测。     

主-从多飞行器三维分布式协同制导方法

针对三维空间下的多飞行器协同打击问题,基于主飞行器和从飞行器架构提出了两种分布式协同制导方法,实现了所有飞行器最终对目标的同时命中。方法1在定义协调变量的基础上,通过对所选协调变量的一致性协同控制使从飞行器状态同步于主飞行器状态。方法2提出了分布式观测器对主飞行器的状态进行准确估计,各从飞行器通过跟踪观测的主飞行器状态信息实现命中时间的一致。理论分析表明,两种方法都可保证多飞行器同时命中目标。仿真结果验证了所提方法的正确性和有效性。     

基于滤波器结构的压缩感知雷达感知矩阵优化

 压缩感知雷达的目标场景恢复性能要求不同目标的反射回波在压缩空间上的互相关性尽可能小。基于该思想,提出了压缩感知雷达感知矩阵优化模型,根据系统参数和任务信息,以降低感知矩阵互相关性为目标,自适应地构造发射波形和测量矩阵,提升系统性能。分别给出了基于滤波器结构的压缩感知雷达发射波形优化、测量矩阵优化以及波形-测量矩阵联合优化算法。仿真结果表明:本文提出的压缩感知雷达感知矩阵优化模型和算法能够有效地提高场景恢复精度。     

Satellite formation reconfiguration and station-keeping using state-dependent Riccati equation technique

The current paper presents optimal reconfigurations and formation-keeping for formation flying satellites. The state-dependent Riccati equation (SDRE) technique is utilized as a non-linear controller for both the reconfiguration problem and formation-keeping problem. For the SDRE controller, a state-dependent coefficient (SDC) form is formulated to include non-linearities in the relative dynamics and J₂ orbital perturbation. The Taylor series and a transformation matrix are used to establish the SDC form. Optimal reconfiguration trajectories that minimize energy in satellite formation flying are obtained by the SDRE controller and compared with those obtained from a linear quadratic regulator (LQR) and a linear parameter varying (LPV) control method. It is illustrated that the SDRE non-linear controller of the current study obtains relocation accuracy of less than 0.1% of formation base-line length, while the LQR controller and LPV controller yield relatively large relocation errors. The formation-keeping controller developed using the SDRE technique in the current study also provides robustness under severe orbital perturbations.     

北斗卫星导航( 区域) 系统星座对中国载人航天器的服务能力仿真分析

载人航天器可以利用北斗卫星导航系统实现自主导航定位和相对测量以支持轨道确定和交会对接任务。为了评估当前星座条件下北斗卫星导航(区域)系统对中国载人航天器的服务能力,建立了当前北斗卫星导航(区域)系统的星座仿真场景。利用载人航天器轨道参数,对其轨道处北斗区域星座的覆盖特性和服务能力进行了仿真,分析了可以用于载人航天器绝对定位和相对定位的时间长度、可见卫星情况、位置精度因子等特性。分析结果表明,在载人航天轨道的一些持续时间段内,航天器可以利用北斗(区域)系统完成绝对和相对定位功能。     

Optimal Terminal Rendezvous as a Stochastic Differential Game Problem

The optimal terminal rendezvous of two satellites in orbit about the Earth is studied using a stochastic model and formulating the rendezvous as a game problem. Each satellite has noise-corrupted output measurements and uses a Kalman filter to generate the best estimate of the states describing the rendezvous. The optimal control for the satellites is determined. A comparison is made in terms of dimensionality and complexity to a deterministic solution of the rendezvous problem.     

爆破战斗部对超音速导弹毁伤效应研究

通过对不同弹目相对距离、交会角工况下,爆破战斗部冲击起爆超音速导弹战斗部临界距离和结构毁伤发动机舱效应的数值模拟计算,研究、评估了爆破战斗部爆炸产生的冲击波和爆轰产物对超音速导弹的毁伤效应。结果表明:爆破战斗部对超音速导弹的毁伤以结构毁伤为主,冲击起爆超音速导弹战斗部能力较弱;爆破战斗部对超音速导弹发动机舱的毁伤效应,随弹目相对距离的增加而迅速减小;弹目相对距离相同时,各工况下的毁伤效应,先随弹目交会角的增大而增大,而后随弹目交会角的增大而减小。     

一种应用于弹道导弹控制的朗伯特导引方法

介绍了一种用于与弹道目标会合的三自由度拦截弹仿真,其导引方法可以使拦截弹与弹道目标的位置和速度相匹配,在会合后能够跟随目标运动。该方法采用朗伯特导引,控制在主动段飞行的导弹,使它的弹道与弹道目标的弹道重合。在与弹道目标会合之前,预先设定了一个短暂的末修段,以使拦截弹的速度与弹道目标的速度相匹配。     

基于STK的小卫星轨道交会设计研究

利用球面三角形的几何关系进行了基于STK(卫星工具包)的小卫星轨道交会的规划和设计。采用一种较为方便的轨道交会设计方法,并使用功能强大的专业STK软件来仿真和演示,取得了良好的仿真效果,能够较好地满足航天器轨道交会设计的要求,对于其它类型的轨道规划有一定的借鉴作用,为各种航天器的仿真研究提供了一种新的方法。     

球形重力场下的视线动力学方程

以交会对接问题为背景,建立了球形重力场下的视线动力学方程,其简化形式可以描述平面重力场下的相对运动。该方程直接描述了视线参数和机动策略之间的关系,可广泛应用于相对运动问题的机动策略研究。     

多自主翼伞系统建模及其集结控制

当前对翼伞系统的研究主要集中在单个翼伞,但实际空投中一般需要使用多个翼伞,才能完成大量物资、装备的空投补给任务,而多个翼伞同时空投时,将会出现翼伞需要集结、相互间需要避免碰撞等在单翼伞空投时不存在的问题。现有的单翼伞系统已能通过GPS/惯导系统及其他板载传感器实现自主飞行,针对多个自主翼伞的空投任务设计算法,以控制下降翼伞之间的相互运动,实现多翼伞系统的集结和避碰。首先以质点模型为起点,通过引入新的独立变量,并将翼伞运动转换至风固定坐标系,使得单个翼伞质点模型降维为非线性降阶模型,进而得到多自主翼伞模型,在此基础上提出了一种集结控制算法,利用每个翼伞自身的状态信息和相邻翼伞的状态信息,采用势场法使得多翼伞实现集结并避免碰撞,最后一致地降落至地面。仿真结果表明多个自主翼伞实现了集结,减小了翼伞的着陆散布,降低了翼伞之间的碰撞风险,验证了该方法的有效性,可以为进一步研究多自主翼伞协同控制提供理论参考。     

Survey of orbital dynamics and control of space rendezvous

Rendezvous orbital dynamics and control （RODC） is a key technology for operating space rendezvous and docking missions. This paper surveys the studies on RODC. Firstly, the basic relative dynamics equation set is introduced and its improved versions are evaluated. Secondly, studies on rendezvous trajectory optimization are commented from three aspects： the linear rendez- vous, the nonlinear two-body rendezvous, and the perturbed and constrained rendezvous. Thirdly, studies on relative navigation are briefly reviewed, and then close-range control methods including automated control, manual control, and telecontrol are analyzed. Fourthly, advances in rendezvous trajectory safety and robust analysis are surveyed, and their applications in trajectory optimization are discussed. Finally, conclusions are drawn and prospects of studies on RODC are presented.     

一种用于空间交会绕飞与逼近段的模糊控制律

研究了空间交会绕飞与最后逼近段的控制问题,设计出一种用于实现绕飞与逼近控制的模糊控制方案。在考虑测量误差的情况下,分别利用最小二乘与卡尔曼滤波方法对测量数据进行优化处理,并采用模糊控制方案实现绕飞与逼近段的仿真,仿真结果证实了模糊控制算法控制精度可以满足交会任务的需要,也验证了在具有测量误差条件下不同仿真方案所采用的模糊控制策略的有效性。