基于视觉引导的无人直升机着舰技术研究

以无人直升机为被控对象,根据实际着舰流程研究了视觉引导系统的软硬件架构。在硬件上通过在摄像头加装云台,避免了无人机因姿态改变造成视野中目标图像的丢失,提高了位姿解算的精度。提出一种以红外灯设计的合作目标图案为着舰目标的视觉引导着舰系统,能够在不同光线强度、复杂周边环境下成功识别合作目标,具有良好的抗噪能力。研究设计了一套图像处理与位姿解算的引导系统,通过实验验证姿态参数的误差在2°以内,位置参数的误差小于2cm,能够满足着舰的精度要求;每帧图像的处理速度在30ms左右,具有良好的实时性。     

基于自适应控制的近空间高超声速飞行器研究进展

综述了高超声速飞行器数学建模与自适应控制技术。在概述典型数学模型基础上,着重概述了模型参考自适应控制、浸入-不变集非线性自适应控制、自适应动态面反步控制、自适应滑模控制、自适应模糊滑模控制和神经网络自适应控制等多种自适应控制技术在高超声速飞行器中的应用与研究。对高超声速飞行器自适应容错控制技术现状,自适应控制在高超声速飞行器飞行测试中的应用情况进行概述。总结了高超声速飞行器的当前研制项目和技术现状,重点展望了若干种鲁棒非线性自适应控制技术。与已有综述相区别,重点概述自适应控制在解决高超声速飞行器鲁棒、稳定、切换、协调等关键控制问题的研究进展。     

基于动态逆-PID的高超声速飞行器巡航姿态控制

以某型高超声速飞行器为研究对象,针对巡航状态下气动参数不确定的姿态控制问题,提出了一种结合非线性动态逆控制与PID控制的姿态控制方法。首先,对高超声速飞行器非线性模型进行精确反馈线性化,得到了飞行器纵向姿态仿射非线性方程;接着,为速率变化快慢不同的迎角和俯仰角速率分别设计了动态逆控制律以抵消对象的非线性特性;然后,在动态逆控制的基础上,采用工程上易于实现的PID控制补偿由于未精确建模带来的系统逆误差,实现了迎角对指令信号的有效跟踪;最后,进行了数值仿真验证。结果表明,所设计的高超声速飞行器动态逆-PID姿态控制器具有良好的跟踪性能和鲁棒性能。     

保持飞行迎角恒定的飞行/推力综合控制

迎角恒定的飞行 /推力综合控制能明显地改善飞机机动能力 ,使飞行轨迹对姿态有快速精确响应。论述了具有迎角恒定动力补偿系统的工作原理 ,研究其控制规律及设计方法 ,并与速度恒定的动力补偿系统进行比较。以舰载飞机自动进近着舰系统的动力补偿为例 ,给出了仿真验证的结果。     

舰载机自动着舰引导与控制研究进展

舰载机自动着舰是一项复杂的系统工程。本文概述与总结了舰载机自动着舰系统及着舰引导与控制关键技术的发展现状;阐述了自动着舰系统的发展历程、设计规范,详细描述了自动着舰系统的基本架构和工作原理。在总结舰载机自动着舰引导与控制关键问题的基础上,详细概述和分析了舰载机数学建模、着舰引导、着舰飞行控制、动力补偿/自动油门控制、甲板运动建模、预估和补偿控制、舰尾气流建模与抑制、雷达噪声抑制与误差标校、复飞/逃逸决策与控制等关键技术的研究进展。最后,对舰载机自动着舰引导与控制的研究成果作了总结,并对未来发展方向进行了展望。本文旨在促进舰载机自动着舰技术的发展。     

粒子群算法在机动指令跟踪控制器中的应用

基于Backstepping的设计思想设计了机动轨迹跟踪控制律,以实现战机某些预定的战术机动动作。首先,将飞行动力学模型和运动学模型分解为三轴方向的相对简单的子系统,然后采用反步法分别设计控制律,使得整个系统渐近稳定。由于控制器中含有可调参数,每次跟踪不同的参考轨迹都需要重新设定控制器参数值才能达到良好的跟踪效果,因此利用粒子群算法对控制器参数进行了优化整定,从而保证控制器的自适应性。最后,以机动动作库中战机的某些机动动作为参考轨迹实现全局渐进跟踪,取得了良好的跟踪效果,验证了粒子群算法在控制器参数寻优中的有效性和可行性。     

舰载机动力补偿系统模糊逻辑设计技术

在舰载机迎角恒定动力补偿系统(Approach power compensator sysytem, APCS)研究的基础上,提出了一种采用模糊自适应PID控制参数整定方法,将模糊控制思想和PID控制技术有机地结合起来,实现了舰载飞机进场动力补偿系统智能化设计和PID参数在线自整定.该算法的另一个重要特点是省略了常规控制算法中法向加速度Δaz及舵偏Δδe两路信号反馈,仅利用迎角误差Δα及其变化率Δ进行反馈控制,简化了工程实现.最后,以国外某舰载飞机为研究对象,对它的动力补偿系统进行了设计和数字仿真.结果表明,该方法提高了舰载机的着舰精度,改善了系统的抗阵风干扰能力,提高了系统的鲁棒性.     

再入大气层航天飞机的动力学建模与仿真

探讨了返回式航天飞机在再入大气层飞行阶段的动力学建模与仿真技术,基于牛顿定律建立了描述再入大气层飞行过程的六自由度非线性动力学和运动学数学模型。其中地球被描述为绕短轴自转的椭球体,重力场梯度由四阶Ｊｅｆｆｅｒｙ常数描述,航天飞机的姿态运动用四元素法描述,以避免模型方程中的数值奇异点。同时,以某型机组返回器为对象,建立了空气动力学模型,在Ｓｉｍｕｌｉｎｋ环境下开发了飞行仿真器软件系统,检验了其性能和     

基于逆控制和模糊逻辑的直升机飞控系统设计

提出了一种基于模型的逆控制技术与基于规则的模糊控制技术相结合的直升机飞控系统设计方法，以解决当直升机数学模型不确定时飞控系统的设计问题，并设计了相应的逆控制器及模糊控制器。仿真结果表明，所设计的飞控系统具有良好的动态响应、较强的鲁棒性及满意的解耦效果，在直升机飞行控制系统的设计中有一定应用价值。