民用飞机控制律对俯仰机动平尾载荷影响分析

针对中国民用航空规章第25部25.331(c)条规定的两种俯仰机动情况（非校验机动和校验机动）,本文首先对两种俯仰机动条款进行理解,然后对比分析了中国民用航空规章第25部与欧洲的适航认证规范对校验机动情况存在的差异,最后对两种俯仰机动考虑控制律前后分别进行机动仿真计算,进而对飞机响应及平尾载荷计算结果进行对比分析。 计算分析结果表明：1）考虑控制律后,飞机舵面偏度变化较大,进而导致整个机动过程中飞机响应姿态以及最后的机动载荷变化较大;2）对于急剧移动操作器件的非校验机动,考虑控制律后飞机的响应姿态有所缓减,最后导致平尾载荷有所降低;3）对于相对缓慢移动操作器件的校验机动,考虑控制律后飞机的响应更为剧烈,最后导致平尾载荷有所增加。     

基于微分对策的临近空间飞行器机动突防策略

针对飞行器机动突防问题,基于微分对策理论对飞行器在攻防对抗中制导阶段的机动突防策略进行设计与分析。首先将攻防对抗问题转化为二人零和博弈问题,并设计了二次型目标函数;其次,考虑到飞行器计算能力不足的问题,采取了适当假设以得到博弈问题的解析解,便于实际应用;最后对该机动突防策略进行了仿真验证,结果表明在攻防对抗中制导阶段,飞行器采用微分对策制导律,相较于正弦机动不仅减少自身54.3%的能量消耗,而且增加了拦截器58.6%的能量消耗,将显著增加飞行器末制导段对抗突防能力。     

敏捷卫星控制分系统动中成像姿态机动模式的集成测试方案设计

摘要： 动中成像姿态机动模式作为敏捷卫星一种新的工作模式,具有机动过程复杂、姿态实时变化、指标要求更高的特点,原有的集成测试环境和测试方法难以对其进行有效验证,针对这一问题,设计了分系统集成测试方案.该方案对分系统集成测试环境的主控机、动力学模型和数据分析系统进行设计,实现了基于任务的自主测试、目标姿态计算模型和可视化测试功能,对测试方法中的机动模式的典型测试工况和指标测试进行了研究.测试结果表明,该方案可有效验证控制分系统姿态机动功能的正确性和指标符合情况,为开展分系统集成测试提供了思路.     

自适应空间机动目标跟踪算法

在空间目标跟踪问题中,目标机动导致的模型不匹配问题会导致滤波算法出现滞后现象。为了对空间机动目标进行快速跟踪,在平方根容积卡尔曼滤波〖（Square rootCubatureKalmanFilter,SCKF）的基础上,引入强跟踪滤波（StrongTrackingFilter,STF）的思想,推导得到了次优渐消因子在SCKF中的等价描述。并通过建立以矩匹配方法为基础的自适应机制,设计了兼顾滤波精确性和鲁棒性的自适应强跟踪平方根容积卡尔曼滤波（AdaptiveStrongTrackingSquare rootCubatureKalmanFilter,AST SCKF）算法。仿真结果表明,在目标机动前,AST-SCKF算法和SCKF算法的位置收敛精度相差不足1%;在目标机动后,AST-SCKF算法的位置和速度的收敛精度相对SCKF算法分别提高了95.19%和30.50%,同时,其收敛速度相对SCKF算法分别提高了57.20%和24.68%。     

喷口布局对导弹侧向喷流控制作用的数值模拟

为保持飞行器在稀薄大气中的机动性,通常采用喷流反控制作用(RCS),但在超声速来流中,这会导致飞行器表面出现复杂的喷流干扰流场,对飞行控制造成了巨大影响。为提高对超声速条件下的侧向喷流控制作用的规律性认识,应用数值模拟方法,研究了超声速条件下的无舵光滑弹体和带尾舵的弹-翼组合体上的声速侧向喷流控制问题。开展了关于喷口布局对侧向喷流控制效果影响规律的研究工作,并通过引入法向干扰力沿程增长系数从定量角度加以分析。计算结果表明:在有尾舵的情况下,喷口位置的后移和马赫数的增加能够显著增强侧向喷流控制效果;当喷口位置位于舵面之前时,喷流干扰力放大系数随迎角增大而增大,随来流静压增大而减小;当喷流位置后移至舵面之后时,规律相反;在某些喷口位置和来流条件下,弹-翼组合体的侧向控制效果与无舵光滑弹体相比并不具备优势。     

考虑机动效率的多约束导引律设计

针对考虑交会角约束的导引律在可用过载不足时将导致大的交会角误差问题,推导一种考虑时变过载约束的制导形式,而该导引律在实现较大机动的同时会带来较大能量损失,进而提出一种考虑导弹机动效率的多约束导引律。首先,应用最优二次型原理推导出一种时变控制项权系数的闭环制导形式;其次,将导弹机动时刻阻力系数引入时变权系数,并通过迭代分别确定可用过载与机动效率约束边界;最后,将时变过载约束表示成剩余时间的函数,代入制导指令,并进行弹道仿真。结果表明:推导的2种导引律均能较好地实现末端弹道成型要求,考虑机动效率的制导指令分配更为合理,并有效降低了拦截末端速度损耗,提高了制导精度与毁伤效果;且考虑机动效率的导引律中时变权系数无须配平求解,在保证精度的同时极大提高了迭代速度。     

基于模糊逻辑的交互式多模型滤波算法

针对交互式多模型（IMM）滤波算法在对反舰导弹的"蛇形"机动方式进行跟踪时收敛速度慢、滤波精度低的问题。在三维空间内,假定目标以匀速直线和"蛇形"机动2种方式进行运动,以相对距离和视线角为观测信息,对IMM滤波算法的模型概率更新模块进行改进,提出了基于模糊逻辑的交互式多模型（FLIMM）滤波算法。通过仿真对比分析,改进后的算法能够有效地提高收敛速度,进而获得更高的跟踪精度。      

仅用反作用轮进行小卫星姿态大角度机动

综合轮控高精度优点和小卫星高集成度与姿态机动的要求,以反作用轮为执行机构,采用模型状态轨迹跟踪法,在反作用轮速度饱和约束条件下,进行了模型状态轨迹和基于模型状态轨迹控制律的设计。此外,还针对飞轮摩摩擦等带来的常值干扰,对控制律进行了修正,以提高控制精度。仿真结果表明,此控制方法能较好地实现小卫星姿态的大角度机动。     

飞机航线飞行轨迹稳定性和机动能力分析

对一起迅速下降高度的飞行事件进行了分析和讨论：高空小速度飞行使飞机进入轨迹不稳定区域导致飞行速度越来越小,高空小速度飞行机动能力减弱使飞机进入抖振边界导致失速,飞机迅速下降高度,最后给出了安全飞行的建议。     

战斗机过失速机动特征指标的量化评估

战斗机采用过失速机动动作能够有效地提高空战效能和生存能力.利用四元数法建立了带推力矢量的飞机大迎角全量运动方程,依据过失速机动的主要目的"改变机头指向",结合战斗机的机动性和敏捷性,分析了在过失速机动过程中主要运动参数的变化规律,提出了分析评估飞机过失速机动性能优劣的4个指标,即最大配平迎角、从平飞状态拉起到机动迎角和从机动迎角恢复至初始平飞状态的时间、在机动迎角下绕速度矢量滚转并截获90°倾斜角的时间和过失速空战周期,并针对这4个指标开展了相应的全量仿真和量化评估研究,结果表明提出的指标可对过失速机动动作做出有效评估.