An adaptive fast fixed-time guidance law with an impact angle constraint for intercepting maneuvering targets

Sliding mode guidance laws based on a conventional terminal sliding mode guarantees only finite-time convergence, which verifies that the settling time is required to be estimated by selecting appropriate initial launched conditions. However, rapid convergence to a desired impact angle within a uniform bounded finite time is important in most practical guidance applications. A uniformly finite-time/fixed-time convergent guidance law means that the convergence (settling) time is predefined independently on initial conditions, that is, a closed-loop convergence time can be estimated a priori by guidance parameters. In this paper, a novel adaptive fast fixed-time sliding mode guidance law to intercept maneuver targets at a desired impact angle from any initial heading angle, with no problems of singularity and chattering, is designed. The proposed guidance law achieves system stabilization within bounded settling time independent on initial conditions and achieves more rapid convergence than those of fixed-time stable control methods by accelerating the convergence rate when the system is close to the origin. The achieved acceleration-magnitude constraints are rigorously enforced, and the chattering-free property is guaranteed by adaptive switching gains. Extensive numerical simulations are presented to validate the efficiency and superiority of the proposed guidance law for different initial engagement geometries and impact angles.     

带角度约束的多飞行器编队协同拦截制导律设计

针对多枚飞行器协同拦截同一目标的问题,在最优控制与时间调整相结合的基础上,设计了一种带有时间约束与角度约束的协同制导律。首先,在初始时刻(或中段制导结束时刻),根据初始状态及终端角度约束情况,以指定策略为编队中的各飞行器分配拦截角度。其次,采用线性化最优控制的设计方法,解算带有拦截角度约束的最优导引指令。最后,在求解针对运动目标的飞行器剩余时间估计的基础上,根据一致性的方法推导时间调整项的导引指令。仿真结果表明,在典型背景下,设计的制导律能够使多枚飞行器以特定的编队构型协同拦截同一目标,从而有效提高拦截概率。     

基于有限时间理论的临近空间拦截器末制导律PWPF调节器研究

针对拦截临近空间高速机动目标,基于有限时间理论,设计了有限时间收敛末制导律和脉冲宽度脉冲频率（PWPF）调节器。首先,介绍了加入PWPF调节器的末制导数学模型及工作原理;其次,设计了有限时间收敛制导律,应用有限时间理论证明了收敛条件和性质,并推广到推力受限条件下;最后,考虑视线（LOS）角速率快速收敛和发动机最小工作时间要求,设计了PWPF调节器参数。仿真结果表明,视线角速率在制导结束前的有限时间收敛至零,对目标机动具有鲁棒性,具有较高的制导精度,避免了发动机频繁开启,节省了燃料。     

Inertial parameter estimation and control of non-cooperative target with unilateral contact constraint

In this paper, the relative sliding motion between the target and the manipulator’s end-effector is considered and characterized as a unilateral contact constraint. A new possible solution is presented to estimate the inertial parameters of a non-cooperative target while the relative sliding motion exists. First, the detailed analysis of the dynamical model is presented, and a parameter-explicit linear time-varying model is obtained. Then, an extended state observer is constructed based on the new model, which can effectively estimate the unknown inertial parameters of the target when relative sliding motion exists. As the modified reactionless controller requires the knowledge of inertial parameters, a hybrid post-capture control scheme is also established based on the switch law between different controllers. The correctness and efficiency of the proposed algorithm are validated by numerical simulation, which proves a potential framework for the non-cooperative target post-capture operation.     

一种常用两次扫描算法的改进

针对交会对接最后逼近段光学成像敏感器图像处理中的快速连通域标记问题,将标记融合和两次扫描相结合,改进了连通域标记中常用的两次扫描算法,并基于标志灯成像的几何约束和统计约束给出了可完成目标粗识别的连通域标记算法.仿真结果表明这两种改进措施都可提高有效连通域标记的效率.改进后的连通域标记算法处理一幅1 024×1 024的图像,其50次重复运行的平均耗时小于98 ms,具备实时应用的能力.     

柔性机械臂辅助空间站舱段对接阻抗控制

空间机械臂辅助舱段对接过程中存在测量与控制误差,易导致对接机构间存在较大接触力,传统FMA (Force MomentAccommodation)控制方法在测量接触力时无法消除大负载惯性力对测量的影响,且测量仪器的引入会进一步降低空间柔性机械臂的刚度。为此,文章提出了柔性机械臂辅助大负载空间舱段对接的阻抗控制方法,采用拉格朗日法推导了空间机械臂的关节输入力矩方程作为前馈输入,建立了含动力学前馈的空间机械臂阻抗控制程序,并以在商业软件ADAMS中建立的空间柔性机械臂与对接舱段组成的系统动力学模型作为控制对象,对系统进行ADAMS灢Matlab联合仿真。仿真结果表明,按照此控制方法,系统可克服外力干扰使目标解析点按照期望的方式运动;同时,通过测量机械臂关节运动参数即可实现对外力的准确感知,而不需额外添加力传感器,既消除了大负载惯性力对测量的影响,也不会导致柔性机械臂刚度的降低。     

一种实用的运输类飞机机翼/发动机短舱一体化优化设计方法

发展了一套基于遗传算法优化/Navier-Stokes方程分析的运输类飞机机翼/发动机短舱一体化设计方法,提出了一系列保证该方法工程实用性的解决方案,其中包括设计变量模块化、局部优化全机分析、超临界压力分布约束条件等。通过采用适当的计算网格、并行算法及数值方法,使得基于遗传算法优化/Navier-Stakes方程分析设计方法的运算时间在工程上能够接受。运用该设计方法对下单翼运输类飞机机翼/发动机短舱一体化设计开展了单点优化和两点优化,结合二者结果对比验证了该方法的有效性和工程实用性。单点优化得到的机翼压力分布呈现无激波特点,阻力系数随马赫数变化比较剧烈;两点优化得到的机翼压力分布为弱激波形态,阻力随马赫数变化比较缓和,所设计的机翼具有更好的鲁棒性和工程实用性。     

三阶幻方问题的代数解法

介绍了中国古代数学家甄鸾和杨辉关于三阶幻方的一个构造方法。用线性代数的方法构造三阶幻方约束方程组时,当自由未知量分别取1,2,3,…,9时,对应的方程组共有56组整数解,为了找出幻方的全部解,需要确定自由未知量取值的限制条件,由此对方程组中的自由未知量的取值进行了分类探讨,进而求出三阶幻方的全部解。利用线性代数的方法去探求三阶幻方的解法种数显然不是最简捷的,但却有完备的理论做保证。此外,提供了一个如何利用线性代数知识来解决实际问题的实例,并简介了三阶幻方所具有的奇妙的特性。     

气膜约束对轴系固有频率影响的试验

对10kg转子进行自由状态和有气膜约束两种状态下的试验模态分析,试验结果给出了转子平动、锥动和一阶弯曲时的固有频率及其振型等模态参数,分析了轴承供气压力变化对轴系固有频率的影响.进行了轴系升降速试验,结果表明:气膜约束下的模态分析结果比自由状态下的更接近于升降速试验的结果.试验结果为气体轴系固有频率的确定以及控制参数的选取提供了依据,也为下一步轴系振动控制奠定了基础.