一种制导误差分离的新方法

针对制导误差分离模型中环境矩阵S存在严重病态性,从而影响分离结果精度问题,提出了一种基于动力系统求解的制导误差分离方法。该方法从分析线性迭代求解方法入手,将具有病态特性的线性方程组求解问题转化为对相应刚性动力系统的求解问题。这里给出了该方法收敛性及其他特性的证明。为了验证该方法效果,在遥外测视速度误差分别为0.01m/s、0.02m/s以及0.03 m/s的条件下,选用PB(Primary Bayesian,主成分贝叶斯)估计方法与其进行比较,数值结果表明,该方法可有效地降低环境矩阵病态性对误差分离结果的影响,且分离结果的稳健性和精度都优于PB估计方法得到的结果。     

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。     

基于动态面控制的多弹协同制导控制方法

为实现多枚导弹对目标进行饱和攻击,基于动态面控制理论设计了具有攻击时间约束的制导控制方法.综合弹目距离方程和动力学方程建立了制导控制一体化模型,改进设计了基于弹目距离信息的协同策略;考虑导弹速度变化、目标运动、导弹框架角受限以及避免控制器奇异等因素,设计了协同策略中的关键参数,并给出了导弹群理想协同攻击时间的选取方法.在导弹控制输入受限的前提下,采用动态面控制理论设计了导弹扰动鲁棒控制器.仿真结果表明,所提方法能够在满足多种约束的前提下,以较高的精度实现对目标的饱和攻击.     

直升机舱内噪声主动控制技术研究

随着社会的发展和科学技术的进步,驾乘人员对直升机的舒适性提出了更高的要求,该要求使舒适性成为直升机产品竞争性的要素之一.而将直升机舱内振动与噪声保持在较低的水平则是满足舒适性的重要条件.本文针对直升机舱内噪声主动控制的研究进展进行了概述.首先简要介绍了直升机舱内噪声的产生与频谱特征,以及常见的噪声控制方法;之后针对主动噪声控制进行了分类,分别按照主动消声控制技术和主动结构声振控制技术进行了归纳总结,并讨论了所采用主动控制律的发展趋势;最后对直升机舱内噪声主动控制的发展进行了展望.     

高超声速飞行器时间协同再入制导

从饱和打击任务需求出发,针对多高超声速飞行器时间协同再入制导问题进行研究,提出时间可控再入制导律和协同再入制导架构,在改善现有制导律实时性、在线约束管理等性能的基础上,重点解决再入飞行时间不可知、不可控问题,最终实现时间协同再入飞行。协同再入制导结构分为两层,其中底层提出了基于神经网络的时间可控再入制导律,以实现再入飞行时间的可知性与可控性为目标;上层根据不同再入阶段特点设计相应的协调函数,生成时间协调信息。该结构适用于集中式或分布式的通讯结构,同时上层协调策略可以根据任务需要进行有针对性的设计与拓展。最后,通过仿真验证了时间可控再入制导律对时间的可控性和协同再入制导结构的有效性。     

基于Kalman滤波的空天飞行器再入制导算法

针对空天飞行器应用传统数值预测校正再入制导算法实时性不佳的问题,提出一种基于Kalman滤波的预测校正制导算法。该算法采取四阶多项式拟合速度-高度飞行剖面,利用Kalman滤波估计选定的速度点对应的高度,得到满足再入走廊及航程要求的拟合系数。在此基础上,减少一个终端约束,增加一个待估计剖面参数,可实现对再入过程飞行时间的调节。研究发现,再入过程中通过在线辨识修正不确定性参数能够提高制导指令的适应性;飞行末段利用跟踪参考剖面制导可有效避免飞行速度与终端速度接近时发生拟合系数求解发散的问题。多组不同再入条件下的算例仿真结果表明,基于Kalman滤波的空天飞行器再入制导算法实时性好,制导精度高,能够实现飞行时间可控,具有较强的鲁棒性和工程应用潜力。     

重复使用运载器制导与控制技术综述

本文对重复使用运载器制导与控制技术进行综述。随着航天技术的发展,对航天运载器重复使用的需求也日益剧增,具备可复用的天地往返运输能力也一直是航天工业追求的重要目标之一,而制导与控制将发挥重要的作用。首先回顾了全球范围内重复使用运载器的研究进展,随后从不同的维度对其发展途径进行分类和分析,并从垂直起飞垂直着陆（VTVL）、垂直起飞水平着陆（VTHL）、水平起飞水平着陆（HTHL）等3个方面对制导与控制的需求进行了梳理。针对不同的起降模式,详细构建了完整的制导与控制模型、约束与目标函数,从而对比在不同场景下制导与控制的特点和挑战。在此基础上,对在VTVL、VTHL、HTHL 3种工作方式下制导与控制理论研究与工程实践中所取得的研究成果进行分析,并对各种方法的特点进行了论述和比对。最后对本领域当前亟待突破的技术难点和发展趋势进行了讨论,并对推动重复使用运载器应用的重点研究方向进行了归纳和展望。     

变循环发动机模态转换建模及控制规律设计方法研究

为了实现变循环发动机快速可靠的模态转换,本文发展了变循环发动机模态转换过渡态模型及控制规律设计方法。在变循环发动机动态数值仿真程序的基础上,针对模态选择阀与涵道引射器这两个模态转换过程中的关键变几何部件,建立了高精度的气流突扩局部损失模型。首次提出了可考虑模态选择阀堵塞对发动机性能影响的模态选择阀堵塞模型,消除了由于模型不精确造成的模态转换参数波动。在建立的变循环发动机数学模型的基础上,提出了基于直接推力控制技术的模态转换控制规律设计方法,考虑了变循环发动机的8个可调参数,采用差分进化算法对模态转换过程进行了优化。结果表明,本文提出的模态转换控制规律设计方法可以实现变循环发动机快速平稳的模态转换,双外涵转单外涵的参数变化规律与单外涵转双外涵的参数变化规律基本类似,推力在0.6秒就稳定在目标推力值,其余参数大多在1.4秒之后才趋于稳定。本文提出的变循环发动机模态转换控制规律设计方法还可应用于常规航空发动机的加/减速过渡态控制规律设计中。     

空-空导弹全向攻击随机最优制导律

本文从全向攻击的基本思想出发,用最优控制理论和卡尔曼滤波理论推导出能使空-空导弹进行全向攻击的随机最优制导律。该制导律包含目标加速度反馈,能对付机动目标;当目标作非机动飞行时,最优制导律是变比例系数的比例制导。计算机仿真结果表明:最优制导需用过载、终端脱靶量均小于比例制导,特别是当导弹从目标前方攻击时,其制导精度大大优于比例制导。     

全向攻击比例导引律的优化及其攻击特性研究

本文通过全向攻击引导律优化、攻击区研究以及脱靶量分析,提出一种为确定空空导弹的全向攻击导引律的研究方法。利用该方法可以获得导引品质优良而又易于实现的导引规律。它既能满足全面攻击要求,又有一定大小的攻击区、不大的脱靶量以及良好的弹道特性和适当放宽的初始射击精度要求。另外,本文还对攻击区“黑洞”进行了初步探讨。