导弹协同作战飞行时间裕度

 基于导弹协同作战任务规划系统进行合理任务分配的需求,研究了导弹可以修正控制飞行时间的裕度。根据导弹-目标在视线坐标系和角动量坐标系下的运动关系,得出了导弹相对于目标的加速度,并基于此给出了导弹剩余飞行时间的估算方法;当前时刻导弹剩余飞行时间的估算值与已经飞行的时间以及任务规划系统指定的期望到达时间构成时间反馈作用,用于修正控制导弹到达目标的最终飞行时间。由于真比例导引律在工程实现和解析运算中具有一定的优势,选择在真比例制导加速度的视线方向施加时间反馈控制作用,进而得出了基于真比例导引律的导弹协同作战飞行时间控制导引律;最后重点研究了在该时间控制导引律的作用下,存在导弹的飞行速度限制以及弹目相对运动约束时,导弹飞行过程中任一时刻对应解析形式的可控飞行时间的裕度。仿真结果表明,本文的设计合理可行,对于多弹协同作战的实现具有重要意义。     

一种新型三维制导律设计的非线性方法

 结合微分几何和李群方法的优点,设计了一种非解耦的新型三维(3D)制导律。首先,基于微分几何理论,得到了导弹运动的微分几何描述方程,无需估计剩余飞行时间。然后,通过李群旋量描述,建立了视线方位角与视线角速率之间的联系。最后,在以上工作的基础上,利用李雅普诺夫稳定理论,针对导弹制导的无终端约束和有终端约束情况分别进行了相应制导律设计。该制导律不需要估算剩余飞行时间,并且能够满足终端角度约束的要求。仿真结果表明：所设计制导律能够适应于高速、大机动倾斜转弯(BTT)导弹精确制导。     

航模直升机飞行控制系统的设计与实现

针对40Kg级的航模直升机的技术特点,构建了飞行控制系统的硬件架构,研制出来了基于DSP和ARM双CPU系统的飞控计算机;详细介绍了基于μC/OS-Ⅱ实时操作系统的DSP/ARM双系统的机载飞控软件架构和功能模块;最后,鉴于直升机控制的技术难度和航模直升机特殊的飞行特点,对航模直升机的控制思想、控制策略以及飞行试验提出了自己的认识和实施路线。     

基于RBF网络的航空发动机 terminal滑模控制

针对现代航空发动机是一个具有不确定性的强非线性系统,结合滑模控制和神经网络控制的优点,提出了一种基于径向基函数(radical basis function,简称RBF)网络的航空发动机terminal滑模控制方法.分析了传统指数趋近律的不足,提出了一种改进的指数趋近律来削弱抖振.该控制器采用terminal滑模面,并且利用径向基函数神经网络在线实时补偿未知干扰和不确定项的影响.仿真结果表明,所设计的控制器取得了令人满意的控制效果,能有效地抑制干扰和参数不确定性的影响,削弱了抖振.      

附着小行星的视线制导规律

提出了一种航天器附着（软着陆）小行星的制导与控制规律。为了保证垂直软着陆，事先规划了满足约束的理想视线与视线角轨迹，通过设计滑模变结构控制器跟踪理想轨迹，实现了在小行星表面垂直软着陆；证明了制导与控制规律的鲁棒性；最后通过数学仿真验证了提出的制导与控制规律的可行性。     

高姿态稳定度敏捷卫星的VSCMGs操纵律研究

  研究采用变速控制力矩陀螺群（VSCMGs）作为姿态控制执行机构的高姿态稳定度敏捷卫星的操纵律设计问题。将VSCMG分为控制力矩陀螺(CMG)和动量轮(MW)两种工作模式,针对每种工作模式进行奇异性分析,并给出逃避奇异的方法。为了获得较好的控制效果,还研究了VSCMG群转子转速向标称转速平衡的方法以及通过调整转子轴构型使转子转速快速返回到标称值的方法。最后通过对算例进行仿真,验证了所设计的操纵律的有效性。     

外弹道组网测试引导控制系统设计

对网络化测试技术进行了研究,设计了基于外弹道组网测试的引导控制系统,将雷达、光电设备和遥测设备所测量的目标数据坐标转换后进行弹道优选,并将优选弹道数据向所有测试设备实时广播,当测试设备目标跟踪丢失时,将接收到的广播数据作适当弹道外推后用于指引本设备快速捕获目标,提出了最小二乘+莱特准则的弹道优选算法。实验结果表明,与传统测试相比,利用本文设计的引导控制系统组网测试设备跟踪率得到显著提升,尤其光电设备跟踪率从75%提高到96%左右。     

基于线性重力差模型的拦截弹中制导技术

针对机载动能拦截弹的中制导段气动力作用可忽略且存在无法实时精确计算重力偏差等特点,提出了一种基于线性重力差模型的预测制导方法。通过线性模型逼近中制导过程中拦截弹与目标之间的重力偏差,以此为依据调整拦截弹的推力矢量并将重力偏差值消除。在此基础上采用延迟点火的策略使得拦截弹的拦截器助推级更好地修正预测模型与实际情况的偏差,经过仿真验证可以将整个中制导段的脱靶量限制在一个较小数值,从而为末制导段提供良好的初始条件。     

H_2/Air连续旋转爆震发动机推力测试(I)单波模态下的推力

在环缝-喷孔对撞式喷射的连续旋转爆震模型发动机上,以H2/Air为工质,对连续旋转爆震波以单波模态稳定自持的典型波形特征和时域、频域特征进行了研究。直接测量了模型发动机工作在该模态下产生的一维推力,讨论了比冲等推进性能。试验结果表明:出口背压为大气压时,在空气流量253 g·s-1,氢气流量6.15 g·s-1,当量比为0.834的工况下,模型发动机以平均传播频率5.5563 k Hz、平均传播速度1658.3 m·s-1的单波模态稳定工作360 ms。产生可靠的有效推力约为183.7 N。以火箭模式计算,有效排气速度为708.9 m·s-1,总比冲为72.34 s;以冲压模式计算,有效排气速度(氢气消耗率)为29870 m·s-1,燃料比冲为3048 s,消耗的氢气的单位面积质量流率为4122 g·m-2·s-1,单位推力为726 m·s-1。推力曲线的面积积分表明旋转爆震模型发动机所提供的推力比较稳定;微观来看,推力波形与爆震波高频压力波形耦合,围绕推力平均值振荡。     

基于I、Q信号的北斗接收机跟踪环路设计

传统的北斗接收机一般采用标量跟踪环,每个通道的卫星相互独立,在此 基础上,又发展起来了基于矢量跟踪的接收机,使每个通道的卫星跟踪不再相互独立。 提出的基于I、Q 信号观测的接收机跟踪环路,保留矢量跟踪的特点,并且采用EKF 作 为跟踪环路预处理滤波器,代替传统跟踪环路的鉴别器,可以在高动态的环境下对卫星 信号进行跟踪,提高环路的稳定性,从而可以有效地提高BDS/INS 深组合导航滤波器观 测量的估计精度。主要对高动态信号跟踪进行仿真,并与传统的标量跟踪方法和矢量跟 踪方法的跟踪能力进行比较。实验表明, 改进的矢量跟踪环能够在高动态的环境下运 行,比起传统环路有更小的跟踪误差。