制导火箭弹起控时间对规划弹道的影响

以制导火箭弹飞行过程中能量损失最小为代价函数,利用高斯伪谱法构建最优控制模型,在弹箭中制导阶段寻找最优性能指标下的规划弹道,分析弹道规划起始时间对火箭弹末速的影响,得到各弹道诸元随不同起始规划时刻变化的曲线图。仿真结果表明:弹道规划起控时间对中制导阶段弹箭末速影响比较明显,最大可使其减少11%左右,与靶场初步试验结果相吻合。     

编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制

采用单个连续小推力推力器以及反作用飞轮作为执行机构的编队卫星相对轨道与姿态耦合控制问题。采用单个连续小推力推力器时,相对轨道控制推力作用时间较长,同时在任意时刻或一段时间内推力矢量不能指向空间任意方向,且其依赖于卫星当前姿态和姿态机动能力;一些编队任务对姿态确定精度有较高要求,为了能够提供较高的姿态测量精度,星敏感器应避免对准太阳,因此姿态动力学的非凸性和非线性使得编队耦合控制问题进一步复杂化。考虑以上约束,采用高斯伪谱法把连续控制问题直接转换成离散形式非线性规划问题。最后以双星编队队形初始化最优控制为例进行数学仿真,结果表明了该方法的有效性和实用性。     

风力机变速变桨的LQG/LTR鲁棒控制

针对变速变桨风力机实际工况下同时存在外界输入噪声及内部测量噪声的问题,采用线性二次型/回路传输恢复(Linear quadratic Gauss/loop transfer recovery,LQG/LTR)方法设计改善某风力机叶轮转速及塔架前后弯曲模态的控制器,增强风力机系统在随机干扰下的鲁棒性能。根据风力机空气动力学的圆盘理论和叶素理论,求解风力机受到的扭矩和推力。基于变速变桨风力机的线化模型,分别进行LQG和LQG/LTR控制器设计,分别仿真输出风力机的叶轮转速、塔架塔顶位移和桨距角时间变化曲线。仿真结果表明,LQG/LTR控制器在满足系统控制目标的情况下,可显著提高风力机系统的鲁棒性能及稳定性。     

内嵌高斯白噪声模块的可编程卫星信号模拟源

由于卫星通信的遥测参数和数据格式的多样性,为满足不同卫星测试的要求,需要提供不同的信号源。考虑到成本因素,采用遥测参数和数据格式均可编程卫星信号模拟源。给出了内嵌高斯白噪声模块的可编程卫星信号模拟源的系统组成及工作原理,对其中关键模块——已调副载波生成模块和高斯白噪声生成模块进行了分析讨论,前者采用包括直接数字频率合成方法在内的全数字方法,后者采用延时斐波那契算法和公式法的算法组合。试验结果表明:本方案实现的可编程卫星信号模拟源能够满足多数卫星测试的需要。     

飞机拦阻过程的非线性最优控制

在假设拦阻力完全由阻拦索提供的前提下,建立了包含阻拦索线弹性变形的飞机拦阻过程非线性动力学模型。为使原二阶微分方程系统易于控制,使用了高一阶的模型。基于高斯伪谱方法（GPM）对飞机和阻拦索接触后的降速曲线进行了优化,并应用反馈线性化闭环跟踪优化之后的降速曲线。结果表明,阻拦索的弹性对阻拦效果有很大影响,并且反馈线性化可弥补非线性最优化在实际应用中的缺陷。     

附着小天体的最优制导控制方法

以小天体伴飞附着任务为工程背景,针对探测器在小天体复杂弱引力场条件下附着这一难题,研究了最优制导控制策略。首先,考虑在小天体极区实施附着任务,建立并简化动力学模型,给出约束条件和基于时间-燃耗最优的混合性能指标要求。然后,采用相平面法设计了最优制导律,利用极限环设计最优开关控制律;同时,采用高斯伪谱法把附着小天体的最优制导问题转化成非线性规划问题,利用Matlab/GPOPS优化工具包求取最优数值解。最后,加入已有的基于矢量测量的自主光学导航模块构建GNC仿真回路,对两种最优制导控制策略进行仿真验证。结果表明:两种制导控制策略都能满足任务要求,但基于相平面法得到的最优制导控制具有一定风险,而基于高斯伪谱法得到的最优制导控制精度更高、燃耗更少,适于工程应用。     

考虑风场条件的一类平流层飞艇返回过程建模与航迹规划研究

对一类气囊内外压差恒定的平流层软式飞艇,在考虑大气密度、温度变化以及大气风场的基础上,建立了飞艇三维空间运动的动力学模型;并针对能量消耗最少和航行时间最短两个指标函数,利用高斯伪谱法设计了飞艇从平流层返回地面的航迹,并对飞艇飞行高度、速度以及推力等状态变化进行分析研究.     

HPRF-PD体制引信的回波仿真与多普勒频率提取

引信要依据弹目交会状态精确控制炸点,就需要从目标回波中获取信息。利用多普勒频率控制起爆就是方法之一。文中采用简化的目标多点散射模型对引信接收的回波信号进行数字仿真,并基于HPRF波形保证目标多普勒频率不模糊的检测原理,对多普勒信号采用FFT处理法进行频谱处理,在频域提取有效多普勒频率。仿真最终结果给出了多普勒频率随时间变化的曲线。     

基于Gauss伪谱法的固体运载火箭上升段轨迹快速优化研究

研究Gauss伪谱法在多级固体运载火箭上升段轨迹快速优化设计中的应用。针对多
级固体运载火箭上升段轨迹优化的特点,研究了求解多阶段最优控制问题的Gauss伪谱法,
引入连接点概念处理间断点,设计了边界控制变量计算方法。为进一步提高轨迹优化速度,
设计了含初值生成器的Gauss伪谱法串行轨迹优化策略,实现了固体运载火箭上升段轨迹快
速优化。仿真结果表明,采用提出的优化方法优化一条上升段轨迹所用时间为2~3分钟,终
端约束和路径约束均得到很好满足,算法求解精度高,对初值依赖性小,设计的边界控制变
量计算方法可行。     

基于改进Gauss伪谱法的探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计

基于改进的Gauss伪谱法,研究了探月返回器跳跃式再入轨迹优化设计问题.首先给出了探月返回器再入轨迹优化问题的三维模型.然后针对探月返回器配平攻角飞行的特点,考虑到实际倾侧角反转机动不可能瞬时完成,对单一控制变量倾侧角的变化范围进行合理限制,并以总吸热量为性能指标,设计了满足过载和驻点热流约束的小升力体大航程跳跃式再入轨迹.最后基于该优化算法,将返回器在各相同初始条件下发生跳跃和不发生跳跃时的最大航程进行比较,并求解得到在不同升阻比和存在不同程度大气密度偏差时不发生跳跃的再入轨迹最大航程和过载峰值,以分析跳跃式轨迹在扩大小升力体再入航程方面的优势.