采用TLC方法的超机动飞行控制系统设计

基于轨迹线性化控制(Trajectory linearization control,TLC)方法,研究了超机动飞机飞行控制系统的设计问题。首先简要介绍了TLC方法的设计思想;然后根据奇异摄动理论,将超机动飞行控制系统分成快慢两个回路,并为其分别设计了轨迹线性化控制器;最后分别用所设计的控制器和已有的动态逆控制器对某型歼击机进行了赫布斯特机动仿真。仿真结果和对比分析表明,所设计的TLC控制器是有效的,且比动态逆控制器具有更好的控制跟踪性能。     

基于SVM和EKF的高超声速滑翔飞行器轨迹预报

高超声速滑翔飞行器（HGV）拦截问题中,轨迹预报是成功拦截的重要基础。针对HGV机动能力强、轨迹多变的特点,提出了一种基于支持向量机（SVM）和扩展卡尔曼滤波（EKF）的轨迹预报方法。在HGV的滑翔段机动模式分析的基础上,将HGV的机动运动分解为纵向运动模式和侧向运动模式,进而对运动模式的特征参数予以标定,形成SVM的训练集。建立地基单雷达轨迹跟踪模型,采用EKF对HGV滑翔段轨迹进行稳定跟踪并实现对运动模式特征参数的估计。基于SVM,建立了HGV运动识别框架,实现了对HGV滑翔段轨迹的预报。对平衡滑翔和跳跃机动2种典型机动模式进行数学仿真验证,结果表明,所提方法可以提高对该类目标的轨迹预报精度。      

输入饱和情形下战斗机大机动动态面控制

针对战斗机大机动飞行输入饱和问题,提出了一种自适应神经网络动态面控制方法。采用径向基(RBF)神经网络逼近飞机系统的不确定性,利用双曲正切函数处理系统的输入饱和问题,根据饱和受限后的实际控制输入与期望控制输入之差定义新误差变量,结合该误差变量设计大机动飞行控制律,并构造鲁棒项抵消神经网络逼近误差、外部干扰和建模误差的影响,利用动态面控制技术避免对虚拟控制器的复杂求导并减小计算量。根据Lyapunov稳定性定理证明了闭环控制系统所有信号有界,且通过选择合适的设计参数能够使姿态角跟踪误差收敛到原点的任意小邻域内。通过仿真结果的分析,验证了所提方法具有较好的鲁棒性和稳定性。      

空间舱外机动装置发展综述

介绍了国外几种主要空间舱外机动装置的特点和性能，比较分析了系绳、机械、喷气机动等舱外机动装置的特点。认为小型的喷气机动装置（SAFER）最适合作为我国今后航天员空间活动的机动与救生工具。     

同心简式发射装置综述

叙述了同心筒式发射装置的发展背景、结构特征、缩比模型的制造与试验，及核心发展计划。对战斧导弹和陆军战术导弹用的同心发射筒进行了初步设计分析。讨论了研制过程中需要考虑的减震设计、防火设备和材料研究等问题。自主式燃气排导和分配式发射电子设备是同心筒式发射装置的两项关键技术。美国海军水面战中心达赫格林分部正在对其进行研究。     

基于气动辅助变轨的变气动外形飞行器概念研究--最优控制律问题

从一个天地往返飞行器的上升轨道和再入返回轨道的优化，以及适用不同飞行任务的变轨要求的气动外形问题，提出一项基于气动力辅助变轨的变气动外形飞行器的新概念研究。对于一个固定气动外形飞行器要同时满足上升轨道有效载荷最大和再入轨道热流峰值、过载峰值及机动性能约束下的成本最低往往是困难的。若同时满足不同飞行任务：飞往太空站的运输任务，空间拦截和交会机动巡航任务及星际探测任务，则更为困难，实际上是不可能的。文章研究基于气动力辅助变轨，在热流约束下，气动外形参数变化对最优控制的影响。其结论为：热流约束下的最优控制解，包括考虑推力协同变轨，除了在非约束弧的滚转角不直接受气动外形影响外，其余的控制律，升力系数和滚转角都是气动外形参数和攻角的函数。因而变气动外形可作为一项新技术，即通过气动外形参数变化和相应的变轨策略而获得性能和成本都最佳的用途很广的一种新型飞行器。     

高超声速滑翔目标自适应跟踪方法

针对机动模式复杂多变的高超声速滑翔目标跟踪问题,提出了一种机动频率自适应跟踪方法。采用介于常速度和常加速度模型之间的Singer模型来表征目标气动力加速度的变化,从而建立跟踪系统的状态方程。根据地基雷达量测量获得系统的量测方程,鉴于距离和角度信息的量级相差较大将其由球形量测量转换为位置量测量。为了适应高超声速滑翔目标灵活多样的机动模式,基于正交性原理和无迹卡尔曼滤波算法实现了Singer模型中机动频率参数的自适应。利用滤波信息计算得到能够反映状态模型误差大小的调整因子,用于放大Singer模型中的机动频率,进而调整状态方程的过程噪声以降低模型误差。通过对2种典型机动轨迹的跟踪仿真,并与交互式多模型等方法进行比较,结果表明所提方法的跟踪精度高、计算量小,能够较好地适应阶跃机动和连续幅值变化的机动。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志,飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围,可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象,基于过失速机动飞行试验的数据,开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性,研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法;针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性,进一步构建深度神经网络,对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计,过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°,融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

倾斜轨道小卫星太阳高度角分析与机动方案设计

针对倾斜轨道小卫星必然会面对的光学姿态敏感器受阳光干扰的问题,分析太阳高度角的变化规律,提出了计算太阳高度角的经验公式,并在此基础上提出了平台偏航姿态机动方案,可以使光学姿态敏感器规避阳光干扰,并可以简化整星热控和帆板驱动设计,提高了整星的可靠性.     

神经网络自适应控制在攻击直升机中的应用

研究了神经网络自适应控制在直升机飞行控制系统中的应用。首先将直升机姿态角系统划分为快慢回路 ,并分别采用动态逆方法进行设计 ;针对动态逆方法的优点和不足 ,提出了小波神经网络自适应逆控制方案 ,把BP小波神经网络和基于李亚普诺夫稳定的小波神经网络分别应用于直升机飞行控制系统中 ;最后对典型机动飞行进行了仿真 ,说明小波神经网络方法应用的正确性和有效性。仿真结果证明 ,本文采用的小波神经网络自适应控制方法效果好 ,具有工程应用价值