飞行器偏置制导律研究北大核心

高速交会条件下的某些特殊应用中存在目标点与瞄准点不一致的问题,需要飞行器在目标点旁偏置一段距离从而对瞄准点进行攻击,且在偏置过程中提出终端碰撞角约束的需求。针对此问题,在考虑到轨控发动机实际工作状态的特性下提出了一种改进的偏置制导律,通过设置偏置项,来同时满足攻击角和偏置距离的约束。经过数字仿真,证明在成功命中瞄准点的同时也能对碰撞角进行控制。     

带落角约束有限时间收敛滑模制导律北大核心

根据有限时间收敛定理,改进设计了带落角约束的有限时间收敛滑模导引律,证明了所提出的导引律在有限时间内,制导系统状态收敛至滑模面,同时弹目视线角速率收敛至零而且弹道角满足终端落角要求。进一步将导引律推广到考虑自动驾驶仪为一阶惯性环节延迟特性的情形。最后,仿真结果表明该导引律的有效性。     

微小型飞行器多传感器融合容积姿态估计北大核心

针对微机电系统(MEMs)陀螺仪精度低、噪声大且误差随时间累积的问题,扩展卡尔曼滤波(EKF)线性化误差的问题和无迹卡尔曼滤波(UKF)时间耗费大的问题,提出了一种欧拉角容积卡尔曼滤波(CKF)姿态估计方法。建立了欧拉角姿态运动学模型,以姿态角为状态量、加速度计和磁强计输出解算得到的姿态角为观测量,采用容积数值积分理论来计算非线性函数的均值与方差,实现了多传感器辅助的微小型飞行器(MAVs)CKF姿态估计方法。仿真结果表明:估计精度方面,CKF与UKF相当,优于EKF;滤波稳定性方面,CKF与UKF相当,显著优于EKF;时间耗费方面,CKF优于UKF。     

美军新型“帐篷城”

弄虚作假为世人所不齿。然而,两军对垒,却以善于弄虚作假、哄骗对方上当论英雄。     

基于欧拉角观测模型的航天器姿态确定方法

针对基于乘性误差四元数的EKF姿态确定技术,系统研究了姿态敏感器常用的欧拉角观测模型,从两个方面证明了目前许多文献中所构造的欧拉角误差相对于误差四元数矢部的测量灵敏度矩阵存在缺陷,从理论上剖析了这一问题的成因,并推导了正确的测量灵敏度矩阵形式,数值仿真进一步验证了本文的结论。     

基于格拉姆角场和PSO-CNN的滚动轴承故障诊断方法

针对卷积神经网络的结构对滚动轴承故障诊断精度有较大影响的问题,提出一种基于格拉姆角场和粒子群优化卷积神经网络结构的故障诊断方法。采用格拉姆角场对一维轴承振动数据重构,保留原始数据信息的同时包含了时间相关性;采用粒子群优化算法对编码后的卷积神经网络结构迭代寻优。利用西储大学的轴承数据集进行试验验证,试验结果表明,该方法可自适应生成网络结构,平均诊断精度为99%,相对于其他主流卷积神经网络结构可以获得更好的故障诊断精度。     

鸭式导弹自动驾驶仪开环截止频率的设计约束

极点配置方法在三回路驾驶仪设计中应用较广,针对开环截止频率这一关键参数的设计约束较为模糊。通过建立控制增益、闭环极点与系统开环截止频率的解析关系,将控制系统设计问题转化为开环截止频率的合理选择。结合鸭式布局导弹工程设计经验,分别讨论了舵机带宽、舵偏角速率、闭环零点和控制增益极性对开环截止频率选取的约束准则和工程应用修正,通过典型条件验证了该准则的适用性。     

太阳观测卫星的数传天线波束及其指向设计

针对三轴稳定对日指向姿态的太阳同步轨道卫星,提出为获得最大对地数据传输时间的天线波束设计及布局方案。根据某型太阳观测卫星的轨道姿态设计方案,建立数传天线对指定地面站的天线波束指向仿真模型;使用卫星工具包STK仿真软件,分析不同波束角方案及其可能的指向对数传时间的影响,发现了对日指向卫星与对地指向卫星在数传时间上的不同规律,找到最优的天线波束布局来获得最大的数传时间;根据星载数传能力与不同天线波束宽度之间的关系,获得传输数据的最佳天线波束宽度,为这类卫星数传天线的波束设计及其布局提供设计依据。     

视场角限制下导弹协同攻击导引律设计

为实现多枚导弹协同攻击目标,提出视场角限制下攻击时间角度控制导引律。通过在传统比例导引上增加两项偏置项,推导出一种新型攻击时间和角度控制的导引律,并用Lyapunov理论证明其稳定性。针对导弹大机动下视场角可能超过导引头视场角范围而丢失目标的问题,将用于角度控制的偏置项分为三个阶段,设计了导引头视场角限制下的导引过程。仿真结果表明：所设计的导引律可以将视场角限制在导引头视场角范围内,实现不同位置下的多枚导弹以指定角度同一时间攻击目标,达到导弹协同攻击的效果。     

推力对舰载导弹出筒姿态的影响研究

针对高海情下舰艇运动对舰载导弹冷发射出筒姿态的影响问题,提出了改变弹射推力可能对导弹出筒姿态具有一定的优化效果。聚焦二者间的定量关系进行了研究,建立了舰艇运动的数学模型和发射系统的实体模型。基于不同等级海情下舰艇的运动幅度,采用虚拟样机技术针对导弹的出筒姿态进行了动力学仿真。仿真结果显示,提高弹射推力可以达到改善导弹出筒姿态的效果。当海情小幅超过发射允许值时,理论上可通过增加推力的方式满足发射条件。