三线圈滚转姿态角测量系统建模与设计

为了对制导弹药进行精确定姿,需要准确测量弹丸滚转姿态角,首先建立三线圈滚转姿态角测量系统模型,详细阐述了系统工作原理,介绍了系统硬件设计方法及软件设计思想.通过使用三个磁感应线圈传感器对人工磁场及地磁场进行测量,并结合相应滚转角解算算法,可实时计算出弹丸滚转姿态角.     

干涉仪解模糊技术研究

解模糊技术一直为干涉仪相位差测角系统工程实现所关注,为了对其有较为全面的认识,先后讨论了基于长短基线、高低频率、单脉冲测角、测距、旋转基线和调频等6种方法的解模糊技术,从工程实现性、系统复杂程度等方面进行了比较了各自特点.给出的解模糊算法的6个步骤对讨论的解模糊技术具有通用性.     

阵列雷达波束内双目标的极大似然角度估计方法

单波束内目标往往相距较近,采用传统角度分辨技术难以将其分辨,从而给目标跟踪和识别带来较大困难。于是提出基于LM算法的极大似然角度估计方法,实现波束内双目标的分辨。该方法在阵列雷达的基础上建立双目标回波模型,推导极大似然角度估计算法。考虑到求解算法直接影响极大似然角度估计的收敛速度和估计精度,利用LM算法实现了极大似然估计的求解,从而得到目标角度的精确估计。该方法避免了多次脉冲相干积累,具有计算量小的特点。仿真结果验证了方法的有效性。     

基于角反射器的诱扫主动攻击水雷方法

针对现有对抗主动攻击水雷方法的不足,根据主动攻击水雷工作特点,提出了利用串联角反射器模拟潜艇声反射,结合声扫雷具模拟潜艇声辐射,联合诱骗主动攻击水雷的方法。建立了模拟潜艇声反射强度计算模型,给出了从声反射强度及尺度特征方面模拟潜艇特征的方法,并进行了初步验证。为便于使用及提高对抗效率,对角反射器的类型、边长及构造进行了深度优化,显著提高了对抗主动攻击水雷时的效率,证明了该方法的有效性。     

测度论中几个定理的重新论证

从环的等价定义出发 ,利用级数收敛性及分解性定理证明了R 是环 ,而且是完备的σ 环。进而重新论证了测度扩张性定理的存在性、唯一性及完备性。避免了教材中原证明的复杂过程 ,从而使读者更容易掌握     

考虑弹体动态特性的非奇异有限时间制导律

为满足导弹拦截机动目标时交会角约束和有限时间收敛的需求,建立了考虑弹体一阶动态特性的制导模型。把目标加速度视为有界外界干扰,同时结合非线性反步设计法中的动态面法,设计一种考虑弹体动态延迟的非奇异滑模制导律,并且证明了基于Lyapunov稳定性理论制导系统状态可渐进收敛到零。在所设计的制导律下,对单侧机动的低空高速目标进行仿真。仿真结果表明所设计的非奇异制导律可以有效降低弹体动态延迟带来的影响,而且具有较低的脱靶量与交会角误差;与考虑弹体动态特性和交会角约束的最优导引律相比,其具有更高的制导精度。     

永磁直线同步电机伺服系统自抗扰反步控制器

为了提高永磁直线同步电机伺服系统的鲁棒性,提出基于自抗扰思想的反步控制器。将永磁直线同步电机伺服系统中的未建模动态和外界扰动定义为总和扰动,并扩充为系统新的状态变量。设计了线性扩张状态观测器估计不可直接测量的直线电机动子速度以及总和扰动,证明并分析了设计的线性扩张状态观测器的收敛性和估计误差。利用线性扩张状态观测器的输出,基于动态补偿线性化思想设计了反步控制器。证明了考虑线性扩张状态观测器估计误差的闭环反馈控制系统的稳定性。在Googol公司的实验平台上,验证了设计的自抗扰反步控制器的可行性。     

基于非线性扩张状态观测器的直线电机PD控制

为了解决直线电机伺服系统跟踪速度与峰化现象之间的矛盾,设计一种基于非线性扩张状态观测器的比例微分(Proportion Differentiation,PD)控制器。将直线电机伺服系统中的未建模动态和外界干扰定义为总和扰动并扩充为系统新的状态变量,利用非线性扩张状态观测器(Non Linear Extended State Observer,NLESO)估计不可测量的直线电机动子速度以及总和扰动。利用NLESO和跟踪微分器TD的输出,基于动态补偿线性化思想设计了引入补偿量的PD控制器,并给出了闭环控制系统稳定性证明。在Googol公司的实验平台上,通过与两种基于LESO的PD控制器对比,验证了所设计的基于NLESO的PD控制器的可行性。实验结果表明,基于NLESO的PD控制器可使直线电机伺服系统具有跟踪速度快、跟踪精度高、峰化现象小、鲁棒性强的优点。     

基于虚拟目标跟踪的充气式固定偏置再入飞行器制导律设计

针对充气式飞行器只能实现零升力再入、无法进行再入弹道修正的问题展开研究。首先面向充气式飞行器的再入制导采用了一种舱体偏置的总体设计方案,通过舱体质心偏移产生气动配平攻角,从而提供弹道修正所需的升力。然后针对固定偏置量带来的升力大小不可控及升力过剩问题,为提高制导精度,设计了一种通过滚转运动改变升力方向的制导律。为进一步提高该滚转制导律精度,又提出了一种分段再入制导和跟踪参考轨迹上虚拟目标点的策略,并据此修正了滚转制导律,避免计算误差的影响及制导指令的频繁修正。最后,仿真结果表明标称情形下最终制导落点偏差约500 m,并且在叠加多种偏差条件的情形下最终制导精度偏差仍能保持在102 m量级内,所设计的滚转制导律能有效提高充气式飞行器的再入制导精度,并且具有较高的鲁棒性。所提出的面向充气式固定偏置再入飞行器的制导律对于执行机构的要求简单,具有一定的工程应用价值。