飞行力学有关制导与控制的若干问题

导弹的制导规律是导弹控制系统的重要设计内容,国内外对这个问题的研究十分重视,文章介绍了几种常见的制导规律：导弹低空超低空掠海飞行制导规律,具有横向风校正的速度跟踪制导规律,同时还介绍了一种寻的修正比例导引制导规律等。此外,还介绍了导弹倾斜转弯控制技术,以及Ｈ∞控制理论问题研究。     

新型角速率火控系统研究

根据激光测距仪获得的目标斜距,建立实时确定目标速度和过航斜距的数学模型,并提出解决角速率火控系统中普遍存在的计算延迟、预测精度不高和弹道气象修正困难等问题的方案。     

关于空投反潜鱼雷最佳入水点的探讨

“观测—定位—决策”组成了航空反潜作战的一个战术周期。高效率的反潜作战除了加速决策过程,缩短决策周期之外,还体现在选择一个最佳的决策方案中。其中,最佳入水点的选择就是一个重要的决策问题。本文在充分考虑空投鱼雷反潜特点基础上,分两种情况从理论上探讨了反潜鱼雷最佳入水位置和投雷入水方位。     

环境温度变化对导引头伺服机构摩擦力矩影响分析及实验研究

建立包含框架热致耦合变形的导引头伺服机构摩擦力矩分析模型,重点研究环境温度变化对角接触轴承几何参数及摩擦力矩的影响。以反射镜式导引头为例进行摩擦力矩分析,结果表明:随着温度的降低,润滑脂黏度的上升是导致伺服机构在低温时摩擦力矩剧烈上升的主要原因,框架耦合变形占比较小。搭建基于电测法的摩擦力矩测试系统,用快速温变实验箱模拟环境温度,测量伺服机构摩擦力矩并与理论计算结果进行对比分析,实验证明摩擦力矩实验结果与理论模型计算结果一致。     

液压驱动型四足机器人对角小跑步态本体水平位置控制方法

为了对对角小跑中四足机器人本体的水平位置进行控制,建立基于沿支撑线方向运动分解的机器人近似动力学模型,将本体和对角支撑腿简化为一个七连杆结构和一个线性倒立摆,并且基于线性倒立摆解析模型提出摆动腿落足点位置计算方法,进而实现对本体水平位置的控制。针对液压作动器伸缩速度受限的问题,利用单腿冗余关节将关节角速度优化问题转化为标准二次型规划问题,通过设计二次型规划问题解法,降低对摆动腿关节角速度的需求,并且避免了传统伪逆方法可能产生的腿部奇异位型。仿真和实验结果表明:该方法能够实现在关节角速度受限的情况下,有效跟踪本体水平位置的期望轨迹。     

基于SRUKF仅测角导航的空间交会闭环控制协方差分析

针对基于仅测角导航的空间交会问题,开展了采用线性协方差进行闭环控制误差快速分析方法的研究。建立了基于SRUKF (Square Root Unscented Kalman Filter) 的仅测角导航算法并推导了观测敏感矩阵,构建了基于多脉冲Hill制导的闭环控制线性协方差分析模型。经算例验证,本文提出的闭环控制协方差分析结果与Monte Carlo打靶结果能够很好吻合;该方法适用于采用传统Extended Kalman Filter (EKF)的仅测角导航问题,但其迹向位置的估计存一个与该方向控制误差方差相当的偏心,其误差椭圆的长轴和短轴分别比基于SRUKF的估计结果大了24.68%和20.56%。此外,由于采用了QR分解和Cholesky 因子更新两种高效的代数运算,基于SRUKF的协方差分析模型要比基于EKF的协方差分析模型在计算速度上快了10%。     

平方根无迹卡尔曼滤波仅测角导航的空间交会闭环协方差分析方法

针对基于仅测角导航的空间交会问题,开展了采用线性协方差进行闭环控制误差快速分析方法的研究。建立了基于平方根无迹卡尔曼滤波(Square Root Unscented Kalman Filter,SRUKF)的仅测角导航算法并推导了观测敏感矩阵,构建了基于多脉冲Hill制导的闭环控制线性协方差分析模型。算例验证结果表明:提出的闭环控制协方差分析结果与Monte Carlo打靶结果能够很好地吻合;该方法适用于采用传统扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)的仅测角导航问题,但其迹向位置的估计存在一个与该方向控制误差方差相当的偏心,其误差椭圆的长轴和短轴分别比基于SRUKF的估计结果大24.68%和20.56%。此外,由于采用了QR分解和Cholesky因子更新两种高效的代数运算,基于SRUKF的协方差分析模型的计算速度要比基于EKF的协方差分析模型的大10%。     

空投鱼雷入水点影响因素研究

航空自导鱼雷具有命中精度高、威力大、攻潜效果好等特点。针对反潜直升机空投鱼雷作战使用的特点,深入分析了空投鱼雷的空中弹道、直升机的运动态势和风速风向等影响空投鱼雷入水点位置的关键因素,并得到了各要素的数学描述,进而通过仿真分析得到了直升机运动态势和风速风向对空投鱼雷入水点的影响。     

环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略

针对埋入式进气道在发动机点火时刻对导弹飞行攻角的严格限制,提出了攻角点火窗口的概念;以助推器在低温、常温和高温下的推力数据为基础,分别计算了导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻,并对时刻差异进行动力学分析;为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响,引入伪攻角信号,设计攻角控制律。半实物仿真结果表明,该控制方法能有效消除环境温度变化对导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的影响,且能够使导弹攻角在发动机点火过程中保持稳定,具有一定的工程实用价值。