摘要：以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象,通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速,并使其满足中末制导交班条件,以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律,解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上,建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法,有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此,数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速,并具有较高的制导精度。

摘要：针对大升阻比可重复使用飞行器再入滑翔轨迹规划问题,提出了一种基于自适应分段Chebychev伪谱离散的多约束模型预测静态凸规划算法(P-CMPCP),实现了全量终端状态约束及多过程约束作用下再入轨迹的高精度迭代解算。考虑倾侧角翻转导致控制量不连续,传统规划方法难以同时严格满足终端位置、角度约束,且过程约束易超限,采用自适应分段伪谱离散策略,构建全程飞行状态及过程性能指标约束对各配点处控制调整量的敏感度关系,从而将非线性最优控制问题转化为静态凸规划问题,并利用内点法对各分段控制量进行了协调优化。本文所提方法无需对动力学模型进行简化或近似处理,即能以少量积分运算使轨迹满足再入全量模型约束,且控制量平滑,数值精度优于传统规划方法。

摘要：风是影响巡飞弹药这类小型飞行器的重要环境因素,对飞行带来了较大的不确定性。为此,本文建立对飞行影响较大的常值风的估计模型,利用巡飞弹药中动压传感器及GPS/MIMU的输出数据作为观测量,通过扩展卡尔曼滤波实现对三维风速的在线估计,并分析了系统的可观测性。数值仿真试验表明:水平风速估计误差优于0.1m/s,垂直方向的风速估计误差优于0.4m/s,为巡飞弹参数辨识与控制系统设计提供精确的实时风速参考。

摘要：针对刚体运载火箭助推飞行段的姿态控制问题,提出了一种基于干扰观测器的自适应滑模控制方法。首先,根据姿态动力学模型建立了面向姿态控制的通用模型。其次,针对通用模型中参数不确定性和外界干扰,设计了干扰观测器实时观测后补偿到自适应滑模控制器中,并结合Lyapunov稳定性理论分析了控制器的稳定性。最后,对比传统的PD控制器,在模拟大气环境中进行了姿态控制系统仿真。仿真结果表明,该方法与传统控制方法相比,控制精度和鲁棒性显著提高。

摘要：为解决助推器无控再入过程中姿态运动模态的预示问题,针对助推器再入姿态运动存在三通道耦合、气动参数非线性以及大范围运动难点,建立以经典欧拉角描述的助推器再入非线性动力学模型,采用基于演化搜索策略的改进郭涛算法解决了高阶非线性方程组的多解问题,通过 Lyapunov 的第 1 种方法,得到了平衡点稳定性随再入飞行马赫数的变化规律。结果表明,再入过程中助推器在某一马赫数域内将出现多个特定的飞行模态,速度域状态空间的不同初始条件会使得助推器的姿态收敛到不同的飞行模态。研究解决了线性理论无法适用的助推器复杂无控姿态运动模态预示问题,为助推器回收方案及安控区设计提供了支撑。

摘要：为开展导引头设计仿真,建立了两框架导引头动力学模型,揭示了导引头隔离度的来源。首先,定义了参考坐标系,依据动力学原理求取了导引头内、外框架动力学方程。其次,结合反馈控制原理,通过方程变换获得了导引头闭环控制框图。最后,进行了导引头隔离特性和耦合特性仿真,验证了模型的正确性。研究结果表明,弹体扰动通过导引头外框架以几何投影及干扰力矩两种形式进入导引头闭环控制回路,这是产生隔离度问题的根源。

摘要：详细介绍了山西建龙1500生产线试制400 MPa级光伏支架用热轧钢带的成分设计、工艺路线以及产品质量情况。生产实践表明,按照设计的成分和工艺生产的光伏支架用热轧带钢的组织为铁素体+少量珠光体,拉伸性能和冷弯性能优异,能够满足用户的使用要求。