摘要：基于选择的姿态反馈控制系统结构,从姿控系统稳定性能提高的角度,设计了控制系统反馈参数,以适应可变落点引起的飞行器参数变化。通过机动飞行器的六自由度飞行弹道仿真,表明所设计的姿态反馈控制系统控制效果较好,可适应预定区域内的飞行落点变化要求。

摘要：根据星群分离控制的一般要求， 本文研究了卫星群的相对运动方程， 分析了其相对运动特性。在合理的近似假设下以Ｈｉｌｌ方程为出发点， 研究了各卫星相对距离限制下的分离控制方法。最后对精确方程与近似方程的仿真比较， 表明所设计的分离控制方法是可行的， 其结果是可信的。

摘要：针对再入机动升力采用BTT控制方法可以提高升力体的机动能力,提出了一种新型的升力体再入体智能BTT控制方法。首先采用基于拟人智能控制方法设计出控制系统的控制律,然后在此基础上,研究基于神经网络的滑膜控制方法设计鲁棒补偿器以增强控制系统的鲁棒性。通过仿真分析,验证了该方法的有效性。

摘要：为向开展具体的风洞虚拟飞行试验技术提供引导,针对应用于飞控系统评估的风洞虚拟飞行试验系统及关键技术进行了分析。基于传统意义上的飞控系统评估方法的不足,分析风洞虚拟飞行试验应用于飞控系统评估的优势;按飞控系统常用的姿态控制回路及制导控制回路的组成形式,介绍风洞虚拟飞行试验系统方案与工作原理,详细分析它与半实物仿真系统的差异;分析风洞虚拟飞行试验应用于飞控系统评估需解决的关键技术问题,包括风洞虚拟飞行试验评估方法、飞行器模型设计技术、飞控系统改进技术及模型支撑技术。

摘要：针对倾斜转弯高超声速飞行器滚动通道控制中初始误差大、系统参数不确定和干扰严重的问题,设计了一种自适应全局积分滑模控制方法。该方法在滑模控制参数中引入了自适应调节律来逼近系统参数摄动和干扰的上界,保证了整个控制过程中的滑模可达性,在此基础上,设计了一种基于全局积分滑模面的自适应滑模控制器,消除了稳态误差,同时大大削弱了系统参数不确定和干扰对系统的动态影响,并使系统在初始阶段就处于滑模态,解决了大的初始误差引起的超调问题。理论分析和仿真结果验证了本文所提方法的有效性。

摘要：以在大气层高空作战的动能拦截器为物理背景,研究了其侧窗定向的基本原理,采用相平面开关曲线设计了姿态控制规律,并进行了拦截过程的六自由度数字仿真。仿真结果表明,以侧窗定向作为跟踪基准进行姿态控制,能够较好地完成目标探测和直接碰撞拦截的任务。仿真结果还验证了在此空域内用开关曲线进行姿态控制以及仅依靠直接侧力实现精确导引的有效性。

摘要：为明确风洞虚拟飞行试验能够评估的飞控系统性能,并为风洞虚拟飞行试验评估方法设计做出铺垫,针对风洞虚拟飞行试验特点,提出了风洞虚拟飞行试验能够评估的飞行性能指标及飞行品质指标,比较了风洞虚拟飞行试验与半实物仿真和飞行试验的评估能力差异;仿真分析了风洞虚拟飞行试验特点会造成的风洞虚拟飞行试验与自由飞行的评估结果差异;从试验、数据处理、性能评定等方面,提出了评估这些指标对风洞虚拟飞行试验评估方法的具体要求,并比较了它与半实物仿真和飞行试验的评估要求差异。

摘要：针对飞行器再入滑翔过程,提出一种跟踪优化弹道的BPNN(BP neural network)预测制导方法。首先着眼于多约束下弹道生成的快速性,利用hp-自适应伪谱法进行弹道优化;然后利用弹道样本数据训练BPNN,建立飞行状态参数与终端状态参数之间的非线性映射关系,实现对终端状态的预测;最后为制导律设计了双层线性反馈校正算法,从而完成预测制导关键环节。仿真算例该表明制导方法能够良好地满足再入飞行约束和终端约束,同时可以较好地实现对优化弹道的跟踪,并具有一定的鲁棒性和航程适应性。

摘要：文中研究了一种耦合严重的倾斜转弯高超声速巡航飞行器俯仰/偏航通道的自动驾驶仪设计问题。首先设计了一种比例-积分型的预补偿阵对耦合模型进行预补偿,然后对近似解耦的俯仰/偏航通道分别设计了自动驾驶仪,设计方法物理概念清晰,自动驾驶仪结构简单。仿真表明自动驾驶仪解耦效果明显,具有良好的指令跟踪性能和抗干扰能力。

摘要：根据水平空中发射固体有翼运载火箭的飞行特点,提出了一种飞行程序角的工程设计方法,并给出了三级飞行段及滑行段飞行程序角的表达式,建立了发射轨道优化模型,应用基于方向的遗传算法对其发射轨道进行了优化。该方法适用于水平空中发射固体火箭方案论证和初步设计。