摘要：导弹在大攻角飞行时,非线性及耦合严重,本文对推力矢量控制的空空导弹的控制系统进行了研究。根据导弹状态变化快慢不同,在奇异摄动理论的基础上,采用非线性动态逆设计了导弹的控制系统,并对导弹大攻角有侧滑飞行进行了仿真,结果表明文中设计的控制系统可以很好地控制导弹作机动飞行。

摘要：介绍导弹在飞行过程中对控制系统设计影响较大的几个气动耦合因素 ,并对其影响程度进行了分析 考虑这些耦合因素的影响 ,建立了气动力和力矩的数学模型以及弹体的动力学模型 在分析气动交叉耦合对导弹飞行特性影响的基础上 ,构造了导弹的偏航

摘要：导弹在大迎角飞行时,非线性及耦合严重,而且大迎角本身引起的非线性和耦合也必须加以考虑。采用微分几何方法,通过在控制系统中人为地加入耦合信息,以抵消弹体运动的交叉耦合,设计大迎角导弹解耦控制系统。并对结果进行了仿真验证,证实所设计的控制系统可以很好地控制导弹的大迎角飞行。

摘要：高速飞行器再入过程中,具有参数大范围快速时变、强非线性的特性,对控制器的控制品质和稳定性提出了更高的要求。本文通过最优Oustaloup数字算法框图化实现分数阶PI^(λ)D^(μ)(Fractional-order PID,FOPID)控制器,建立高速飞行器参数时变的非线性模型,结合ITAE(Integrated Time and Absolute Error)指标利用遗传算法(Genetic Algorithm,GA)寻优整定分数阶PI^(λ)D^(μ)参数,然后针对选定的分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器,利用D-分解法分析高速飞行器的马赫数及攻角稳定区域。最后结合跟踪微分器设计了改进的分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器。仿真结果表明,分数阶PI^(λ)D^(μ)控制器在具有更好的控制品质的同时可以在大范围内实现高速飞行器的稳定飞行。

摘要：针对一类吸气式飞行器发动机工作时只有单边攻角特性的对象特点,提出一种下压段制导律设计方法。该方法采用BTT-180制导模式,同时在飞行器滚动过程中引入模糊控制,根据起控点的滚动角和滚动角速度优化滚动时间,提高滚动过程的平稳性。最后进行下压段制导律仿真分析,仿真结果表明该方法的正确性和可行性。同时该方法算法简单、自适应性强,具有较高的工程化应用价值。

摘要：建立吸气式飞行器的动力学模型,针对三通道耦合、正攻角飞行的特点,采用基于BTT-180的模型参考变结构控制方法进行控制律设计。然后选用典型工况,在考虑气动参数偏差的情况下,进行六自由度弹道仿真。仿真结果表明该控制方法能有效解决飞行器通道间的耦合现象,增强了控制系统的适应性与鲁棒性。

摘要：采用基于模型的仿真软件设计思想,研究了飞行仿真系统的设计方法,针对具体的任务和功能 要求,建立了仿真系统的结构体系。研究了仿真软件框架的设计方法和结构层次的关系,并对各个层次功能 要求进行了介绍。对飞行仿真软件系统的模块设计进行了研究,确立了模型的描述形式和接口设计规范。

摘要：设计了带侧窗导引头的动能杀伤器直接力姿态控制方法。根据侧窗坐标系下视线高低角和视线方位角的约束,结合直接力控制特点,设计了高空滚动通道控制策略,用准滑模控制方法设计了俯仰和偏航通道的控制方案,并通过数学仿真验证方法的正确性和可行性。该方法算法简单,自适应性强,具有较高的工程应用价值。

摘要：对基于交互式多模型(IMM)的不完全观测下目标跟踪算法进行了研究。针对观测信号不连续和丢失时,用卡尔曼滤波中的一步预测值作为估值,设计滤波器,直至产生有效观测。建立了不完全观测系统模型,算法采用输入交互、滤波计算、模型概率更新、输出综合,给出了算法流程。雷达/红外双模跟踪系统的仿真结果表明提出的方法能有效提高不完全观测下机动目标跟踪的精度。

摘要：导弹飞行过程中抛落的燃气舵残骸易对行进中的平台或是编队中的其他平台造成威胁。为降低舵残骸的安全风险,本文基于舵残骸对高速行进中平台的安全性需求,提出“先抑后扬”的程序角构型;研究提升导弹舵残骸安全性的弹道设计方法,进行参数优化设计和风险分析。结果表明:该方法有效提升了舵残骸安全性。