检索结果-内蒙古大学图书馆

系统工程与电子技术 2014年第12期36卷 2484-2489页

作者：陈喆唐胜景郭杰北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对不同高度的单箭多轨道运载任务,提出了一种多级固体火箭上升段分步满足终端多约束的能量管理制导方法。火箭前期飞行通过程序指令控制基准弹道,以满足期望的高度与当地弹道倾角约束为目的将弹道优化转参数优化问题处理,减少了约束条... 详细信息

针对不同高度的单箭多轨道运载任务,提出了一种多级固体火箭上升段分步满足终端多约束的能量管理制导方法。火箭前期飞行通过程序指令控制基准弹道,以满足期望的高度与当地弹道倾角约束为目的将弹道优化转参数优化问题处理,减少了约束条件;后期飞行通过姿态交变机动的闭路能量管理制导方法,耗散多余能量控制飞行速度,达到了满足终端速度、高度、倾角等多约束条件的火箭不同高度入轨。仿真结果表明,该能量管理制导方法有效可行且在不同轨道运载任务中具有较好的适用性。

关键词：能量管理主动段制导终端多约束弹道优化固体火箭

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一种基于VDFLL和CaKFPLL的INS/GNSS超紧耦合方法

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中国惯性技术学报 2013年第6期21卷 769-774页

作者：李传军李兴城北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

为了提高复杂电磁环境下的GNSS抗干扰能力,针对低成本制导武器的导航需求特点,提出了一种基于矢量延迟锁定环和锁频环并级联卡尔曼滤波锁相环的INS/GNSS超紧耦合的改进算法。分析了INS辅助矢量跟踪结构,给出了基于鉴别器的低复杂度基带... 详细信息

为了提高复杂电磁环境下的GNSS抗干扰能力,针对低成本制导武器的导航需求特点,提出了一种基于矢量延迟锁定环和锁频环并级联卡尔曼滤波锁相环的INS/GNSS超紧耦合的改进算法。分析了INS辅助矢量跟踪结构,给出了基于鉴别器的低复杂度基带预处理滤波器和基于EKF锁相环滤波器的详细设计方法。此外,设计了干扰环境下的高动态飞行轨迹,用于验证INS/GNSS超紧耦合算法,动态仿真试验结果表明,在干扰环境下INS/GNSS超紧耦合系统的导航能力相对于独立式高动态跟踪技术的接收机有明显优势,跟踪GPS L1 C/A情况下,可容忍干信比为48.6 dB,比独立式接收机的干扰抑制能力提高了约12 dB。

关键词：高动态接收机超紧耦合矢量延迟锁定环和锁频环级联锁相环数控振荡器

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半捷联寻的导引头寄生回路稳定性分析与制导精度分析

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宇航学报 2014年第5期35卷 554-563页

作者：宋建梅蔡高华北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

对半捷联寻的导引头的寄生回路稳定性进行了分析,研究了半捷联寻的制导系统主要参数变化与各误差源对制导精度的影响。首先进行了半捷联寻的导引头跟踪控制系统设计,建立了半捷联寻的导引头隔离度数学模型及由隔离度函数引起的寄生回路... 详细信息

对半捷联寻的导引头的寄生回路稳定性进行了分析,研究了半捷联寻的制导系统主要参数变化与各误差源对制导精度的影响。首先进行了半捷联寻的导引头跟踪控制系统设计,建立了半捷联寻的导引头隔离度数学模型及由隔离度函数引起的寄生回路数学模型,推导了隔离度函数最大幅值与导引头系统参数之间的解析表达式,给出了寄生回路稳定判据,建立了寄生回路稳定域与导引头控制器参数之间的约束关系。基于伴随技术推导了目标机动及测量元件噪声所引起的脱靶量与弹体过载的显式解析表达式。最后针对实际的半捷联寻的制导系统进行了精度分析,给出了制导系统主要参数变化对制导精度的影响规律,确定了各种误差源信号对制导精度的影响程度,为半捷联寻的制导系统总体设计提供了理论依据和技术支撑。

关键词：半捷联寻的导引头隔离度寄生回路稳定域制导精度分析伴随技术

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基于扩张状态观测器的导弹滑模制导律

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北京航空航天大学学报 2015年第2期41卷 343-350页

作者：张尧郭杰唐胜景马悦悦商巍北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对导弹拦截机动目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO,Extended State Observer)设计了一种全新的导弹滑模制导律.考虑拦截时的弹目相对运动关系,通过ESO对目标加速度进行实时的观测和动态补偿,有效地解决了导弹拦截末端所需过载过大的... 详细信息

针对导弹拦截机动目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO,Extended State Observer)设计了一种全新的导弹滑模制导律.考虑拦截时的弹目相对运动关系,通过ESO对目标加速度进行实时的观测和动态补偿,有效地解决了导弹拦截末端所需过载过大的问题,使导弹能够以更小的脱靶量拦截目标.同时在仿真中考虑自动驾驶仪的二阶动态特性,分别以不同的初始航迹角对周期性机动目标和非周期性机动目标进行拦截打击仿真,并与基于有限时间收敛理论提出的滑模制导律对迎击拦截、追击拦截和前向拦截3种方式进行仿真对比,仿真结果表明了基于ESO的滑模制导律在拦截末制导过程中的鲁棒性和优越性.

关键词：扩张状态观测器滑模控制观测有限时间收敛导弹制导拦截

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拉瓦尔喷管外发生激波反射工况详细分析

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航空动力学报 2012年第9期27卷 1988-1996页

作者：于勇徐新文北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

平面拉瓦尔喷管的环境压力与入口总压的比值从设计工况到第三极限工况(管口处为正激波)逐渐增大时,喷管外的激波现象不同.根据已知的激波反射理论,将设计工况到第三极限工况间的工作状况进一步细分为强斜激波工况、马赫反射工况、双解... 详细信息

平面拉瓦尔喷管的环境压力与入口总压的比值从设计工况到第三极限工况(管口处为正激波)逐渐增大时,喷管外的激波现象不同.根据已知的激波反射理论,将设计工况到第三极限工况间的工作状况进一步细分为强斜激波工况、马赫反射工况、双解区和正规反射工况、并将由气流偏转角所表示的发生正规反射和马赫反射的条件用环境压力与总压的比值来表示,找出了强、弱斜激波的环境压力与总压比值的临界值,得到这些临界值随着喷管面积比的变化趋势.最后针对面积比为5的平面拉瓦尔喷管,由理论分析得到其管外发生正规反射、马赫反射、强斜激波反射时对应的压比分别为:0.0841,0.0959和0.2005,并用数值模拟来验证理论分析的正确性.

关键词：拉瓦尔喷管 Von Neumann准则正规反射马赫反射强斜激波

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太阳帆自旋展开动力学地面模拟试验研究

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振动工程学报 2015年第2期28卷 175-182页

作者：周晓俊周春燕张新兴胡海岩北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

太阳帆自旋展开是一项新的空间技术。它利用自旋离心力展开折叠的太阳帆薄膜,并使其保持展开后的位形,从而可省略额外支撑结构,有效减少结构重量,降低展开能耗。在这项技术进行在轨试验和用于航天任务之前,必须对其进行充分的动力学地... 详细信息

太阳帆自旋展开是一项新的空间技术。它利用自旋离心力展开折叠的太阳帆薄膜,并使其保持展开后的位形,从而可省略额外支撑结构,有效减少结构重量,降低展开能耗。在这项技术进行在轨试验和用于航天任务之前,必须对其进行充分的动力学地面模拟试验。介绍了如何设计和研制太阳帆自旋展开与控制系统,制作了不同的太阳帆模型,分别在常规气压下和真空舱中进行太阳帆自旋展开动力学地面模拟试验。通过多组试验,得到了可完整、稳定展开太阳帆模型的方法。试验时在真空舱底部和侧面布置两台高速相机,拍摄各个时段的展开过程。经过图像处理和分析,得到了第一展开阶段帆面展开长度随时间的变化关系和第二展开阶段的帆面动态响应。通过建立简化的动力学模型并进行分析,解释了第二展开阶段帆面产生较大面内外振动的原因。

关键词：航天器地面模拟试验太阳帆展开自旋

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机动目标拦截含攻击角约束的新型滑模制导律

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兵工学报 2015年第8期36卷 1443-1457页

作者：张尧郭杰唐胜景商巍张浩强北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对导弹带有攻击角约束的机动目标拦截问题,结合积分滑模和全局滑模控制方法的优点,设计了一种全新的导弹滑模制导律(SMGL)。在纵向平面内建立考虑攻击角约束的弹目相对运动方程。采用一种新的非线性饱和函数来构造积分滑模面中的积分... 详细信息

针对导弹带有攻击角约束的机动目标拦截问题,结合积分滑模和全局滑模控制方法的优点,设计了一种全新的导弹滑模制导律(SMGL)。在纵向平面内建立考虑攻击角约束的弹目相对运动方程。采用一种新的非线性饱和函数来构造积分滑模面中的积分项,提出了一种新型的非线性全局积分滑模控制方法,解决了传统积分滑模控制中系统暂态性能恶化的问题,降低了系统的稳态误差,保证导弹在有限时间内以更理想的攻击角命中目标,同时使导弹在整个拦截过程中具有很强的鲁棒性。采用动态面控制方法设计了考虑攻击角约束和自动驾驶仪动态特性的导弹全局非线性积分SMGL,基于Lyapunov稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。与传统线性积分SMGL和偏置比例导引律进行仿真对比,仿真结果验证了全局非线性积分SMGL的有效性和优越性。

关键词：飞行器控制、导航技术制导律全局非线性积分滑模动态面控制攻击角约束

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导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法

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航空学报 2014年第12期35卷 3438-3450页

作者：张尧郭杰唐胜景马悦悦北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对导弹俯冲打击地面目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO)和反步滑模设计思想,提出一种导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法。充分考虑制导与控制系统之间以及控制系统三通道间的耦合关系,建立了制导与控制一体化三通道耦合模型。... 详细信息

针对导弹俯冲打击地面目标的问题,基于扩张状态观测器(ESO)和反步滑模设计思想,提出一种导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法。充分考虑制导与控制系统之间以及控制系统三通道间的耦合关系,建立了制导与控制一体化三通道耦合模型。通过ESO对导弹运动六自由度(6DOF)系统内各通道间的动态耦合项和不确定性进行实时观测和动态补偿,实现通道间的主动解耦,从而设计了基于ESO的导弹制导与控制一体化三通道解耦控制律。同时,为了解决在使用ESO对高阶非线性系统进行状态观测时引起的"运算膨胀"问题,通过设计自适应控制律对ESO观测误差进行补偿。基于李雅普诺夫稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。并与制导与控制一体化三通道独立设计方法和传统的制导与控制系统设计方法进行对比仿真,结果验证了基于ESO的导弹制导与控制一体化三通道解耦设计方法的有效性和优越性。

关键词：制导与控制一体化反步滑模控制三通道解耦设计扩张状态观测器

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Brilliant Anti-Tank Submunition转平机动的舵效率改进研究

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北京理工大学学报 2016年第2期36卷 111-116页

作者：刘骁唐胜景郭杰北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

针对Brilliant anti-tank submunition(BAT)舵效率不足,不能有效转入平飞的问题,首先基于气动工程估算的方法计算气动数据,通过与风洞实验数据对比,证明了估算结果的准确性.估算结果与风洞实验结果同时说明BAT外形舵效率较低,无法提供... 详细信息

针对Brilliant anti-tank submunition(BAT)舵效率不足,不能有效转入平飞的问题,首先基于气动工程估算的方法计算气动数据,通过与风洞实验数据对比,证明了估算结果的准确性.估算结果与风洞实验结果同时说明BAT外形舵效率较低,无法提供足够的俯仰过载,弹道仿真进一步表明原外形BAT不能有效地转入平飞.针对BAT外形舵效率较低的情况,尝试通过对外形的改变来提升舵效率,包括增加弹翼弦长和展长及改变舵位置.结果表明这些改变均可不同程度上消除原有不足.进一步研究发现将原副翼舵面改变成尾舵后,可以大幅提升全弹的可用俯仰过载,使BAT机动能力有效提升.弹道仿真表明外形改进后的BAT可用过载增大,高度变化平滑,可以有效地转入平飞.

关键词：气动估算舵效率俯仰过载外形改进

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月球探测器着陆动响应区间不确定性分析

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兵工学报 2019年第2期40卷 442-448页

作者：陈昭岳刘莉陈树霖崔颖北京理工大学宇航学院飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京100081

月球探测器软着陆动力学分析对探测器设计十分重要。目前软着陆动力学分析一般考虑确定的是着陆姿态和着陆速度,未考虑着陆参数的不确定性带来的动力学响应变化。基于Che-byshev多项式区间参数分析方法,针对探测器着陆过程动态特性,提... 详细信息

月球探测器软着陆动力学分析对探测器设计十分重要。目前软着陆动力学分析一般考虑确定的是着陆姿态和着陆速度,未考虑着陆参数的不确定性带来的动力学响应变化。基于Che-byshev多项式区间参数分析方法,针对探测器着陆过程动态特性,提出基于非线性有限元建模的探测器着陆动响应区间分析流程,计算得到了探测器着陆动响应上界和下界,并与蒙特卡洛仿真方法得到的响应上界和下界进行了对比,结果显示Chebyshev多项式区间方法分析结果可以完全包裹蒙特卡洛方法分析结果,并且结果区间没有被过度放大;对比分析截断阶数对区间分析误差的影响,结果表明截断阶数对分析误差影响较小。Chebyshev多项式区间参数分析方法具有包裹性强、分析效率高的优势。

关键词：月球探测器区间参数不确定性分析 Chebyshev多项式蒙特卡洛方法

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