制导与控制

摘要： 目前多采用卡尔曼滤波作为旋翼无人机组合导航系统的滤波算法,但是由于模型误差、量测误差以及故障等情况客观存在于实际系统中,传统卡尔曼滤波算法对上述误差缺乏处理能力,影响滤波精度,导致鲁棒性与容错性能较差。为了改善旋翼无人机的飞行控制效果,应用自适应卡尔曼滤波(adaptive kalman filter,AKF)进行旋翼无人机组合导航解算,算法通过引入自适应因子,实时调整系统模型参数,以提高扩展卡尔曼滤波算法的滤波精度,增强鲁棒性与容错性能。以旋翼无人机真实飞行数据为基础,对自适应卡尔曼滤波算法进行仿真验证,结果表明该算法对于系统建模误差、量测误差及故障的影响有抑制与调节作用,能够提高系统鲁棒性与容错性能,改善旋翼无人机组合导航解算结果。

摘要： 为了解决弹体在大滚转角速度BTT机动情况下通道间交叉耦合控制问题,本文提出了一种解耦补偿控制器设计方法,将耦合干扰量与测量输出量叠加后反馈至自动驾驶仪控制器的输入端,改进了干扰传递函数的零点配置和干扰传递特性,有效抑制了通道间干扰量对输出评价的影响。通过极小化干扰传递函数在系统闭环极点处的传递增益,获得了解耦补偿控制参数的数值解。利用三通道交叉耦合模型对所设计的解耦补偿控制参数进行了数字仿真验证。仿真结果表明,所提出的解耦补偿控制器能够有效抑制弹体偏航通道攻角的峰值,同时也提高了俯仰通道的响应品质。

摘要： 利用差分进化算法自动优化线性自抗扰控制器的两个参数ω0和ωc。首先,研究了二阶线性自抗扰控制的设计,然后,分析了差分进化算法的程序流程图和参数选择方法。仿真实验表明,对于存在大幅值非线性总扰动量的二阶系统,在参数b准确和不准确两种情况下,该差分进化算法均能取得两个参数全局的最优解,适应度函数值快速达到对应的最小值,从而实现了较高的系统阶跃响应速度和跟踪精度;同时,该算法收敛速度快,效率和精度高,为线性自抗扰控制参数的自动整定提供了一种实用的新方法。

摘要： 利用差分进化算法自动优化线性自抗扰控制器的两个参数ω0和ωc.首先,研究了二阶线性自抗扰控制的设计,然后,分析了差分进化算法的程序流程图和参数选择方法.仿真实验表明,对于存在大幅值非线性总扰动量的二阶系统,在参数b准确和不准确两种情况下,该差分进化算法均能取得两个参数全局的最优解,适应度函数值快速达到对应的最小值,从而实现了较高的系统阶跃响应速度和跟踪精度;同时,该算法收敛速度快,效率和精度高,为线性自抗扰控制参数的自动整定提供了一种实用的新方法.

摘要： 电磁炮的研制正在给未来的武器发展提供一条全新的道路.该文以电磁发射制导弹药为研究对象,分析了发展电磁炮制导弹药的必要性,介绍了电磁炮制导弹药的发展现状,重点探讨了电磁炮制导弹药涉及的制导体制选择、导引律设计、惯性敏感与探测以及控制回路与方法等关键技术,并提出了目前电磁炮制导弹药的瓶颈问题,为电磁发射弹药的制导与控制关键技术的研究提供了一定的理论依据.

摘要： 为了提高滚仰式半捷联光电稳定平台的视线指向测量精度,提出一种稳定平台误差建模与参数标定的方法.针对滚仰式导引头的结构特点,分析了稳定平台的主要误差来源,利用坐标变换法和泰勒公式建立了失调角的线性误差模型,设计了通过补偿失调角误差提高稳定平台的视线指向测量精度方法.针对稳定平台误差参数标定问题,利用最小二乘法设计了误差参数标定方法.仿真结果表明:误差参数标定方法可以有效标定误差参数,通过失调角线性误差模型补偿失调角误差的方法可以显著提高稳定平台视线指向测量精度.

摘要： 结合目前已实施的小天体附着探测任务,对小天体探测器主动附着涉及的制导与控制技术进行了系统性的回顾.首先,针对小天体附着任务风险高、不确定性强的特点,明确了主动附着的内涵,并分析了现有附着探测技术在自主性和安全性上面临的挑战,阐述了提高探测器主动附着能力的重要性.在此基础上,归纳梳理了与主动附着相关的制导与控制技术最新研究进展.最后,结合未来小天体探测任务需求,总结了今后具有进一步研究价值的几个问题.

摘要： 本文对重复使用运载器制导与控制技术进行综述.随着航天技术的发展,对航天运载器重复使用的需求也日益剧增,具备可复用的天地往返运输能力也一直是航天工业追求的重要目标之一,而制导与控制将发挥重要的作用.首先回顾了全球范围内重复使用运载器的研究进展,随后从不同的维度对其发展途径进行分类和分析,并从垂直起飞垂直着陆(VTVL)、垂直起飞水平着陆(VTHL)、水平起飞水平着陆(HTHL)等3个方面对制导与控制的需求进行了梳理.针对不同的起降模式,详细构建了完整的制导与控制模型、约束与目标函数,从而对比在不同场景下制导与控制的特点和挑战.在此基础上,对在VTVL、VTHL、HTHL 3种工作方式下制导与控制理论研究与工程实践中所取得的研究成果进行分析,并对各种方法的特点进行了论述和比对.最后对本领域当前亟待突破的技术难点和发展趋势进行了讨论,并对推动重复使用运载器应用的重点研究方向进行了归纳和展望.

摘要： 以倾斜转弯(Bank-to-Turn,BTT)导弹作为研究对象,运用广义比例导引规律以及模糊PID控制技术设计适合于BTT导弹的制导与控制系统.根据模块化的建模思想,运用Matlab软件下的Simulink工具箱建立BTT导弹的六自由度弹道仿真系统模型,对所设计的制导与控制系统进行导弹攻击目标的全过程仿真.仿真结果验证了所设计的BTT导弹制导与控制系统的可行性.该实践课题有助于学生掌握了导弹制导控制系统数学建模与仿真建模、控制系统与制导系统的设计方法、计算机仿真与编程等知识,对提高学生的科研能力起到了良好的实践教学效果.

摘要： 本发明公开了一种充电桩的控制导引电路和控制导引方法，充电桩均包括多个不同型号的充电接口和控制导引电路；控制导引电路包括：控制导引单元，用于产生控制导引信号；切换开关，位于控制导引单元和多个不同型号的充电接口之间；控制模块，根据适配的充电接口信息控制切换开关，使得适配的充电接口与控制导引单元连接，还接收控制导引信号。本发明的充电桩的控制模块需要获取到适配的充电接口信息，从而进行充电接口的选择；之后控制模块根据该充电接口信息，对连接于控制导引单元和多个不同型号的充电接口之间的切换开关进行切换，将其切换至适配的充电接口的路线。采用该种方式，可以解决多个接口需要多个控制导引电路的安装和成本问题。

摘要： 本发明公开了一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，由于激光信息场有效半径限制，初始时刻以一定角度发射后并不能立即进入激光信息场，所以传统的基于波束体制下的三点法导引方式并不适用。该方法中，采用多次幂趋近律滑模控制的分段制导方式完成制导飞行器整个飞行过程的制导律设计，实时根据测量的信息解算出舵偏指令和制导指令，从而据此控制飞行器的舵机打舵工作，使得飞行器最终沿着激光方向命中目标。

摘要： 本发明提供一种驾束制导体制下的多弹协同高精度制导控制方法，采用多弹协同制导的方式，将后续发射的导弹跟踪导引波束中心线过程中形成的跟踪误差发送给前续发射的导弹，前续发射的导弹将接收到的跟踪误差作为开环误差补偿指令，引入到其控制系统中，能够大幅度提高制导控制系统的型别，有效解决导弹跟踪导引波束中心线时，容易造成导弹脱靶甚至飞出导引波束而失控的问题；同时在完成跟踪误差的修正后，又根据前续发射的导弹获取的目标位置计算制导站跟踪目标过程中形成的目标指示误差，然后把目标指示误差发送给后续发射的导弹，让后续发射的导弹根据目标指示误差修正其跟踪的导引波束中心线，从而大幅度消除目标指示误差对导弹命中精度的影响。

摘要： 本公开提供一种充电控制导引方法和系统、供电控制装置和充电控制装置，以简化相关技术中的充电控制引导电路。在具体实施时，分别在供电控制装置(100)、充电控制装置(200)的PWM控制端和检测端连接MOS管；供电控制装置(100)通过发出第一PWM信号，并回采第一检测端的电压判断车辆与充电设备的连接状态，在确认车辆与充电设备连接的情况下，发出第二PWM信号；车辆上的充电控制装置(200)通过采集供电控制装置(100)发出的第二PWM信号确定供电设备的状态，并通过发出第三PWM信号来控制第二检测端和第一检测端的电压变化来反馈自身状态，从而完成充电控制引导CP确认。

摘要： 本发明公开了一种充电桩的控制导引电路和控制导引方法，充电桩均包括多个不同型号的充电接口和控制导引电路；控制导引电路包括：控制导引单元，用于产生控制导引信号；切换开关，位于控制导引单元和多个不同型号的充电接口之间；控制模块，根据适配的充电接口信息控制切换开关，使得适配的充电接口与控制导引单元连接，还接收控制导引信号。本发明的充电桩的控制模块需要获取到适配的充电接口信息，从而进行充电接口的选择；之后控制模块根据该充电接口信息，对连接于控制导引单元和多个不同型号的充电接口之间的切换开关进行切换，将其切换至适配的充电接口的路线。采用该种方式，可以解决多个接口需要多个控制导引电路的安装和成本问题。

摘要： 本申请公开了一种图像制导控制系统及微型制导子弹，包括：捷联式图像导引头系统、六自由度IMU惯导系统、弹载飞控系统、微型舵控制系统；捷联式图像导引头系统用于采集射击目标的目标图像特征信息，解算所述射击目标的目标信息，目标信息用于导引子弹向射击目标飞行；六自由度IMU惯导系统用于采集制导子弹的姿态信息数据，制导子弹的姿态信息数据包括：姿态角信息、旋转角速度信息和过载加速度信息；弹载飞控系统用于根据目标信息及制导子弹的姿态信息，实时解算制导子弹与射击目标的视线角信息，制导子弹的位置信息和制导子弹的方向信息，并输出制导子弹的飞行控制信息。能够实现精准制导的目的。

摘要： 本发明公开了一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，由于激光信息场有效半径限制，初始时刻以一定角度发射后并不能立即进入激光信息场，所以传统的基于波束体制下的三点法导引方式并不适用。该方法中，采用多次幂趋近律滑模控制的分段制导方式完成制导飞行器整个飞行过程的制导律设计，实时根据测量的信息解算出舵偏指令和制导指令，从而据此控制飞行器的舵机打舵工作，使得飞行器最终沿着激光方向命中目标。

摘要： 本发明提供一种驾束制导体制下的多弹协同高精度制导控制方法，采用多弹协同制导的方式，将后续发射的导弹跟踪导引波束中心线过程中形成的跟踪误差发送给前续发射的导弹，前续发射的导弹将接收到的跟踪误差作为开环误差补偿指令，引入到其控制系统中，能够大幅度提高制导控制系统的型别，有效解决导弹跟踪导引波束中心线时，容易造成导弹脱靶甚至飞出导引波束而失控的问题；同时在完成跟踪误差的修正后，又根据前续发射的导弹获取的目标位置计算制导站跟踪目标过程中形成的目标指示误差，然后把目标指示误差发送给后续发射的导弹，让后续发射的导弹根据目标指示误差修正其跟踪的导引波束中心线，从而大幅度消除目标指示误差对导弹命中精度的影响。

摘要： 本发明公开了一种制导与控制组件轻量化处理方法，包括A步骤、功能集成：对制导与控制组件进行分析，将制导与控制组件中不同功能模块的计算控制处理功能作为共性特征之一进行共性提炼，采用具有共性特征的裸芯片组成一个共性电路A，并在共性电路A中写入能同时进行并针对对应不同功能模块执行不同计算控制处理功能的程序；B步骤、原理验证，C步骤、指标验证，D步骤、修订：将控制处理电路A中任一裸芯片进行更换或删除后形成新的共性电路A，再重复进行B步骤、C步骤；E步骤、封装：采用系统封装技术将各项技术指标合格条件下的共性电路A中的所有裸芯片封装成一个共性单芯片。

摘要： 本发明公开了一种制导与控制组件轻量化处理方法，包括A步骤、功能集成：对制导与控制组件进行分析，将制导与控制组件中不同功能模块的计算控制处理功能作为共性特征之一进行共性提炼，采用具有共性特征的裸芯片组成一个共性电路A，并在共性电路A中写入能同时进行并针对对应不同功能模块执行不同计算控制处理功能的程序；B步骤、原理验证，C步骤、指标验证，D步骤、修订：将控制处理电路A中某一裸芯片进行更换或删除后形成新的共性电路A，再重复进行B步骤、C步骤；E步骤、封装：采用系统封装技术将各项技术指标合格条件下的共性电路A中的所有裸芯片封装成一个共性单芯片。