制导控制

摘要： 设计了一种基于滑模变结构的高速动能弹制导控制算法,并结合高速动能弹自身的弹体特性及作战目标需求,对算法中相关参数进行了设计整定。针对滑模变结构固有抖振问题,设计相应算法抑制抖振,通过建模仿真证实了算法的正确性和可行性。根据仿真结果分析,滑模变结构制导控制算法能够使高速动能弹命中目标,且经处理后的滑模抖振问题也能得到相应的抑制。

摘要： 针对制导与控制一体化系统,考虑目标机动、导弹参数摄动和导弹攻角约束等问题,提出了一种具有攻角约束的复合制导方法。首先,针对二维制导问题建立制导与控制一体化系统,将目标机动和导弹中存在的参数摄动作为集总扰动,利用广义比例积分观测器对相应的扰动信息进行观测估计。然后,利用惩罚机制和分块反步法的设计思想,将扰动的观测信息进一步融入到控制器的设计过程中进行前馈补偿,最终实现了攻角约束下的精确制导。最后,进行数值仿真,验证了所提出的控制方案的有效性。

摘要： [目的]为改进欠驱动无人船(USV)目标跟踪制导的暂态控制性能,提出一种基于双偶极向量场的目标跟踪制导方法。[方法]首先,根据双偶极向量场原理,设计欠驱动USV艏摇角速度和前向速度导引律。然后,通过稳定性分析,证明控制系统是有界稳定的。最后,经仿真和实验验证所提方法的有效性。[结果]结果表明,控制系统能够使USV跟踪位置收敛到目标点附近的邻域内,不仅跟踪轨迹更光滑,暂态控制性能也更好,在实现目标跟踪的同时还能够保持期望的航向。[结论]所提方法可以克服现有目标跟踪制导方法稳态航向不能指定的局限性。

摘要： 动力系统故障是导致运载火箭发射任务失败的最常见原因,从动力系统故障建模、自主制导和容错控制方面,系统地阐述了动力系统故障下运载火箭制导控制技术的研究进展,为发展新型制导控制算法提供了思路。建立了推力下降故障和执行机构故障的数学建模,并对比了国内外先进运载火箭的制导控制性能;总结了动力系统故障下自主制导所涉及的轨迹优化和制导算法;在被动、主动容错控制框架内,回顾了典型的故障诊断、控制重构、容错控制和震动抑制方法;同时,概述了人工智能技术在自主制导和容错控制方面的应用;结合“会学习”的运载火箭概念,讨论了人工智能技术在促进运载火箭自主化和智能化方面的发展趋势,对未来智慧火箭的制导控制技术进行了展望。

摘要： 针对半主动激光寻的空地导弹的精确快速打击需求,提出一种基于测姿陀螺中制导与激光寻的末制导的空地导弹制导控制方法.分析激光寻的空地导弹的制导特性,在弹上仅安装陀螺仪条件下,分别对导弹俯仰、偏航、滚转3个通道构建不同的控制系统结构,通过倾斜稳定控制、姿态控制、比例导引控制以及程序控制的设计与有机结合,实现导弹弹体的稳定控制以及高概率目标截获,并对高精度激光启动照射时间的确定进行研究.飞行试验结果表明,采用该方法可实现激光寻的空地导弹的稳定控制,飞行所得弹道和弹体姿态结果与理论设计相吻合.

摘要： 针对二维弹道修正弹这类具有广泛应用前景的智能弹药,综述了二维弹道修正弹的发展、主要修正机构方案及其制导控制技术.对二维弹道修正弹的研制历程进行总结,梳理发展脉络揭示其发展规律,分析二维修正弹的打击任务.对几种主流修正方案进行讨论,分析各机构的作用特点及研究难点.基于二维弹道修正弹打击任务需求,从气动辨识及状态估计算法、修正机构参数优化设计算法和制导律三个方面总结其控制技术的发展现状.着重介绍近年来发展迅猛的智能算法,特别是神经网络理论在二维修正弹控制算法领域的研究应用.进一步指出二维弹道修正弹的控制研究需解决的主要技术难点和未来发展方向,为二维弹道修正的设计提供思路.

摘要： 针对舰空导弹武器系统抗干扰能力考核需求,提出一种试验方法,基于舰空导弹武器系统的制导控制系统半实物仿真试验对多种干扰环境下的武器系统抗干扰能力进行逐一检验,通过外场飞行试验进行典型工况下的验证,该方法实现了对舰空导弹武器系统抗干扰成功概率的有效考核,还可以支撑对防空导弹武器系统在单一、复合干扰形式下的抗干扰能力指标的评估.

摘要： 针对航空航天类专业制导控制类课程的理论学习与实验教学的需要,进行飞行器制导控制室内外半实物仿真实验教学平台的研发.该平台以"3轴+2轴"转台作为物理实物部分,仿真计算机和制导运动控制模型作为控制核心,通过转台和目标模拟器的运动控制实现高动态目标跟踪控制.结合校企联合和航空航天行业的优势,在外场实验中模拟复杂背景下基于火箭撬平台进行导引头仿真测试,该实验技术符合实际工程应用的需求,同时具有较强创新性、先进性及推广性,能使学生深入理解高动态平台制导控制专业知识,该系统有利于提高学生的创新能力.实践表明,学生在该实验技术的学习过程中,对制导控制实验课程技术有了更深层次的认知、分析和应用,达到了良好的科研教学融合效果.

摘要： 针对雷达制导过程中导引头天线罩斜率的在线估计问题,提出一种基于信息融合的在线估计方法.该方法通过设计局部滤波和全局融合算法,构造一种具有"融合-重置"结构的在线估计框架,有效提高了估计精度和容错能力.首先基于现有在线估计算法,构造具有多个并行运行子滤波器的局部滤波框架;然后根据各子滤波器的估计均值和协方差,构造全局融合性能指标,基于多种信息融合算法对天线罩斜率进行全局估计;最后利用全局滤波结果对局部滤波器进行反馈重置.仿真结果表明,信息融合方法可以有效提高天线罩斜率的估计精度,降低天线罩误差对制导回路的影响,提高导弹的制导精度.

摘要： 针对人工智能技术的最新进展和突出成果,结合未来新形势下高超声速飞行器使用环境对制导控制技术的相关需求,梳理了智能高超声速飞行器在飞行过程中对制导控制技术,包括探测、导航、制导、控制等各个任务环节带来的影响和提出的要求,明确了高超声速飞行器智能制导控制技术所具备的基本特征内涵,展望了未来智能高超声速飞行器的作战模式和应用场景,提出了高超声速飞行器智能制导控制技术的主要关键技术以及未来发展方向和发展路径,为智能飞行器技术的发展提供了支撑.

摘要： 针对火星探测器软着陆过程中的制导控制问题,提出了一种将最优理论和非线性神经网络控制相结合的制导控制方案.首先设计了一条接近燃耗最优的标称着陆轨迹,然后以此为训练样本,由误差反向传播算法训练一个三层前向神经网络,最后给出了基于神经网络控制器的火星探测器软着陆制导控制策略.仿真结果表明,神经网络控制器表现出了良好的跟踪性、适应性和鲁棒性,证明了用神经网络方法设计火星软着陆制导控制系统的可行性.

摘要： 为拓展制导控制设计方案的验证途径,根据飞行器控制系统的组成特点,构建了制导控制虚拟试验系统.开发了飞行控制计算机等效器,制定了硬件接口通讯协议并开发了相应软件,模拟飞控机的软硬件特性,与实时仿真机构成闭环系统开展了制导控制虚拟验证试验.在仿真软件开发过程中,借鉴基于模型的开发思想,研究了仿真软件的快速构建与代码自动生成技术,提高了设计效率.应用结果表明,上述系统运行稳定,可靠性高,可为飞行器制导控制方案的验证提供技术支撑.

摘要： 未来的探月任务将着力于开发月球资源、建立月球基地,这些都离不开月球软着陆技术的支持,而要实现探测器在预选点安全精确的着陆,就离不开动力下降制导控制技术的支持.本文系统地总结了两种成功的月球软着陆方案,对已有的制导方案及其研究进展进行了具体阐述和对比分析.并以未来的月球采样返回和月球基地任务为潜在工程目标,对下一代的月球软着陆动力下降的制导控制及其所涉及的关键科学技术问题进行了比较全面的分析和展望.

摘要： 将红外导弹的抗干扰能力评估分解到分系统的抗干扰指标体系,按照红外导弹与红外诱饵的对抗过程,及导弹制导控制原理对影响抗干扰成功因素进行比较,构建一个能够全面反映研究对象整体属性的指标体系,主要包括导弹分系统抗干扰能力设计指标和验证评估指标,用于指导导弹分系统抗干扰的设计和检验.

摘要： 载人探月飞船以第二宇宙速度返回再入地球大气层时,会产生很大的热流峰值和过载,工程上多采用跳跃式返回方案解决这个问题.对于跳跃式返回,高精度的制导控制方法是探月飞船能够安全返回的关键.本文主要研究了基于能量的标准轨道制导控制方法.根据飞船的能量与速度、高度的关系,在半速度坐标系中建立以能量为自变量的动力学模型,并设计得到满足落点要求和过载约束的标准轨道.采用纵程和横程分开的策略进行制导,纵程采用线性误差反馈控制方法,横程通过漏斗行边界进行控制.文中提出了一种新的制导节点选取方法,能有效的细化关键段处的节点分布,消除能量法在高层大气段出现的奇异现象.最后通过数值仿真验证了该制导算法的有效性,并分析了其在大航程应用中的局限性.

摘要： 针对由于大气密度、弹道系数、升阻比等参数的不准确而导致火星进入动力学模型存在不确定项这一问题,设计了一种基于滑模变结构的火星进入制导控制方案.根据时标分离原则,将系统分成快时变和慢时变两个回路分别设计控制器,针对慢回路设计了滑模变结构控制器,快回路采用PID控制,并通过脉冲调宽调频(PWPF)调节器把连续控制指令调制成发动机的开关信号,便于工程实现.最后通过计算机仿真验证了该方案的有效性.

摘要： 对巡航导弹制导与控制一体化进行了研究。首先建立了俯仰通道的制导与控制系统误差模型，然后根据误差模型生成舵偏角修正指令，推导出一体化控制律，所设计的控制器一方面保证导弹飞行的稳定，另一方面保证导弹具备一定的抗干扰性。最后，进行了数值仿真，验证了所提出的制导控制一体化控制律的有效性。

摘要： 精确制导武器半实物仿真试验结果置信度评估是仿真技术研究的关键问题.水中兵器制导半实物仿真系统是以水中兵器试验验证为应用目的的复杂仿真系统,本文根据复杂仿真系统置信度评估层次,研究了置信度分析的基本方法和过程,利用假设检验的验证方法,对典型条件下实际试验数据和半实物仿真试验数据进行了分析处理,得到置信度结果,结果证明此方法是一种准确、有效的方法,能够应用到其它试验条件的数据处理之中.

摘要： 精确制导武器半实物仿真试验结果置信度评估是仿真技术研究的关键问题.水中兵器制导半实物仿真系统是以水中兵器试验验证为应用目的的复杂仿真系统,本文根据复杂仿真系统置信度评估层次,研究了置信度分析的基本方法和过程,利用假设检验的验证方法,对典型条件下实际试验数据和半实物仿真试验数据进行了分析处理,得到置信度结果,结果证明此方法是一种准确、有效的方法,能够应用到其它试验条件的数据处理之中.

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。

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。