检索结果-南通市图书馆

基于鲁棒观测器的深度强化学习垂直起降运载器姿态稳定研究

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系统工程与电子技术 2023年

作者：李彦铃罗飞舟葛致磊西北工业大学航天学院中国运载火箭技术研究院

本文针对考虑弹性振动、模型不确定干扰下的垂直起降运载器姿态稳定问题，将鲁棒观测器和深度强化学习中的近端策略优化算法相结合，研究了一种基于鲁棒观测器的深度强化学习控制方法（ROB-PPO）。该方法设计鲁棒观测器重构受弹性振动... 详细信息

本文针对考虑弹性振动、模型不确定干扰下的垂直起降运载器姿态稳定问题，将鲁棒观测器和深度强化学习中的近端策略优化算法相结合，研究了一种基于鲁棒观测器的深度强化学习控制方法（ROB-PPO）。该方法设计鲁棒观测器重构受弹性振动干扰的运载器姿态信息，将鲁棒观测器与运载器动力学模型组成环境，将鲁棒观测器得到的重构姿态作为深度强化学习算法的状态，使得深度强化学习智能体与之不断交互，从而训练智能体控制运载器姿态稳定。仿真结果表明，所研究的ROB-PPO算法相较于目前常用的自适应模糊PID算法鲁棒性更强，收敛速度更快。最后在自主研制的垂直起降运载器上验证了所提出算法有效性。

关键词：垂直起降运载器姿态控制鲁棒观测器深度强化学习

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主/被动雷达导引头信息融合方法研究

西北工业大学学报 2007年第1期25卷 148-152页

作者：葛致磊周军西北工业大学精确制导与控制研究所陕西西安710072

针对导弹制导系统的特点要求,研究了基于Kalman滤波的信息融合算法并将其应用于主/被动雷达多模导引头系统中。研究了基于标量加权的分布式融合算法和基于增广测量方程的集中式融合算法并进行了数字仿真。研究结果表明信息融合算法能够... 详细信息

针对导弹制导系统的特点要求,研究了基于Kalman滤波的信息融合算法并将其应用于主/被动雷达多模导引头系统中。研究了基于标量加权的分布式融合算法和基于增广测量方程的集中式融合算法并进行了数字仿真。研究结果表明信息融合算法能够提高多模导引头的测量精度,使融合精度受单一传感器影响更小,同制导律的闭合仿真也表明信息融合技术提高了制导精度,减小了脱靶量;分布式融合算法更方便实现时间校准从而便利于多模复合制导使用。此外,所研究的融合算法计算量小,易于工程应用。

关键词：信息融合卡尔曼滤波主/被动雷达导引头

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交会角对制导性能的影响

宇航学报 2008年第5期29卷 1492-1495页

作者：葛致磊孙琦西北工业大学精确制导与控制研究所西安710072

对于拦截高速、大机动目标的制导律而言,需用过载以及拦截弹过载能力直接影响制导性能。对于任意给定的特定制导律,需用过载不但直接与目标机动加速度有关,而且与弹目相对运动关系有关。以拦截过程基本准则为基础,通过对弹目相对运动学... 详细信息

对于拦截高速、大机动目标的制导律而言,需用过载以及拦截弹过载能力直接影响制导性能。对于任意给定的特定制导律,需用过载不但直接与目标机动加速度有关,而且与弹目相对运动关系有关。以拦截过程基本准则为基础,通过对弹目相对运动学分析和推导,给出了不同弹目速度比情况下交会角对制导律需用过载的影响关系。研究结果对于拦截弹的弹道设计具有指导意义,结果表明:当弹目速度比大于1时,目标机动对制导律需用过载要求随交会角增加而减小;当弹目速度比小于1时,目标机动对制导律需用过载要求随交会角增加而增大。

关键词：制导律拦截交会角需用过载

基于扰动预测的高超声速飞行器高精度姿态控制器设计

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西北工业大学学报 2015年第1期33卷 123-128页

作者：葛致磊宋波涛郭锐西北工业大学航天学院陕西西安710072 上海机电工程研究所上海200233 解放军航天医学工程研究所北京100094

提供了一种在高超声速飞行器姿态运动数学模型具有强耦合、不确定性以及非线性的特点的情况下,依然能够实现对其姿态运动进行高精度控制的控制器设计方法。该方法首先采用预测滤波器对系统的不确定性进行估计和补偿,通过对系统的不确定... 详细信息

提供了一种在高超声速飞行器姿态运动数学模型具有强耦合、不确定性以及非线性的特点的情况下,依然能够实现对其姿态运动进行高精度控制的控制器设计方法。该方法首先采用预测滤波器对系统的不确定性进行估计和补偿,通过对系统的不确定性进行补偿,大大减小了模型误差,提高了控制精度;其次在此基础上采用反馈线性化的方法对补偿后的系统进行解耦,并对解耦后的系统设计变结构控制器。通过仿真表明文中所设计的方法确实能够实现高超声速飞行器的高精度姿态控制。

关键词：变结构控制预测滤波反馈线性化高超声速飞行器

基于高斯伪谱方法的再入飞行器预测校正制导方法研究

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宇航学报 2011年第6期32卷 1249-1255页

作者：水尊师周军葛致磊西北工业大学精确制导与控制研究所西安710072

为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法。根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路... 详细信息

为了提高再入制导的适应性和鲁棒性,提出了一种最优预测校正制导方法。根据伪谱方法将再入动力学微分方程约束转换为代数方程约束,将制导问题转换为不需要积分弹道的最优规划问题,利用Gauss伪谱法收敛速度快、精度高的特点,设计了航路点间分段优化的伪谱自适应鲁棒再入制导律,对制导律的特性进行了分析。数值仿真表明,这种再入制导律对于再入点误差不敏感,具有良好的鲁棒性,仿真表明校正时间很短,具有应用于在线制导的潜力。

关键词：再入制导轨迹优化预测校正航路制导

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弹道导弹主动段拦截导引律研究

西北工业大学学报 2013年第2期31卷 239-243页

作者：葛致磊李宪强郭锐西北工业大学精确制导与控制研究所陕西西安710072

处于主动段的弹道导弹具有很大的纵向加速度,常规的制导律很容易因为提供的爬升能力不足,使拦截弹在拦截末端陷入尾追,而导致拦截失败,对此,文章分别设计了能够克服目标纵向加速度的中制导律和末制导律。在中制导律的设计中,首先采用了... 详细信息

处于主动段的弹道导弹具有很大的纵向加速度,常规的制导律很容易因为提供的爬升能力不足,使拦截弹在拦截末端陷入尾追,而导致拦截失败,对此,文章分别设计了能够克服目标纵向加速度的中制导律和末制导律。在中制导律的设计中,首先采用了对基于零脱靶量的中制导律引入目标运动补偿项的方法,设计了一种中制导律,此外结合空基反导的特点,通过控制弹目相对高度差和相对偏航距离为零达到控制视线角速度的方法,设计了另一种中制导律。末制导律采用了滑模制导律,仿真结果表明文中所设计的制导律能够以很高的精度拦截目标。

关键词：主动段拦截导引律空基反导

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一种多地球物理特征匹配自主导航方法

西北工业大学学报 2010年第1期28卷 18-22页

作者：施桂国周军葛致磊西北工业大学精确制导与控制研究所陕西西安710072

针对地球物理场具有多个特征和匹配可操作性较强的特点,文中提出了一种多地球物理特征匹配的自主导航方法,研究了导航方法的实现方式和对应的匹配算法。导航方法通过同步测量航迹上的地磁场的多个特征和重力梯度,采用固定点数的滑动窗... 详细信息

针对地球物理场具有多个特征和匹配可操作性较强的特点,文中提出了一种多地球物理特征匹配的自主导航方法,研究了导航方法的实现方式和对应的匹配算法。导航方法通过同步测量航迹上的地磁场的多个特征和重力梯度,采用固定点数的滑动窗口构造测量序列后与基准图匹配,最后对匹配结果做融合,得到实时位置信息。匹配算法设计了基于"初始位置+初速度+加速度"实值编码的遗传算法作为搜索策略,采用平均平方差准则(MSD)作为每个特征的匹配相似性度量,并使用加权最大值原则融合所有特征的相似性度量。最后由仿真算例验证了方法的可行性,表明了导航方法具有良好的匹配精度,可用于低空、低速运动载体的导航。

关键词：多地球物理特征匹配遗传算法多特征融合自主导航

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基于轨迹约束的地磁场测量误差修正方法

中国惯性技术学报 2012年第2期20卷 205-210页

作者：刘玉霞周军葛致磊西北工业大学精确制导与控制研究所西安710072

根据磁强计综合误差的数学模型,提出了一种基于轨迹约束的地磁场测量误差修正的方法,同时也对该方法的有效性进行了分析。该方法首先由磁强计的测量数据,根据椭球轨迹的约束,采用最小均方估计作为判断准则,估计12个误差参数,然后利用此... 详细信息

根据磁强计综合误差的数学模型,提出了一种基于轨迹约束的地磁场测量误差修正的方法,同时也对该方法的有效性进行了分析。该方法首先由磁强计的测量数据,根据椭球轨迹的约束,采用最小均方估计作为判断准则,估计12个误差参数,然后利用此参数获得准确的地磁矢量信息。理论分析和仿真验证表明,在某些情况下,轨迹约束修正算法是不可观测的,也给出了检验不可观测存在的方法。由软磁干扰引起的误差不同于磁强计本身误差和安装误差。在出现由软磁干扰引起的误差时,轨迹约束修正算法仅仅能提供12个误差参数中的9个,其余的3个参数需要借助外在的信息来估计。

关键词：地磁导航磁干扰误差修正轨迹约束

一种适用于月球跳跃返回的改进解析预测校正制导律

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宇航学报 2012年第9期33卷 1210-1216页

作者：周军水尊师葛致磊西北工业大学精确制导与控制研究所西安710072

解析落点预测-校正制导律具有计算量小的特点,适用于月球返回舱机载计算机的在线计算,针对其对远航程适应性差的问题,提出了一种改进的解析预测制导律。通过调整上升段的控制增益,减小返回舱飞离大气层时刻实际状态与标准状态的偏差,对... 详细信息

解析落点预测-校正制导律具有计算量小的特点,适用于月球返回舱机载计算机的在线计算,针对其对远航程适应性差的问题,提出了一种改进的解析预测制导律。通过调整上升段的控制增益,减小返回舱飞离大气层时刻实际状态与标准状态的偏差,对飞出大气层的速度进行修正以补偿弹道段空气阻力引起的航程减小。二次再入段采用数值预测-校正制导,利用逐步校正的方法,解决了收敛问题,避免了复杂的基准弹道设计过程。数值仿真表明,所设计的制导律能够适用于远航程情况,在具有初始位置偏差、质量偏差、气动偏差、大气偏差的情况下,终端位置精度在5km以内,表明该制导律具有良好的鲁棒性,该制导律具有在线实施的潜力。

关键词：再入制导跳跃再入预测校正月球返回