基于滑模控制的非线性追踪导引律仿真设计

基于非线性追踪动力学模型,对追踪器和目标作一般机动(速度大小和方向都可变化)追踪过程进行研究。视目标机动为不确定摄动,分别考虑追踪视线径向和法向两个滑动面,应用变结构控制理论,并采用递减边界层的方法削弱滑模抖动,设计的非线性导引律,只需知道目标的最大机动限幅值,而不用对目标的逃逸机动进行即时估计与测量。仿真研究表明,该导引律具有克服目标机动的鲁棒性,可有效地追踪机动目标,包括随机机动目标。就追踪时间和控制消耗而言,其性能比比例导引律更优。     

基于扩张观测器的三维动态面导引律

为提高导弹拦截高速机动目标的精度,基于自抗扰控制理论的估计补偿思想,设计了考虑自动驾驶仪动态特性和目标机动的三维动态面导引律。首先,建立了考虑自动驾驶仪动态特性的三维耦合制导模型;其次,针对制导模型中所存在的目标机动和测量噪声的干扰,设计扩张观测器估计目标机动和视线角速率,并将其应用到导引律的设计中;再次,基于动态面控制方法设计了三维空间导引律,避免了传统反演控制方法中的“微分膨胀”问题;最后,在目标作不同机动情况下,所设计的导引律与比例导引律、动态面导引律进行比较,仿真结果表明所设计的导引律具有更好的制导性能。     

带落角约束和目标机动补偿的三维制导律

针对反舰导弹按预定方向攻击机动目标的问题,在目标信息较少的情况下,基于带有目标机动加速度的三维弹目相对运动模型,模型纵向航向通道间存在耦合,从便于工程实现的角度,根据李雅普诺夫稳定性定理以及变结构控制理论,分别设计了两种带落角约束和目标机动补偿的导引律:增广比例导引律(augmented proportional navigation guidance law, APNG)和变结构导引律(variable structure guidance law, VSG)。导引律只需要在线测量弹目视线角和视线角的角速度两个变量,并从理论上证明了制导系统的稳定性。仿真结果表明,APNG比传统比例导引(proportional navigation guidance law, PNG)的制导精度明显提高,脱靶量减小。但是比VSG的效果要差一些,尤其是当目标机动加剧时,VSG对于目标机动的鲁棒性更高,优势更为突出。     

AAG导引律在拦截机动TBM中的应用

对视线角加速度导引律(Angular Acceleration Guidance of the Line of Sight,AAG)在拦截TBM中的应用进行了研究，提出了基于卡尔曼滤波的视线角加速度估算方法，通过AAG与常规比例导引(PN)和增强比例导引(APN)的拦截仿真比较，证明了在弹目视线角加速度可准确估算的条件下，在拦截机动TBM目标方面，AAG导引律比常规PN导引律有效，比APN导引律更易于工程实现。     

带多约束的多弹分布式自适应协同导引律

针对网络化制导弹药打击近岸机动目标的末制导段,基于协同一致性理论与Lyapunov稳定性理论,提出了一种分布式模糊自适应协同导引律。考虑攻击角约束和视线角速率测量受限,构建协同导引系统的状态空间。设计扩张状态观测器(extended state observer, ESO)迅速准确地观测出在视线切向、法向与侧向上的不确定干扰。在视线切向,运用积分滑模设计分布式协同控制量,保证命中时刻在有限时间内趋于一致。在视线法向与侧向,设计了具有自适应指数趋近律的非奇异终端滑模,运用了弹目相对距离与接近速率信息,使终端视线角跟踪误差与视线角速率在有限时间内收敛至零。引入具有万能逼近性的模糊自适应系统(fuzzy adaptive system, FAS),既消除了由滑模切换项诱发的控制量高频抖振,又确保了系统一致最终有界(uniformly ultimately bounded, UUB)。仿真实验表明:与非奇异终端滑模方法相比,该导引律使组网弹药能够以更好的导引性能攻击机动目标。     

一种新型鲁棒制导律的研究与仿真

针对导弹与目标相对运动被控模型,应用Lyapunov第二法设计了一种基于L2增益性能指标的鲁棒制导律.在目标机动和制导参数变化时,这种制导律显出较强的鲁棒性,并不需要精确的测量目标加速度,只需得到视线转率测量值,容易在工程中实现.仿真中,分析比较了相同初始条件下鲁棒导引律与比例导引律的抗干扰性能和终端制导精度.仿真结果表明,当存在目标机动和制导误差、角测量噪声时,鲁棒导引律的性能和精度明显优于比例导引律.当仅存在目标机动时,鲁棒导引律不占优势.部分仿真情况下,制导系统的性能和精度可能低于比例导引律.     

基于零化视线角速率的非线性预测制导律

利用非线性预测控制理论设计了一种零化视线角速率的预测制导律. 首先, 以弹目视线角速率为反馈项, 最小化预测误差为性能指标, 基于非线性预测控制理论和最优化理论推导出非线性预测制导律, 并对闭环回路的稳定性进行了证明. 其次, 针对制导律中含有的目标机动项信息, 设计了一种基于时间延迟控制理论的滤波算法, 并应用于预测制导律, 最后仿真考虑到导弹的延迟环节, 采用三阶自动驾驶仪模型, 验证了设计的制导律能够有效拦截机动目标, 与传统比例导引相比, 视线角速率变化平稳, 克服了末端视线角速率变化过快而导致过载饱和的情况, 降低了对执行机构的要求.     

考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的导引律

基于平面内目标-导弹相对运动方程,考虑导弹自动驾驶仪的二阶动态特性,应用动态面控制方法设计了一种新型导引律。在设计过程中,通过引入一阶低通滤波器,使得导引律的最终表达式中不含视线角速率的高阶导数,更易于实际应用。该导引律有效地克服了导弹控制系统的动态延迟对制导精度的影响。将该导引规律与未考虑导弹自动驾驶仪动态的自适应滑模导引律相比较,对目标非机动、阶跃机动和正弦机动三种情况进行仿真。仿真结果表明,在目标机动加速度快速变化,而且导弹自动驾驶仪存在较大滞后情况下,这种导引律仍具有很高的制导精度。     

强迫绕飞无控旋转目标的控制策略

针对无控旋转目标航天器强迫绕飞的控制策略问题,强迫绕飞时要求追踪器对无控旋转目标器具备视线指向的能力,以便在较短的时间内进行全面观测。首先分析了无控旋转目标的姿态及运动特性,在视线旋转坐标系上建立了追踪器与目标器的三维相对运动方程。将追踪器对目标器的绕飞问题转化为视线瞬时旋转平面内的二维控制问题,采用基于模糊切换增益调节的滑模控制器对视线方向和垂直视线方向的目标运动进行了控制。数值仿真验证了所提控制策略的有效性。     

基于直接力控制的导弹高精度末端导引方法研究

采用直接力控制的拦截导弹具有自身控制不连续、目标机动能力强、要求直接命中等特点，因此需要一种精度高、适应性强耳较睿脉冲发动机的导引律。以某型末端采用直接侧向力控制的反导导弹为背景，基于变结构控制理论设计了一种导引律，该导引律以可测量信息为基础，十分易于工程实现。最后进行了三维弹道仿真，结果表明：所设计的导引律攻击精度明显优于比例导引律，尤其是在目标机动较大情况下，保证了脱靶量在米级以内；所设计的导引律在制导初期对误差进行修正，因而末端弹道更为平直，同情况下所消耗的姿控发动机数目更少。此外，所设计的导引律基于较大交会角的拦截而非逆轨道拦截，因而发射阵地更灵活、发射准备时间更短。     

非合作目标自主交会的开关控制

针对面向非合作目标的航天器相对轨道动力学系统,研究了基于视线制导的开关控制问题。详细推导了视线相对运动模型,并定性分析了重力差项。基于相平面法,分别独立设计了横向和纵向相对运动通道的开关曲线控制算法。针对横向控制,基于比例导引律设计了开关曲线,并利用李雅普诺夫方法给出了稳定性证明。针对纵向控制,采用双开关曲线,并给出了一种相应的设计方法。数值仿真分析验证了所提出的开关控制方法的有效性。     

基于NTSM的航天器特征点凝视跟踪控制

针对航天器特征点凝视以及随动跟飞问题,提出了一种建立在目标特征点指向(feature point directing, FPD)坐标系下的相对运动动力学模型,并基于非奇异终端滑模方法(nonsingular terminal sliding mode, NTSM)实现了航天器的相对姿轨耦合控制。首先,以凝视跟踪的目标特征点为原点,跟踪指向轴为主轴,建立了FPD坐标系下的特征点相对运动模型,该模型在控制过程中可以保持特征点相对运动期望状态稳定不变,从而降低了末端约束的处理难度。其次,基于NTSM方法设计了一种有限时间控制律,并对其稳定性和滑模到达时间进行了分析,理论证明了该控制律满足Lyapunov稳定性条件,且系统能在有限时间内迅速收敛到平衡状态。最后,仿真结果表明FPD坐标系下的特征点相对运动模型以及NTSM控制律在求解特征点凝视跟踪问题上具有良好的性能和普适性,研究成果对空间在轨维护、空间操控以及深空小天体悬停着陆等具有一定的理论参考价值。     

考虑自动驾驶仪动态特性与攻击角约束的模糊自适应动态面末制导律

在大口径舰炮制导炮弹打击近岸机动目标的末制导段,考虑自动驾驶仪二阶动态特性与攻击角约束,基于模糊自适应逼近与动态面控制提出一种末制导律。构建二维弹目相对运动模型,运用扩张状态观测器估计目标加速度。为零化视线角的跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端动态面滑模,设计模糊自适应系统逼近变结构项,削弱自动驾驶仪的控制指令抖振。通过Lyapunov第二法证明了闭环系统中视线角的跟踪误差与视线角速率均一致最终有界。仿真实验表明:该制导律使制导炮弹在打击具有不同加速度形式的目标时,均具备较好的末制导性能。     

信息单向传输带拦截角约束的协同拦截制导律

针对无人战机(unmanned combat air vehicles,UCAV)(目标)发射防御弹对来袭攻击弹以一定拦截角度进行拦截的问题,假设目标和防御弹协同飞行且其之间只能进行单向信息传输,在来袭弹采用增强比例导引律的前提下,建立了防御弹信息单向传输和目标信息单向传输两种模式下的防御弹攻击弹视线角非线性模型。考虑防御弹脱靶量要求、拦截角度约束和防御弹(或目标)的控制能量因素,建立了性能指标函数,采用最优控制理论,分别设计了能够使防御弹以指定拦截角度拦截攻击弹的目标单向协同制导律和防御弹单向协同制导律。仿真结果表明,在两种信息单向传输模式下,通过目标与防御弹的协同,防御弹均可以指定拦截角拦截攻击弹;与具有拦截角度约束的非协同制导律相比,单向协同制导律的控制能量更小。     

有限过载的三维现实真比例导引的捕获区域

针对拦截器中末制导交接班状态, 分析了拦截器在有限过载条件下采用现实真比例导引律的捕获区域, 以及捕获区域的各影响因素。首先, 对视线旋转坐标系进行介绍, 并建立末制导段拦截器与目标相对运动模型。其次, 对三维(three dimensional, 3D)现实真比例导引律性能进行分析, 并对视线旋转角速度进行李雅普诺夫稳定性判定。然后, 在3D现实真比例导引律条件下, 针对有限过载的拦截器拦截3D机动目标, 对捕获区域进行推导证明, 得到成功捕获的必要条件。最后, 通过3种情形下的仿真实验, 来验证本文捕获区域的有效性, 并在此基础上分析捕获区域的影响因素。     

基于波束角误差补偿的相控阵导引头解耦算法

针对相控阵导引头离散波束运动引起视线角速率估计值跳跃波动问题,提出一种对波束角误差进行补偿的视线角速率提取算法。分析了相控阵导引头波束离散扫描原理,建立了波束扫描控制数学模型。推导了波束指向误差斜率引起的隔离度传递函数,分析并说明了波束角误差补偿方法。仿真结果表明,应用波束角误差补偿方法能有效地消除视线角速率提取值的跳跃波动,并验证了所提算法在捷联去耦与视线角速率提取方面的有效性。     

时间最优的飞机追踪导引律研究

阐述了现代战机导引系统的功能、结构与工作方式。对追踪导引建模之后,假设目标机动轨迹可知,应用最优控制理论,通过巧妙的数学推导和数值计算,研究了追踪时间最优的导引律。针对具体工程实现时理论设计求解中数值计算误差的客观存在,又应用预测控制分段计算、滚动优化的思想,对最优导引律作了进一步改进,获得了更为可行实用的优化导引律。仿真研究表明,所设计的优化导引律较各种比例导引律性能更优,捕获目标的时间更短,消耗的能量更少,并能成功应用于载机导引,为新一代战机导引系统的研制与引进飞机的国产化提供了理论参考。