大落角机动目标逆轨拦截最优滑模制导律设计

针对阵地防空中大落角机动目标较难拦截的问题, 首先采用最优控制理论设计了具有攻击角约束的最优制导律, 为提高最优制导律的鲁棒性，结合变结构控制理论设计了带攻击角约束的最优滑模制导律。考虑到目标弹道倾角通常难以测量的问题, 采用扩张状态观测器对目标弹道倾角进行估计。基于李雅普诺夫稳定性理论对最优滑模制导律进行稳定性分析, 设计了能保证系统稳定的参数变化函数。仿真结果表明, 最优滑模制导律能以期望的攻击角和较小的脱靶量命中目标, 制导过程中指令变化较为平稳, 对目标的加速度机动具有较强的鲁棒性。     

基于反演滑模和扩张观测器的带角度约束制导律设计

针对水下动能武器末制导段攻击机动目标,为获得最佳的毁伤效果,结合反演滑模控制方法与线性扩张状态观测器理论,设计了一种带角度约束的非线性制导律。通过对攻击角度的分析,设计了非线性滑模面,并根据滑模面可达条件,将制导律分为两部分设计,既满足了系统能够到达滑模面,又保持了系统状态在滑模面上运动。通过反演变结构获得的制导律,既保证了系统稳定,又具有了滑模控制理论所具有的鲁棒性。考虑到目标机动,将目标机动作为未知扰动,并对该扰动采用线性扩张状态观测器进行估计。该制导律作用下,视线角变化率收敛到零,攻击角度收敛到期望值,实现攻击角度约束。理论证实了制导系统的稳定性,仿真验证了本文所设计制导律的有效性。     

三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律

针对导弹以固定终端攻击角拦截机动目标的制导问题, 提出一种三维自适应有限时间超螺旋滑模制导律。首先，利用相对运动质点模型将三维制导问题转换为二阶视线角系统的控制问题。其次，构造一种多变量非奇异的快速终端滑模面, 结合改进型超螺旋算法, 设计了有限时间超螺旋滑模制导律。同时, 通过参数自适应增益实时在线估计目标机动引起的外部扰动上界, 设计了自适应有限时间超螺旋滑模制导律。然后，利用Lyapunov稳定性理论进行了闭环系统有限时间收敛性能分析。最后，通过仿真分析验证了所提方法在保证良好拦截精度的同时, 具有更强的鲁棒性和更高的终端攻击角控制精度。     

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。     

带有神经网络干扰观测器的视线角约束制导

针对具有终端视线(line-of-sight, LOS)角约束的机动目标拦截问题,提出一种基于径向基函数(radial basis function, RBF)神经网络干扰观测器的LOS角约束制导方法。首先,考虑目标机动过程中加速度信息无法获取的情况,给出了一种基于RBF神经网络的干扰观测器,实现了对目标机动的高精度估计;其次,充分考虑终端角度约束,结合超螺旋算法思想,通过幂次项的引入设计了一种改进的滑模制导律,从而有效提升了有限过载情况下的制导精度;在此基础上,通过Lyapunov定理对算法的收敛性和稳定性分别进行了证明;最后,通过仿真验证对比了3种不同方法在4种拦截场景下的制导性能,同时针对所提方法进行了蒙特卡罗打靶仿真,仿真结果表明所给出的LOS角约束制导律对机动目标拦截精度高、鲁棒性强。     

基于二阶滑模控制的微分几何制导律

针对机动目标拦截设计了一种零化视线角速率的微分几何制导律。首先,基于古典微分几何原理,对弹目拦截的空间几何关系进行分析,建立了弹目拦截的相对运动学模型;其次,针对外界干扰对非线性仿射系统的影响,设计了二阶滑模变结构控制器,并对控制器的稳定性和有限时间收敛性进行了分析。再次,以二阶滑模控制器为基础,将目标机动作为外界扰动项,基于零化视线角速率的思想设计微分几何制导律。为克服解耦条件下带来的信息丢失,利用李群理论,给出了非解耦条件下导弹制导曲率指令和挠率指令的计算方法,同时为避免拦截过程中制导指令出现奇异,对拦截的初始条件进行了研究,给出了导弹拦截目标的捕获条件。最后仿真表明,所设计的微分几何制导律制导精度高,拦截时间短,过载变化较为平稳,相对于传统的非线性微分几何制导律,大大提升了制导性能。     

机动目标拦截新型微分几何制导律设计

针对大气层内机动目标拦截问题,基于广义微分几何制导体制设计了一种新型的微分几何制导律。与控制视线转率有限时间内收敛不同,采用视线转率随着弹目相对距离减小而渐进收敛的滑模面。鉴于观测器估计目标加速度存在初始尖峰现象,且嵌入观测器的制导律难以证明稳定性,假设目标加速度是具有未知上界的干扰,提出一种双幂次的自适应律对其上界进行估计。通过添加修正项,消除了饱和函数替代符号函数对稳定性的影响,并证明了所设计的制导律是渐进稳定的。仿真结果表明,所设计的新型的微分几何制导律能够有效拦截机动目标,且过载分布均匀、能量消耗少。     

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。     

非奇异快速终端二阶滑模有限时间制导律

为实现对高速机动目标的准平行拦截,考虑导弹自动驾驶仪动态特性,设计了一种零化视线角速率的非奇异快速终端二阶滑模有限时间制导律。首先,基于终端滑模控制理论和二阶滑模控制理论,设计了非奇异快速终端二阶滑模制导律;其次,根据有限时间收敛控制理论,严格证明了系统的稳定性和有限时间收敛特性;为抑制测量噪声和估计弹目视线角速率,设计了有限时间收敛微分跟踪器,并将其与扩张观测器结合来估计不确定项。最后仿真结果表明:所设计的微分器不仅收敛速度快,估计精度高,且具有较强的抗干扰能力,同时针对目标做不同的类型机动,所设计的制导律均能实现视线角速率在有限时间收敛,为实现对高速机动目标的直接碰撞提供必要条件。     

带有角度约束的机动目标拦截协同制导律

研究了多枚导弹同时拦截高机动目标情况下的制导律设计问题。基于终端滑模控制方法和一致性原理设计了多枚导弹协同制导律,实现所有协同导弹的视线角速率在有限时间内收敛到零,视线角收敛到期望的角度。在视线方向上,能够保证多枚导弹具有相同的拦截时间。基于双曲正切函数,所提出的未知上界的在线估计算法有利于减小输入通道的切换增益和抖动。利用Lyapunov稳定性理论,对所设计的闭环系统给出了严格的稳定性证明。在仿真研究中,进一步验证了所提出的协同制导律的有效性。     

基于扰动观测器的终端角约束滑模导引律

为了对导弹攻击机动目标时的终端角进行约束,提出了一种基于扰动观测器的滑模导引律。将导弹速度的时变、运动目标的机动逃逸等视为对导弹目标相对运动系统的总扰动,采用扰动观测器对总扰动进行有效估计,结合滑模控制理论提出了一种对导弹终端角进行约束的导引律,并基于李雅普诺夫稳定性原理证明了该导引律的渐进稳定性。为满足制导精度并有效地抑制抖振,运用边界层法对该导引律进行了改进,分析并确定了制导精度、边界层厚度和导引律系数之间的关系。仿真结果表明,该导引律具有良好的导引性能和鲁棒性,且与普通的滑模导引律相比,具有较小的导弹最大法向加速度和较平缓的法向加速度变化过程,有利于工程实现。     

带有攻击角和视场角约束的制导炮弹导引律设计

针对制导炮弹攻击地面目标的末端导引问题, 提出一种带有攻击角和视场角约束的有限时间滑模导引律。首先, 在传统终端滑模面的基础上加入视场角约束, 并构造正切型障碍李雅普诺夫函数来解决滑模面到达段的约束问题, 以保证制导系统在状态受限的情况下有限时间收敛。其次, 利用扩张状态观测器来估计并补偿目标机动带来的扰动, 有效削弱了导引指令的抖振现象。然后, 基于稳定性理论对导引律进行分析与证明。最后, 通过仿真对比验证该导引律的有效性与鲁棒性。仿真结果表明, 该导引律不仅能满足攻击角和视场角约束, 还具有指令连续、制导时间短、命中精度高等优点。     

固定时间收敛扰动观测终端滑模制导律设计

针对机动目标拦截问题,设计了基于固定时间收敛扰动观测器(fixed time disturbance observer, FxTDO)的终端角度约束非奇异快速终端滑模制导律(nonsingular fast terminal sliding mode guidance law, NFTSMGL)。通过具有固体时间收敛特性的扰动观测器对导弹拦截过程的外部扰动进行快速、精确估计。同时为了抑制抖振影响以及保证制导信号在有限的时间范围内收敛,设计了NFTSMGL,并进行了稳定性分析。仿真结果表明，FxTDO-NFTSMGL可以使制导信号在有限的时间范围内收敛至期望状态,并满足对机动目标拦截的要求,相较于无观测器的NFTSMGL收敛速度更快,且避免了抖振现象。     

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。     

基于有限时间收敛干扰观测器的探导控一体化设计

针对滚仰式半捷联寻的制导导弹, 提出一种基于有限时间干扰观测器(finite time disturbance observer, FTDO)的探导控一体化滑模控制器设计方法。首先基于滚仰式半捷联导引头动力学模型和导弹制导控制模型, 建立了全状态耦合探测、制导、控制一体化控制模型。在模型中将不确定项和误差视为干扰, 通过有限时间收敛干扰观测器对干扰进行估计。对探导控一体化模型进行分块反演滑模控制律设计, 并验证了控制器的稳定性。仿真结果表明, 一体化控制方法提高了导弹对目标机动的响应能力和目标跟踪的稳定性, 并实现了比传统级联控制方法更小的脱靶量。     

An impact angle constraint integral sliding mode guidance law for maneuvering targets interception

An integral sliding mode guidance law(ISMGL)combined with the advantages of the integral sliding mode control(SMC)method is designed to address maneuvering target interception problems with impact angle constraints.The relative motion equation of the missile and the target considering the impact angle constraint is established in the longitudinal plane,and an integral sliding mode surface is constructed.The proposed guidance law resolves the existence of a steady-state error problem in the traditional SMC.Such a guidance law ensures that the missile hits the target with an ideal impact angle in finite time and the missile is kept highly robust throughout the interception process.By adopting the dynamic surface control method,the ISMGL is designed considering the impact angle constraints and the autopilot dynamic characteristics.According to the Lyapunov stability theorem,all states of the closed-loop system are finally proven to be uniformly bounded.Simulation results are compared with the general sliding mode guidance law and the trajectory shaping guidance law,and the findings verify the effectiveness and superiority of the ISMGL.     

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。     

基于偏置比例导引的落角约束滑模制导律

为实现导弹以一定落角攻击装甲车辆等地面移动目标, 应用变结构控制理论, 推导基于偏置比例导引的落角约束滑模制导律, 并基于李雅普诺夫稳定性理论设计了参数自适应的幂次趋近律。考虑目标速度难以测量的问题, 引入扩张状态观测器(extended states observer, ESO)对目标速度进行估计。仿真结果表明, 所设计的制导律能够以要求的落角准确打击静止目标与机动目标, 且需用法向过载和命中点附近的法向过载较小, 弹道后段较为平直。