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。     

敏捷导弹大角度姿态控制系统设计

研究了具有大离轴角及越肩发射能力的敏捷导弹初始段敏捷转弯的控制方法,用反作用喷气控制系统来提供大角度敏捷转弯时大攻角飞行的控制力矩。首先利用时标分离的思想将导弹姿态控制系统的运动学部分和动力学部分分别视为慢变子系统和快变子系统,然后应用动态逆和变结构控制相结合来设计各子系统的控制律;最后,在考虑了导弹各个环节非理想因素的情况下,对导弹进行全耦合状态下三通道联合仿真。仿真结果表明所提出的控制方法,能够有效消除敏捷导弹大角度姿态机动时的结构参数变化以及各种外部干扰的影响,可以很好地控制导弹的大迎角机动飞行,鲁棒性强,简单易行,具有一定的实用性。     

三维导弹拦截的非线性自适应导引律

在三维空间中,根据导弹与目标的运动学关系,建立了导弹拦截的三维模型,分别针对目标非机动和机动的情形,充分利用已经测得的信息,采用自适应方法建立了一种新的非线性导引律,并且运用Barbalat引理以及Lyapunov方法严格证明了导引律的正确性,它能够保证拦截全局一致有界。和已有的控制律相比,该导引律具有设计简单,控制光滑,容易实现的特点,避免了使用变结构控制时所导致的自激震荡。仿真结果验证了控制律的有效性。     

考虑导弹动态延迟特性的滑模导引律设计

基于平面拦截问题,考虑导弹自动驾驶仪一阶动态延迟特性,应用滑模变结构控制方法,以零化视线角速率为目的,设计了一种滑模导引律。该导引律可使得滑模面在有限时间内收敛至零,进入滑模面后可确保视线角速率在制导结束前收敛于零,从而保证高制导精度,且导引律中的变结构项只要大于目标加速度的变化率即可保证制导系统的有限时间收敛性和鲁棒性,从而大大降低了制导系统的抖动。最后以空中拦截为例,仿真验证了在导弹自动驾驶仪存在大延迟和目标做大机动逃逸下,该导引律具有良好的制导性能和高制导精度。     

空空导弹控制系统鲁棒动态逆设计

将导弹动力学分离为快变状态动力学子系统和慢变状态动力学子系统,分别进行非线性动态逆控制设计。应用基于李雅普诺夫稳定性的鲁棒控制方法,设计出期望的慢变动力学和快变动力学,以保证动态逆控制系统对气动系数摄动的鲁棒稳定性。给出了通过构造动态反插值表,由力矩系数指令反解舵偏角指令的反插值方法。动态逆方法所需要的速度指令、滚动角指令及其一、二阶导数通过滤波器得到。对过载回路的稳定性问题和跟踪误差进行了定性分析,给出了过载回路的无静差设计方案,作为对动态逆的补充设计。给出了导弹控制系统六自由度数学仿真结果。     

一种前向拦截的非线性变结构制导律

前向拦截制导方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行而拦截目标.这种方法要求拦截器的速度低于目标的速度,可以解决拦截器导引头的气动加热问题.在建立了目标和拦截器的运动学模型基础上,基于李亚普诺夫稳定性理论,在考虑目标机动加速度未知的情况下,根据滑模变结构控制对干扰和摄动的自适应性设计了前向拦截非线性变结构制导律.通过拦截器拦截目标弹道的数字仿真验证了制导律的正确性.     

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。     

基于神经网络的BTT导弹鲁棒动态逆设计

针对存在不确定性的BTT导弹系统,基于神经网络提出了一种鲁棒动态逆控制系统设计方法。首先应用双时标假设将BTT导弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学。然后,在巧妙地利用导弹气动参数特性设计Lyapunov函数的基础上,对快变状态动力学和慢变状态动力学分别进行动态逆控制设计。设计中应用RBF神经网络来逼近系统中存在的不确定性,证明了闭环系统的所有信号均有界且指数收敛至系统原点的一个邻域。最后给出的BTT导弹非线性六自由度数字仿真结果验证了该算法的有效性。     

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。     

前向拦截的三维制导模型及制导律设计

为了解决拦截器导引头的气动加热问题,提出了前向追踪(Head Pursuit)制导方法。该方法是将拦截器导引到目标轨道的前方并沿着和目标相同方向飞行,而在目标轨道的前方拦截目标,要求拦截器的速度低于目标的速度。在建立了目标和拦截器的三维制导模型基础上,采用全局二阶滑模控制理论设计了二阶滑模HP非线性制导律。并在考虑目标机动加速度未知的情况下,设计了观测器对目标机动加速度进行估计。通过拦截器拦截目标的弹道的数字仿真验证了制导模型和制导律的正确性。     

敏捷导弹复合控制策略

建立了敏捷导弹的动力学模型,引入力和力矩放大因子来描述横向喷流的干扰作用。针对直接力/气动力复合控制模型,提出了一种基于模型参考的自适应控制分配方法。引入了加权分配策略,该方法将复合控制系统分解为气动力和直接力两个子系统,使设计问题得到简化。采用遗传算法(genetic algorithm, GA)对加权因子进行了多目标优化设计。仿真结果表明,所设计的复合控制系统能够快速稳定地跟踪输入指令,解决了直接力和气动力子系统的加速度分配问题。     

导弹协同作战四维制导与控制一体化设计方法

为了使导弹能够在指定的时间跟踪理想轨迹到达指定点,从而满足多导弹协同突防和攻击的要求,提出一种鲁棒四维精确制导控制一体化设计方法。将导弹6自由度非线性模型进行简化,得到导弹四维精确制导与控制一体化设计模型。利用导弹质心与姿态运动固有的时标分离特性,设计了具有内外两回路结构的鲁棒控制器。将建模误差、参数摄动及外部干扰视作连续有界扰动,外回路基于自适应滑模控制理论设计了控制器,从而产生推力、攻角和侧滑角指令;内回路将扰动观测器技术和动态面控制理论相结合,得到了能够控制导弹准确跟踪外回路指令的执行机构偏转角。基于李雅普诺夫稳定性理论,严格证明了内外回路的稳定性,并分析了控制精度与控制器参数之间的关系。最后,将控制方法应用于导弹6自由度非线性数值仿真模型,仿真结果验证了所设计的四维鲁棒精确制导控制方法的有效性。     

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。     

简化的鲁棒自适应动态面飞行控制律设计

提出一种简化的鲁棒自适应动态面飞行控制律设计方法。动态面飞行控制律消除了反推设计中由于对虚拟控制反复求导而导致的复杂性问题。利用神经网络在线逼近飞机气动参数的不确定性和外界干扰,简化神经网络参数调整方法,使在线调整更新参数仅为不确定项的个数。基于Lyapunov稳定性定理证明了闭环系统的所有信号半全局一致最终有界。大迎角过失速机动飞行的数值仿真表明：在考虑气动参数摄动和外界干扰的情况下,过失速机动仍很好地实现,且兼具控制器结构简单和鲁棒性强的特点。     

基于反步法及控制分配的导弹直接侧向力/气动力复合控制

基于L2最优控制分配策略,提出一种直接侧向力与气动力复合控制导弹自动驾驶仪设计方法。导弹复合控制系统由控制分配策略和虚拟控制律2个部分组成。基于干扰抑制不变集的分析思想,采用反步法设计虚拟控制律。将虚拟控制律产生的控制量通过L2最优策略分配给实际执行机构。设计过程中,考虑了执行机构的动特性以及外界干扰的影响。仿真结果表明,导弹复合控制系统对过载跟踪指令响应快速且平稳。跟踪过程中,直接侧向力与气动力之间相互配合,验证了控制方法的有效性。     

基于鲁棒自适应控制理论的导弹纵向逆控制

针对高机动导弹纵向运动数学模型具有严重非线性、不稳定、多变量耦合以及模型不确定等特点,提出了一种基于鲁棒自适应控制理论和动态逆相结合的导弹纵向控制系统设计方法。该方法以非线性动态逆控制为基本控制律,能够在复杂的飞行条件下,实现对高机动导弹的精确线性化,解除了多变量之间的耦合关系;并引入鲁棒自适应控制律,以抑制模型参数变化的摄动和外部干扰的影响,保证了导弹的纵向稳定性及其纵向飞行品质。仿真分析验证了控制方法的有效性。