带落角约束的高超声速飞行器一体化制导控制

本文针对高超声速飞行器高速俯冲过程中的质心运动与绕质心运动之间存在强耦合的特点,提出了一种基于全量耦合模型的满足落角约束的一体化制导控制方法.首先建立基于视线角的飞行器与目标的相对运动方程和绕质心运动方程,通过微分同胚处理得到一体化制导控制模型.接着采用自适应块动态面反演方法提出了一体化制导控制方法.该方法充分考虑了飞行器质心运动与绕质心运动之间的耦合作用,显著提高高超声速飞行器高速俯冲过程中的整体控制性能.本文提出的一体化制导控制方法能使得飞行器闭环系统的状态一致最终有界,且视线角速率的界可以达到任意小.最后,通过仿真结果验证了全量耦合一体化制导控制方法的有效性.

基于滑模方法的空空导弹一体化制导控制律设计

对于目标任意机动的三维拦截情况,空空导弹一体化制导控制系统模型呈现非线性、耦合和不确定特性,使控制器设计困难。为此,首先对导弹非线性耦合控制系统模型进行简化,得到三通道近似线性化模型,同时认为通道间的耦合项未知有界。在此基础上,推导俯仰和偏航通道的一体化制导控制系统模型。之后考虑干扰的不确定性,利用滑模控制响应快速、对参数变化及扰动不敏感等优点,设计了空空导弹一体化滑模自适应制导控制律,并基于Lyapunov理论证明了其稳定性。数值仿真结果表明,目标任意机动情况下,该一体化制导控制律不仅能够保证导弹命中精度,而且可同时保证弹体姿态的稳定,相对于传统方法,该方法有更好的拦截效果。

基于二阶滑模控制的驾束制导导弹一体化制导系统设计(英文)

针对驾束制导导弹,运用超扭曲二阶滑模控制理论,提出了一种一体化制导控制算法。通过充分考虑目标不确定因素以及控制回路未建模状态,建立了一体化制导控制回路的四阶状态方程。运用该状态方程的转移矩阵,重新定义了零能脱靶量(ZEM),使其不再需要估计剩余时间,并将此作为滑模切换面,设计了一体化超扭曲二阶滑模制导律。通过对目标的拦截仿真,结果表明制导线偏差可在有限时间内收敛到零,从而验证了选择新定义的ZEM作为制导律的滑模切换面是有效的。数字仿真结果也表明了该一体化设计方法明显优于不考虑控制回路的传统制导律设计方法。

带末端攻击角度约束的三维一体化制导控制律

针对某些导弹要求限制末端攻击角度的作战要求,基于滑模控制控制方法,提出一种带末端攻击角度约束的三维一体化制导控制律。建立导弹在俯仰平面和偏航平面内控制一体化模型,然后对所建立的数学模型进行非线性坐标变换,变换成适于应用非线性控制方法设计的标准型。通过滑模控制方法,设计了能使导弹能以期望攻击角度命中目标的三维一体化制导控制律。为验证所提出一体化设计方案的有效性,进行仿真实验。仿真结果证明所提出的一体化制导控制律能导引导弹以期望攻击角度命中目标的同时,使得导弹自身的状态保持稳定。

带有模糊干扰观测器的高超声速飞行器一体化制导控制方法

为充分利用高超声速飞行器在俯冲段的质心运动与绕质心运动之间的耦合作用和飞行过程中的不确定性,基于模糊干扰观测器提出三维一体化制导与控制问题。根据飞行器的动力学方程以及飞行器-目标的视线角相对运动方程,推导出适用于倾斜转弯控制的一体化制导控制模型。针对模型中的不确定性采用模糊干扰观测器进行补偿,并使用块动态面方法设计一种一体化制导控制律。通过选取适当的李雅普诺夫函数证明闭环系统状态的一致毕竟有界性。仿真结果验证了该一体化制导控制方法的有效性和鲁棒性。

基于机动目标跟踪的相控阵雷达导引头一体化制导技术研究

针对相控阵雷达导引头在空空导弹制导系统应用中存在的技术难题,提出了一种基于机动目标跟踪的新型一体化制导技术。采用基于"当前"统计模型的滤波算法实现机动目标跟踪,获取制导信息;采用最优导引律生成导引指令实现高精度制导;同时利用制导信息生成相控阵雷达导引头的跟踪信号,实现相控阵雷达导引头在窄波束条件下的快速跟踪。研究结果表明,文中方法可以实现相控阵雷达导引头制导信息高精度提取及波束快速跟踪的一体化设计。

驾束制导导弹一体化制导控制系统设计

针对驾束制导导弹,运用超扭曲二阶滑模控制理论,提出了一种一体化制导控制系统设计方法。通过联立制导回路与弹体动力学方程,建立了一体化制导控制回路的四阶状态方程。运用该状态方程的转移矩阵,重新定义了零能脱靶量(ZEM),使其不再需要估计剩余时间,并将此作为滑模切换面,设计了一体化超扭曲二阶滑模制导控制系统。通过对目标的拦截仿真,结果表明制导线偏差可在有限时间内收敛到零,从而验证了该一体化设计方法的有效性。通过与传统制导控制分开设计法作仿真比较,证明了该方法的优越性。

考虑雷达导引头前馈补偿的一体化制导方法

针对大机动目标使空空导弹雷达导引头跟踪误差加大和制导精度下降的问题,提出了一种考虑雷达导引头前馈补偿的一体化制导方法。针对机动目标,构造视线角速度前馈补偿回路,对雷达导引头角跟踪系统进行补偿,提高导引头响应速度,降低跟踪误差角。基于视线坐标系设计一体化制导算法,采用卡尔曼滤波器对弹目视线角速度和目标加速度进行估计,将视线角速度信息前馈补偿到导引头跟踪回路中,将目标加速度信息补偿到最优制导律中,同时实现雷达导引头视线角快速跟踪和最优制导律制导信息提取。仿真结果表明,一体化制导算法可同时实现对导引头视线角速度和目标机动的估计,从而提高制导精度。

基于自抗扰的导弹一体化制导控制设计研究

采用自抗扰控制方法研究了一体化制导控制设计问题。根据导弹俯仰通道动力学模型和弹目相对运动模型,通过简化建立了含建模误差和不确定性的、具有级联形式的一体化状态模型,在此基础上设计了三个彼此相关的自抗扰控制器构成一体化控制。由于自抗扰控制器内涵的扩张状态观测器可在线估计由导弹气动参数摄动、目标机动及建模误差等引起的不确定性,并对不确定性能够进行补偿,因此设计的一体化控制器对未知不确定性具有良好的鲁棒性。仿真结果证明了基于自抗扰控制技术的一体化制导控制的有效性。

飞航导弹一体化制导控制系统

针对传统飞航导弹制导控制系统可靠性低、硬件和软件的重用性低、使用维护成本高等不足,从软件一体化和功能及结构一体化方面对飞航导弹制导控制系统一体化设计技术进行初步研究。以一体化、集成化和模块化的设计思路,采用高性能微处理器+总线为基础的计算机体系结构,配置强实时的分区操作系统,整合各种硬件资源,设计出具有体积小、重量轻、成本低、基本可靠性高的一体化弹载制导控制系统。该系统已成功应用于某型飞航导弹。

反坦克导弹最优一体化制导与控制

将导弹-目标相对运动信息引入到导弹控制模型中,对侧滑转弯(STT)反坦克导弹的俯仰和偏航推导得出了制导控制一体化数学模型,然后设计了基于最优控制理论的线性二次型(LQ)软终端约束控制器,最后进行了六自由度弹道仿真,结果表明最优一体化制导控制方法可有效地将导弹导向目标,且满足制导精度要求。

一种基于反演控制的一体化制导律设计方法

针对末制导律的优化设计问题,为提高导弹的制导精度和攻击能力,提出了一种新的一体化制导控制系统设计思路,首先在拦截平面内给出一体化制导控制系统的数学模型;利用状态重定义后的一体化数学模型,用反演控制理论和高阶滑模观测器技术,设计了一体化制导律,并给出制导律的稳定性分析,并对传统制导控制系统的比例导引律、PID控制律和一体化制导律分别进行仿真验证,仿真结果表明一体化制导律能有效克服目标机动和自动驾驶仪延迟带来的制导误差,制导性能更优。

月球捕获制动和远程交会一体化制导算法

为实现载人登月任务中载人飞船在固定的时间内以最少的燃料消耗完成与登月舱的全相位降轨远程交会,研究月球捕获制动和快速降轨远程交会一体化制导的问题.基于Lambert变轨,综合考虑捕获制动及远程交会过程的时间约束、速度增量约束和终端约束等,设计出多脉冲捕获制动和远程交会一体化制导规划模型,并利用遗传算法和单纯形算法相结合的混合遗传算法对规划模型进行求解.通过仿真算例对混合遗传算法、遗传算法和单纯形算法进行比较,表明混合遗传算法在提高求解质量方面的优越性.进一步,对捕获制动时载人飞船和登月舱在固定相位下的不同制导时间和固定时间下的不同初始相位的情况进行了对比分析和打靶仿真,表明所提出的月球捕获制动和远程交会一体化制导算法的强适应性.

固定翼无人机自动着陆的一体化制导控制

本文基于制导控制一体化方法的思想,将滑模变结构控制和自抗扰控制技术结合于动态面控制结构中,提出一种固定翼无人机自动着陆方法.在建立六自由度无人机模型、无人机和目标点间的相对视线角度模型的基础上,在动态面控制框架下加入滑模变结构控制来设计制导控制一体化方法.在此过程中加入自抗扰控制技术,提高了系统对未建模部分、参数的不确定性和外界干扰的鲁棒性,并抑制了滑模变结构控制的抖振.该方法使得无人机在平稳地飞向目标点的同时能够满足着陆视线角度的约束.文中详细论述设计思想和设计方法,最后通过仿真验证说明本文方法的有效性.

质量矩复合控制拦截器一体化制导控制方法

在建立质量矩复合控制拦截器制导控制一体化数学模型的基础上,利用微分几何策略对一体化制导控制系统进行了设计,给出了发动机期望控制力矩和滑块期望位置指令,并采用极点配置方法对反馈控制系数进行了设计。为保证系统具有能控性,对滑块质量和发动机稳态推力参数进行了设计。仿真结果表明,该方法能实现拦截器末段的制导控制,同时能降低对滑块执行机构的功率要求。

单通道旋转弹一体化制导控制系统设计

采用一对鸭舵同时完成俯仰和偏航通道的一体化控制,避免了传统设计方法的不稳定性。以一类单通道旋转弹为研究对象,在其运动模型的基础上,设计一体化反演滑模制导控制系统并进行了数值仿真验证,证明了一体化反演滑模制导控制系统的有效性。

面向可打击区域的高超声速飞行器制导控制一体化方法研究

针对高超声速飞行器制导和控制系统分离设计方法的不足,提出通过制导控制一体化设计提升其可打击区域的方法。首先,在建立高超声速制导控制一体化模型的基础上,揭示了其通过控制弹体坐标系与地面坐标系的牵连加速度来跟踪制导指令的工作原理。其次,通过典型弹道的数值仿真,对比分析了制导控制一体化设计相较于分离设计的控制信号差异。最后,通过确定制导控制分离设计及一体化设计的高超声速飞行器可打击区域的方式,从大样本仿真角度体现制导控制一体化的优势。结果表明,制导控制一体化设计可以放宽对可用过载的需求且有助于提升高超声飞行器的可打击区域。

通信速率约束下一体化角度协同制导控制方法

针对多飞行器协同拦截过程中的角度协同问题,设计了一种基于量化编码器的分布式一体化协同制导控制律。首先建立多飞行器协同制导与控制数学模型,并基于扩张状态观测器理论,对单个飞行器各状态进行观测。在此基础上考虑各飞行器间单次传输数据的字长、两次传输数据间隔的通信速率约束,采用量化器-编码器-解码器实现限制通信速率情况下的协同一体化制导控制设计。之后,通过严格的理论分析证明了满足强连通图有向通信网络下,多飞行器系统能够达成一致性且收敛到期望的相对视线角,并给出了满足收敛条件的参数选择范围。最后,通过数学仿真校验,验证了所提出的方法在较低的通信速率下能够完成协同。

带落角与舵面饱和约束的三维制导控制一体化设计

为使制导控制系统在实际应用过程中适用所面对的多种约束条件,同时避免制导与控制系统设计过程中反复迭代带来的巨大工作量,提出了一种带有落角与舵面饱和约束的三维制导控制系统一体化设计方法。根据导弹六自由度非线性模型以及三维弹目相对运动模型建立全状态耦合的制导控制一体化模型,基于动态面控制器原理,采用4级滑模面设计,构建了能够满足落角与舵面饱和约束的控制器,并给出了控制系统闭环稳定性证明。通过仿真实验有效验证了所提方法的正确性、有效性及鲁棒性。

时间约束三维超螺旋滑模制导控制一体化方法

针对飞行器时间约束制导问题,提出了一种新型三维制导控制一体化方法。为满足大前置角及大期望到达时间下时间约束制导的需要,提出了一种新型滑模面,并证明了滑模运动时前置角的渐近收敛特性。在该滑模面的基础上,基于超螺旋算法和反步法,提出了有限时间稳定的制导控制一体化控制律,保证李普希茨有界扰动下的鲁棒,且控制量连续,其有限时间收敛特性通过李雅普诺夫稳定性理论得到证明,其有效性通过数值仿真得到了验证。