带落角和末端攻角约束的最优末制导律

针对现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,在综合考虑带落角和末端攻角约束的条件下,用二次型最优控制推导出一种新的最优末制导律。仿真结果表明,该末制导律既能够满足高精度制导的要求,同时也能够满足对落角和末端攻角的控制要求。

不同攻角约束下空空导弹敏捷转弯过程弹道优化

为考察攻角约束对直气复合控制的导弹实现越肩发射的影响,首先针对一个反作用喷气系统安装在尾部的敏捷导弹建立了俯仰通道四阶动态模型,然后利用高斯伪谱法获得时间-燃料最优解,并对不同攻角约束下的最优解进行了分析和比较。仿真结果说明攻角约束越严格,敏捷转弯过程的转弯半径越大,时间越长,燃料消耗越多。

带有攻角约束的高超声速飞行器航迹倾角跟踪控制方法

针对高超声速飞行器高速飞行过程中受攻角的限制的控制问题,研究了一种基于障碍Lyapunov函数的状态约束航迹倾角跟踪控制方法。首先对飞行器航迹倾角模型进行部分线性化,得到符合严反馈的条件的参数化方程。采用BLF反步法,设计了对攻角具有约束的航迹倾角跟踪控制器,证明了控制器的稳定性并给出攻角响应范围和控制器参数的关系。仿真中使用反步法和BLF方法进行对比。结果表明,采用BLF方法设计的控制能在满足高超声速飞行器攻角约束条件下,实现对飞行器航迹倾角的无差跟踪。

带有攻角约束的吸气式高超声速飞行器反步法控制

吸气式高超声速飞行器机动时攻角需要被约束在一定范围内以满足超燃冲压发动机的正常工作条件。针对飞行器攻角约束控制问题,使用反步法和扩展状态观测器设计了带有攻角约束能力的航迹倾角鲁棒跟踪控制器。在反步法控制器的基础上,通过构建控制模型同阶的补偿系统来限制攻角响应的幅值。当攻角超出限制边界阈值时,补偿系统以攻角和阈值的差为输入产生补偿信号。补偿信号对反步法控制器中每一步控制信号进行修正达到限制飞行器攻角幅值的目的。控制系统中还引入了扰动观测器对模型的不确定项进行估计和补偿,以提高控制系统的鲁棒性能。稳定性分析证明了这种控制器设计方法满足Lyapunov稳定性。数值仿真结果表明,该方法在具有良好的攻角约束作用和鲁棒性能。

带攻角约束的高超声速飞行器自适应反步控制器设计

针对带攻角(AOA)约束的高超声速飞行器控制问题,提出一种基于非对称时变障碍函数的非线性自适应反步控制方法。首先,将飞行器模型化为严反馈形式,以反步法为基础进行控制器设计。然后通过光滑饱和函数对名义攻角指令信号进行限幅,并保证限幅信号的可导性,限幅产生的误差通过设计辅助系统进行补偿。进而使用障碍函数对攻角指令跟踪误差进行非对称时变约束。针对不确定性和干扰,设计新型自适应律对集中干扰上界进行估计并补偿。最终通过Lyapunov理论证明了闭环系统状态量一致最终有界并且攻角始终满足时变约束。仿真结果表明,本文方法能够在满足攻角约束基础上保证良好跟踪性能。

考虑攻角约束的导弹制导控制一体化设计

针对制导与控制一体化系统,考虑目标机动、导弹参数摄动和导弹攻角约束等问题,提出了一种具有攻角约束的复合制导方法。首先,针对二维制导问题建立制导与控制一体化系统,将目标机动和导弹中存在的参数摄动作为集总扰动,利用广义比例积分观测器对相应的扰动信息进行观测估计。然后,利用惩罚机制和分块反步法的设计思想,将扰动的观测信息进一步融入到控制器的设计过程中进行前馈补偿,最终实现了攻角约束下的精确制导。最后,进行数值仿真,验证了所提出的控制方案的有效性。

高超声速飞行器新型攻角约束反演控制

针对考虑攻角约束的高超声速飞行器控制问题,提出一种受限指令滤波器与预设性能方法相结合的反演控制方案。首先,从高超声速飞行器运动模型中划分出高度子系统并基于反演控制方法设计控制器。为了解决攻角约束问题,构造受限指令滤波器对攻角虚拟指令限幅并保证指令的可导性。然后,利用预设性能方法预先设定约束范围,保证攻角跟踪误差始终满足约束条件的同时,提高其瞬态和稳态性能。另外,针对系统参数不确定与外界干扰,采用线性扩张状态观测器(linear extended state observer,LESO)进行观测并补偿。基于Lyapunov稳定理论证明了系统的跟踪误差最终一致有界,最后通过仿真验证了该方法的有效性。

高超声速飞行器多约束鲁棒姿态控制器设计

针对高超声速飞行器机动飞行过程中存在的攻角约束和执行机构饱和非线性问题,提出一种兼顾多约束和控制性能的鲁棒姿态控制方法。首先,采用基于动态面法的积分型障碍Lyapunov函数(IBLF)保证攻角始终处于约束区间,同时避免了传统反演法的"微分膨胀"问题;然后,设计辅助误差子系统并引入控制律,降低了高超声速飞行器输入饱和非线性对闭环系统的影响,提高了系统的控制性能。此外,本文还引入非线性干扰观测器对参数摄动及外部干扰进行估计和补偿,增强了控制律的适应性。最后,通过Lyapunov理论证明了该方法能够确保控制系统的闭环稳定性,且闭环系统所有信号均一致有界。数值仿真结果校验了本文控制器设计的有效性。

一种多约束条件下的最优末制导律研究

为了更好地满足现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,提出一种新的最优末制导律。在综合考虑落角和末端攻角的要求下,用二次型最优控制推导出新的制导律,并给出了零阶无时延系统的表达式,最后运用典型弹道仿真和对比试验验证了该制导律的良好的弹道性能。仿真结果表明:该制导律不但能够满足多约束高精度制导的要求,而且对落角、末端攻角控制和早期弹道修正具有较大的优势。

固体助推飞行器大气层内闭环制导方法

针对固体火箭助推飞行器大气层内制导问题,提出一种能够严格约束终端攻角的在线闭环制导方法。根据控制量对轨迹的不同影响能力,选择合适的飞行剖面,提高轨迹调整能力。设计具有解析多项式形式的飞行剖面,通过实时更新剖面约束条件实现对终端姿态的精确控制,解决终端姿态约束问题。设计剖面参数在线更新策略,在每个制导周期内,采用数值算法在线搜索剖面参数完成剖面更新,可以直接求得实际控制量,并满足终端高度和终端弹道倾角约束,为载荷后续飞行创造初始条件。仿真结果表明,在气动参数和发动机参数不确定情况下,终端攻角均在约束范围内,且波动不超过0.3°,高度误差小于10 m,具有较强的鲁棒性。