落角与视场约束制导控制一体化策略

针对考虑视场(FOV)约束和落角约束的高超声速飞行器高精度打击问题，提出一种基于自适应动态规划(ADP)的新型制导控制一体化(IGC)策略。首先设计一种融合视场角与落角约束的视场角指令，在视场角精确跟踪的同时实现精确命中并满足两种约束，从而将约束问题转化为跟踪问题；然后，借助干扰观测技术估计制导控制一体化模型中不确定性并引入到性能指标设计中，又同时将视场角约束与落角约束考虑进去，设计基于自适应动态规划的制导控制一体化方法。利用ADP的强化学习思想求解出最优控制策略，既保证高超声速飞行器的精准打击，又满足视场角约束与落角约束，而且兼顾了对不确定性的鲁棒性。仿真结果验证了本文所提方法的有效性与优势。     

多约束下的导弹螺旋机动制导控制一体化设计

针对导弹在俯冲机动突防飞行过程中攻角及落地弹道倾角受到约束的问题,基于自抗扰控制(ADRC)及反步滑模控制(SMC),提出一种多约束条件下的导弹螺旋机动制导控制一体化设计方法。首先,基于典型的螺旋机动突防弹道,同时考虑纵向平面指定落角约束,分通道进行制导控制一体化数学模型推导。然后,使用反步滑模控制进行制导控制一体化算法设计,通过设计补偿器对反步法的中间控制量进行修正实现对攻角的约束,针对系统的有界不确定性以及未知干扰,采用干扰观测器进行估计与补偿,提高系统的鲁棒性。最终使用Lyapunov理论证明了系统稳定。仿真结果表明,本文方法具有较强的鲁棒性,能够保证飞行器在满足攻角约束的条件下,按照典型螺旋机动弹道对目标进行大落角高精度打击。     

应对机动目标的全捷联导弹制导控制一体化设计

针对全捷联导引头探测器与弹体固连带来的视线(LOS)测量与弹体姿态的耦合问题，基于干扰观测器和动态面控制提出一种考虑全捷联视线角(FOV)约束的制导控制一体化(IGC)设计方法。首先建立起具有严格状态反馈形式的全捷联制导控制一体化设计模型；其次，针对目标机动和气动扰动带来的模型不确定，设计了一种非线性干扰观测器对其进行在线估计，并将其估计信息的平方引入设计过程；第三，针对全捷联模式下有限视场角凸显的状态约束问题，基于积分型障碍Lyapunov函数与动态面控制设计了一体化制导控制规律，并对闭环系统的稳定性和信号的一致有界特性进行了证明。仿真结果表明,在目标进行不同类型机动和气动扰动存在的条件下，所设计方法均能保证制导精度以及视场角满足约束条件。     

带落角约束的固定配平攻角飞行器滚转制导律设计

固定配平攻角飞行器具有外形简单、控制通道少的优点,但其升力大小不可控,为实现精确制导,解决其带终端角度约束制导的问题,提出了一种含虚拟目标的滚转制导律设计方法。建立了含虚拟目标的滚转制导方程,给出了基本导引关系,并证明了该导引关系下设计的制导律能有效对飞行器落点与落角进行控制。同时,给出了虚拟目标详细设计方法,并通过数值仿真验证了该制导律的有效性。仿真结果表明,提出的含虚拟目标的滚转制导律设计方法具有较高的制导精度与落角精度,同时设计方法简单,便于工程应用。     

三维攻击角度约束部分制导控制一体化设计

针对侧滑转弯(STT)导弹带有攻击角度约束的机动目标拦截问题，提出一种基于自适应终端滑模动态面控制的三维部分制导控制一体化(PIGC)设计方法。首先，建立了针对机动目标拦截的侧滑转弯导弹三维部分制导控制一体化设计模型，且不需要导弹速度微分体轴系分量信息。然后，使用终端滑模控制理论构建误差向量与虚拟控制量，达成精确拦截与攻击角度约束的控制目的；引入有限时间非线性收敛扩张状态观测器(ESO)来在线估计系统不确定性；设计自适应算子与自适应更新律对观测器的估计误差进行补偿，以提高方法的鲁棒性。最后，三维空间拦截仿真校验了方法在提高拦截精度与增强角度约束收敛性能的有效性。     

电视制导侵彻炸弹落角约束变结构反演制导律设计

针对电视制导侵彻炸弹需要弹着角控制的要求,提出了带落角约束的变结构反演制导律。通过数学仿真,讨论了制导律参数对制导效果的影响,并检验了制导律在不同投弹条件和不同期望落角下的制导效果。仿真结果表明了该制导律的鲁棒性和有效性。     

考虑振动环境影响及具有落角度约束的制导律设计与仿真

为解决因振动环境下视线角和视线角速度抖动而使打击精度降低的问题,文章研究一种具有抗干扰能力和落角度约束的飞行器(含导弹)制导律。建立了飞行器和目标的相对运动方程组,运用变结构控制理论,设计了一种具有落角度约束的制导律,并在制导律中引入视线角和视线角速度的抖动分量。通过仿真对比分析所设计的制导律与修正比例制导律,在攻击固定目标时,两种制导律的效果都能满足脱靶量和落角度约束的要求;而在攻击机动目标时,所设计的制导律控制效果明显优于修正比例制导律,并且飞行器的控制量能根据视线角速度变化较快地做出反应,从而使打击末段脱靶量较小。     

一种非线性闭环多约束最优末制导律研究

针对复杂环境多约束条件下的飞行器末制导问题,提出了一种基于最优控制理论,同时考虑过程约束和终端约束的末制导律设计方法。首先,考虑终端位置、落角和过载需求,基于最优控制理论和Schwartz不等式,建立了过载指令表达式;然后,根据需要对其进行了简化处理,得到了便于应用的表达形式;接着,在建立飞行过载和导引头视角解析表达式并进行分析的基础上,设计了同时考虑过程约束和终端约束的制导参数设计策略;最后,开展了仿真分析,仿真结果表明,所提制导律在满足飞行过程和终端约束的同时,降低了飞行器飞行末段过载需求。     

高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法

以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象，通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速，并使其满足中末制导交班条件，以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律，解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上，建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法，有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此，数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速，并具有较高的制导精度。     

带终端角度约束的多目标最优鲁棒制导方法

BTT飞行器需要在环境与模型存在不确定性的情况下,满足攻角幅值、倾侧角转率等多约束条件,实现带终端角度约束的高精度制导。针对该问题提出了一种多目标最优鲁棒制导方法。建立含干扰输入描述的制导律设计模型,将制导问题转化为鲁棒制导律设计与制导律参数多目标综合优化两个子问题。采用基于L2性能指标的鲁棒控制方法设计制导律,将其中的参数作为待优化变量。建立多目标综合优化模型,基于遗传算法,优化制导律参数。数学仿真结果表明,提出的制导方法可以满足带终端角度约束的多目标制导任务要求。     

具有终端角度约束的导引律综述

随着武器作战样式的变革,近年来具有终端角度约束的制导方法受到越来越 广泛的关注。根据理论基础的不同,将具有终端角度约束的导引律划分为最优导引律、变结 构导引律以及其它类型的导引律。综述了几类典型的具有终端角度约束的导引律的研究进展 ,对各类导引律的优缺点进行了系统的总结与分析,并通过仿真比较了四种典型导引律的制 导性能。
     

一种不依赖剩余时间估计的巡航导弹多约束制导律

针对巡航导弹末段多约束精确打击问题,提出了一种不依赖剩余时间估计的攻击角度/时间制导律。推导了航向弹目相对运动关系,设计了一种基于附加航向角设计的时间约束制导律,通过对时间增益系数的设计和优化,实现附加航向角的调节,可使实际飞行时间向期望时间快速收敛;在此基础上,将角度约束制导律与时间约束制导律相结合,得到了一种角度/时间约束制导律。该制导律不依赖于剩余时间估计,进而实现多约束条件下航向轨迹自适应调整;通过求解偏置导引律闭环轨迹分析得到轨迹收敛条件,给出满足角度/时间约束制导律的显式收敛条件。最后通过数学仿真验证了本文提出的航向多约束制导律可满足时间和角度等多约束条件且具有快速收敛特性。     

火箭上升段滚动时域制导控制一体化设计

针对传统火箭上升段制导与姿态控制系统分离设计无法最大程度优化控制精度、控制量需求等系统整体控制性能的问题，提出一种基于凸优化的滚动时域制导控制一体化(IGC)设计方法。首先建立反映质心运动和绕质心运动耦合关系的IGC模型并对其进行反馈线性化获得面向控制的线性模型。然后考虑控制约束，将上升段IGC问题建模为最优控制问题，基于凸优化理论设计滚动时域控制器。该方法基于滚动时域控制(RHC)策略中反馈校正和滚动优化的思想，可以及时弥补模型误差和外部干扰等造成的不确定性；同时利用凸优化算法计算复杂度低、求解简单的优势，有效解决了含控制约束的复杂优化问题的求解。基于李雅普诺夫稳定性理论证明了闭环系统的稳定性。数值仿真校验了该滚动时域控制方法的有效性和鲁棒性；并且仿真结果表明，火箭上升段IGC设计比传统分离设计制导精度更高、控制量需求更小且姿态变化更加平缓。     

一种拦截机动目标的多导弹协同制导律

针对多导弹协同拦截一个机动目标问题,基于有限时间一致性理论提出了一种带有攻击角约束的多导弹协同制导律。首先建立了带有攻击角约束的多导弹协同制导模型。其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分：一是基于有限时间一致性,同时结合积分滑模和自适应控制设计沿着视线方向上的加速度指令,保证所有的导弹能够在有限时间内同时拦截机动目标;二是利用非齐次干扰观测器并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的视线角。最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明该设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。     

线偏差控制的螺旋机动突防与导引一体化设计

导弹机动突防弹道设计与末制导修正能力密切相关,在可用过载与终端角度约束下,提出一种基于线偏差控制的机动突防与导引一体化设计方法。首先,建立了机动突防与导引一体化设计模型;其次,设计了可用过载与终端角度约束的虚拟导引弹道制导律;再次,提出了一种运动过载约束的螺旋机动线偏差指令信号,并设计了相对机动弹道制导律。基于指令滤波和扩张状态观测器分别解决输入受限和干扰估计问题,并基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性。不同过载约束下的突防仿真结果表明,所设计的一体化方法能兼顾机动突防与精确打击需求,典型场景下对PAC 3拦截弹的单发突防成功率达到96.2%。     

大气层内固体火箭多约束鲁棒三维能量管理制导

针对固体运载火箭大范围精确调节终端约束的要求，提出一种新型的大气层内鲁棒三维能量管理制导方法，通过在线规划侧向速度能力曲线消耗剩余发动机能量。将终端约束表示为关于攻角和速度能力曲线参数的方程组，将闭环制导问题转化为方程组的求解。针对飞行过程中的动压、过载，以及控制变化率等过程约束，构造了攻角和速度能力曲线的可行边界。针对气动系数和发动机参数的不确定性，采用容积卡尔曼滤波器对不确定性进行辨识。仿真结果表明，与模型预测静态规划算法和改进粒子群算法相比，本算法的终端速度调节范围、鲁棒性以及计算效率大幅度提高。     

反时敏目标机动再入飞行器滑翔制导方法

针对多约束条件下反时敏目标任务需求,开展了基于轴对称侧滑转弯(STT)控制的机动再入飞行器滑翔制导方法研究,提出一种纵向和侧向共同实施的在线自主制导方法。纵向通过高度-射程（H-R）剖面与高度-速度（H-V）剖面联合设计,在满足约束的可行域内快速生成一条参考轨迹,并根据目标变化实时修正,同时完成参考轨迹跟踪。侧向通过引入当前需用速度和目标位置变化信息,推导了闭环制导方法,实现速度控制与目标位置跟踪。仿真结果表明,本方法可兼顾轨迹生成快速性和响应目标位置变化,能够在满足过程约束与终端约束要求下完成制导任务。     

飞行器制导控制一体化编队控制器设计

针对主从式结构飞行器协同编队控制问题，以侧滑转弯飞行器为研究对象，采用制导控制一体化(Integrated guidance and control, IGC)方法设计编队控制器。首先在惯性坐标系中定义相对运动坐标系，建立相对运动模型，结合飞行器动力学模型，得到全状态制导控制一体化模型；然后采用反演方法，结合滑模变结构与神经网络自适应理论设计了编队控制器，并证明了控制系统稳定性；最后在高速情况下进行了六自由度数值仿真，对比了IGC设计方法与分离设计方法的控制性能。仿真结果表明所设计的IGC控制器能够快速精确地对期望编队队形进行构建与保持，并且较分离设计方法具有优越性。