动能拦截器末制导控制系统建模与仿真

对动能拦截器末段拦截的制导与姿态控制系统进行建模和仿真分析。首先建立末制导系统模型,其中包括拦截器结构模型、六自由度动力学与运动学模型、测量模型和制导控制律模型。重点分析了拦截器质心位置误差和发动机推力偏心造成的推力和力矩误差,以及由此造成的轨控系统与姿控系统的相互影响。采用一种分段末制导律,并将基于相平面分析的方法用于姿态控制律设计,以克服干扰力矩的影响。仿真分析表明,采用相应的轨控和姿控方案,能保证系统的稳定性,对目标进行成功拦截。     

拦截器模糊姿态控制律研究

针对带有姿控发动机、在大气层外飞行的拦截器,提出了一种模糊姿态控制律。根据姿控发动机布局,给出了发动机开关逻辑表,考虑到姿控机构具有多级控制能力,基于模糊控制的思想,设计了发动机开启方向和数量的切换策略。随后,利用相平面方法分析了该控制律和PD控制律的相似之处,并指出了前者的优越性。最后,对该控制律的控制效果进行了数字仿真。仿真结果表明,该控制律具有抗干扰、动态品质优良、稳态精度高的特点。     

大气层外拦截器变结构末制导控制方法研究

对大气层外拦截器末制导执行机构是安装在质心位置的4个轨控发动机,根据轨控发动机推力特性研究了一种末制导控制方法。在建立弹目相对运动模型的基础上,设计了基于零化视线角速度的变结构导引律。为抑制抖振,用双曲函数替代符号函数,当运动点远离切换面时趋近速度可显著提高;当运动点离切换面较近时趋近速度能快速减小,采用变速趋近既保证了系统的快速性和鲁棒性,又削弱了由变结构控制的本质不连续性导致的抖振。为避免轨控发动机开关过于频繁,设计了视线转率门限,用视线转率双包络线方法改进变结构末制导控制律。仿真比较了双曲正切控制律和指数趋近律的性能,结果表明:双曲趋近律的拦截器视线角速度、加速度曲线均无明显抖振,加速度相对稳定,弹道较平稳,视线转率门限降低了轨控发动机的开关频率。方法较好地实现了拦截器末制导控制,有效解决了抖振与快速性间的矛盾,改善了系统的动静态特性。     

导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现

针对带有姿控式直接侧向力/气动力复合控制系统导弹的控制律设计问题,建立了俯仰平面内姿态控制系统的数学模型,应用非线性系统理论对模型进行了分析,在此基础上建立了进行控制系统设计的简化模型。基于滑模变结构控制理论进行了复合控制律设计,并分别考虑气动力控制和直接侧向力控制的特点对所设计的控制律进行了实现。所设计的复合控制系统在进行快速攻角指令跟踪的同时,可以有效节省姿控发动机的使用数量。仿真结果说明了所提出方法的有效性。
     

一种弹道拦截的HP滑模制导律

为了解决拦截器导引头探测由于高速作战引起的干扰问题,一种新的拦截制导方法HP(Head Pursuit)制导正逐步发展起来,这种导引方法是将拦截器导引到目标轨道的前方进行拦截,要求拦截器的速度低于目标的速度,因此可以消除拦截器的气动加热问题,从而降低对拦截器探测设备的要求.在分析了目标和拦截器的运动学模型的基础上,提出了HP导引律的设计方案.并且根据滑模变结构控制具有鲁棒性的特点,设计了HP滑模变结构制导律,通过拦截器拦截目标弹道数字仿真,验证了制导律的正确性.     

基于模型参考自适应的大气层外杀伤拦截器姿态控制系统设计

大气层杀伤拦截器制导控制系统采用矢量喷管进行姿态与惯导控制,系统输出的开关特性具有强非线性,同时,姿态角指令进行突变时会相应地带来控制力矩指令突变,要求能够实现对姿态角指令的快速调节,且考虑姿控发动机喷气量。针对上述问题,设计了一种姿态角跟踪控制器,使用带有超前校正的死区迟滞继电控制律进行开关控制,并使用变结构模型参考自适应方法进行连续控制律设计,以提高开关控制器的工作效率,减少工作能耗。仿真结果表明,所设计的方法相较对比方法在快速性和精确性上均有提升,蒙特卡洛仿真结果显示,设计方法拦截精度为0.44 m,较对比拦截方法有较大提升。综上,设计方法能够以更快速的响应、更小的超调实现指令姿态角度的跟踪,且姿控发动机喷气用量有效减少,对工程实践有一定指导作用。     

一种用于快速跟踪视线的空间拦截器姿态控制方法

以空间拦截器的纵轴在中、末制导段要求指向目标的视线，按最小空间角距旋转，作为跟踪目标的姿态定向的假想坐标系，形成本体坐标系相对假想坐标系的误差四元数。由拦截器的转动角速度分量与误差四元数作为状态反馈构造稳态姿态控制的数学模型。为了得到姿态控制所需的变控制力矩，运用PWPF调制器对常值推力姿控发动机的稳态和脉冲工作状态进行调制，构造所谓的“数字变力矩”控制器，实现对姿态的连续控制。仿真计算结果表明，该方法是实际可行的。     

大气层外拦截器末段轨控发动机开关控制律

针对处于末段飞行的大气层外拦截器设计了轨控发动机开关控制律.拦截器在飞行过程中轨控推力以持续定常方式或小脉冲方式施加在垂直视线的方向,目标具有一定的机动能力.首先分析了拦截器轨控推力作用下视线转率的变化规律,在此基础上,根据脱靶量的要求设计了拦截器轨控发动机开关控制律,其中考虑了目标机动、瞄准点切换以及小脉冲工作方式对视线转率的影响.仿真表明了该控制律理论上的可行性.     

大气层外拦截器末段轨控发动机开关控制律

针对处于末段飞行的大气层外拦截器设计了轨控发动机开关控制律。拦截器在飞行过程中轨控推力以持续定常方式或小脉冲方式施加在垂直视线的方向，目标具有一定的机动能力。首先分析了拦截器轨控推力作用下视线转率的变化规律，在此基础上，根据脱靶量的要求设计了拦截器轨控发动机开关控制律，其中考虑了目标机动、瞄准点切换以及小脉冲工作方式对视线转率的影响。仿真表明了该控制律理论上的可行性。     

基于RBF网络的飞行器姿态滑模控制器

针对中制导段飞行时间长,空间拦截器需要进行一定的姿态机动,提出一种基于RBF网络的姿态控制器.建立了拦截器3个通道的姿态运动模型,对每个通道进行变结构控制,并在此基础上对变结构控制器增益通过RBF(Radial Basis Function)网络进行自适应控制,同时给出了稳定性证明.仿真结果表明,该方法能有效实现拦截器中制导段的姿态控制.     

无动力飞行器的制导与控制系统

提出了考虑常值风影响时无动力飞行器的动力学方程。基于变结构控制策略设计了三维的制导律和控制律，以此高度非线性、强耦合、时变的模型为基础进行了六自由度仿真，仿真结果表明这种考虑了风影响的动力学模型更接近实际，制导律和控制律是有效的，具有工程应用价值。     

大气层外质量矩控制自旋拦截器的姿态机动效果分析

针对大气层外质量矩控制自旋拦截器的特点,建立了具有一个可任意活动质量块的拦截器六自由度动力学数学模型;并基于带有一个沿径向运动质量块的姿态动力学模型,分析了姿态控制机理及结构参数对姿态控制效果的影响,通过仿真验证了分析的有效性,为拦截器姿态控制系统的设计奠定了基础。     

导弹姿态控制伺服系统的变结构控制

为消除导弹姿态控制伺服系统变结构控制中的抖振，在状态轨迹与滑动平面夹角变结构控制律的基础上，将原来的二阶系统扩展为n阶。所设计的控制律兼具连续控制律与非连续控制律的优点，动态品质优良。仿真结果验证了理论分析的有效性。     

Variable structure maneuvering control with time-varying sliding surface and active vibration damping of flexible spacecraft with input saturation

This paper presents a dual-stage control system design method for the three-axis-rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensors/actuators. In this design approach, attitude control system and vibration suppression were designed separately using lower order model. The design of attitude controller was based on variable-structure control (VSC) theory leading to a discontinuous control law. To accomplish asymptotic attitude maneuvering in the closed-loop system and be insensitive to the interaction of elastic modes in the presence of unknown disturbances/uncertainty and input saturation as well, a switching mechanism is employed to design the attitude controller such that outside the sliding region VSC law with a time-varying sliding surface is implemented and inside the region the VSC law with a linear sliding surface is activated. Furthermore, a hyperbolic tangent function in conjunction with a sharpness function permitted to vary with time according to a set of user-defined parameters is implemented to offset the disadvantages of existing saturation-respecting controller and chattering. In addition, for actively damping the excited elastic vibrations during attitude maneuvering, modal velocity feedback and strain rate feedback control design methods are presented and compared by using piezoelectric materials as additional sensors and actuators bonded on the surface of the flexible appendages. Numerical simulations are performed to show that rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque, parameter uncertainty and control saturation nonlinearity.     

基于时间最优的大气层外拦截律设计

针对大气层外拦截提出了一种基于拦截时间最短的拦截律。根据最优控制理论由相对运动参数确定拦截弹时间最优的推进方向,用变结构控制理论调整拦截弹姿态角以跟踪指令姿态角,拦截弹沿体轴方向持续推进直至拦截结束。拦截律要求控制器在较短的时间完成对指令姿态角的跟踪后即停止工作。仿真结果表明：拦截律有很好的拦截精度,可引导拦截弹对目标实施碰撞杀伤。     

基于反馈线性化的动能拦截器姿态控制研究

动能拦截器进入末制导阶段时经常需要进行大角度姿态机动,这时拦截器姿态控制系统具有非线性、强耦合、多输入多数出(MIMO)的特点。现针对动能拦截器模型的非线性和不确定性,提出PID神经网络自适应逆控制方法对拦截器飞行姿态进行控制。首先基于精确反馈线性化方法将系统解耦成三个独立的子系统,然后应用基于PID神经网络的自适应逆控制方法分别设计每个子系统的姿态控制器。该方法将PID神经网络控制与自适应逆控制相结合,对于拦截器姿态控制系统中的建模误差以及外部干扰具有较强的适应能力。仿真结果证明了该方法的有效性。     

大气层内动能拦截弹直接力/气动力复合控制

以大气层内拦截弹气动力和力矩式侧向直接力复合控制系统为研究对象,基于参考模型变结构控制理论设计了拦截弹末制导段复合控制系统,并研究了相应的控制力分配算法、脉冲发动机组调度算法。数学仿真结果表明,该复合控制方法可以很好地实现拦截弹姿态控制。与气动力系统相比,复合控制系统具有更好的动态性能。     

延迟对拦截弹制导精度的影响

针对拦截弹在末制导段拦截战术弹道导弹(TBM)，本文分析了拦截弹制导控制系统中存在的导引头信息处理延迟、制导控制指令延迟和执行机构响应延迟对制导精度的影响。在拦截弹弹道修正和姿态控制规律的基础上，考虑拦截弹与TBM的初始位置偏差、导引头测量误差和弹道控制执行机构推力偏差，完成了不同制导控制延迟条件下拦截弹拦截TBM制导精度的六自由度Monte-Carlo仿真计算。根据对仿真结果的分析，最后给出了拦截弹拦截TBM目标的制导精度与制导控制延迟之间的约束关系。