近地小推力转移轨道的加权组合制导策略

 研究了近地小推力转移轨道的制导问题，给出了一种基于局部最优控制律的自主制导算法。推导出了各改进春分点根数对应的局部最优控制律；通过最优推力分配和目标偏差两个策略，对各局部最优控制律进行动态加权组合，从而有效减少了制导律的设计参数。在此基础上，针对燃料最省转移轨道，定义了一种新的发动机开关函数。采用遗传/逐次二次规划混合优化算法计算了最优制导参数。与传统算法相比，该制导算法是一种闭环制导算法，能够实现飞行器的自主制导，并且制导过程中无需对制导参数进行更新。以地球低轨到高轨的小推力转移为例，采用该方法分别求解了时间和燃料最省转移问题，并与传统算法进行了比较分析。数值结果验证了该算法的有效性。     

Adaptive block dynamic surface control for integrated missile guidance and autopilot

A novel integrated guidance and autopilot design method is proposed for homing missiles based on the adaptive block dynamic surface control approach. The fully integrated guidance and autopilot model is established by combining the nonlinear missile dynamics with the nonlinear dynamics describing the pursuit situation of a missile and a target in the three-dimensional space. The integrated guidance and autopilot design problem is further converted to a state regulation problem of a time-varying nonlinear system with matched and unmatched uncertainties. A new and simple adaptive block dynamic surface control algorithm is proposed to address such a state regulation problem. The stability of the closed-loop system is proven based on the Lyapunov theory. The six degrees of freedom (6DOF) nonlinear numerical simulation results show that the proposed integrated guidance and autopilot algorithm can ensure the accuracy of target interception and the robust stability of the closed-loop system with respect to the uncertainties in the missile dynamics.     

空空导弹成像制导系统动态仿真技术研究

提出了一种用于空空导弹制导系统动态仿真测试的数字成像导引回路设计与实现方法。通过设计合理的数字模拟接口并将真实的红外成像导引头用数学模型替代,可以实现数字导引头与导弹飞控舱实物的有效连接,完成灵活的制导系统数字/实物多重组合动态仿真。在保证必要的红外目标辐射特性和运动特性建模精度基础上,采用这种方法可以满足导弹制导算法的研制和调试需要。该方法目前已在某型红外数字化空空导弹的制导系统算法研制中获得应用,取得良好的应用效果。     

Saturated super-twisting sliding mode missile guidance

This paper concentrates on developing a missile terminal guidance law against a highly maneuvering target whose maneuvering acceleration is very close to that of the missile or even exceeds the missile normal acceleration in a finite period of time. A new saturated super-twisting algorithm is proposed and applied to the design of missile guidance law. The proposed algorithm has the advantages of simple structure, easy parameter tuning rules and a full utilization of the limit control input. The designed saturated super-twisting sliding mode guidance law is then employed in a missile guidance system. Simulation and its superior performance against strong maneuvering targets is demonstrated.     

考虑驾驶仪动态特性的固定时间收敛制导律

针对打击机动目标的制导问题，设计了一种同时考虑攻击角度约束、自动驾驶仪动态特性和固定时间收敛的新型制导律。首先，基于非奇异终端滑模控制和固定时间稳定性理论，采用反步递推方法设计制导律。在制导律设计过程中，设计了一种固定时间收敛的非奇异终端滑模面，基于固定时间控制和滑模控制，设计虚拟控制律，构造一种非线性一阶滤波器解决传统反步设计中的"微分膨胀"问题。基于超螺旋算法和固定时间稳定性理论，设计了一种固定时间收敛的滑模干扰观测器，用于估计目标机动等干扰。然后，基于Lyapunov稳定性理论，对制导律的固定时间稳定性进行了证明，并给出了收敛时间的表达式。最后，通过仿真分析，验证了所提制导律的有效性，和现有制导律相比，所提制导律具有较高的制导精度和角度约束精度、较快的系统收敛速度以及较少的能量消耗。     

Self-organizing fuzzy learning CLOS guidance law design

A new self-organizing fuzzy logic control (SOFLC) design method is proposed. The proposed method is applied to the command line-of-sight (CLOS) guidance law design. The SOFLC contains two sets of fuzzy inference logic. One is the fuzzy logic controller and the other is the rule modifier. The new learning method of the rule modifier is developed based on a fuzzy learning algorithm. The modification value of each rule is based on the fuzzy firing weight, so that learning of the rule bases is reasonable. Finally, two engagement scenarios are examined, and a comparison between a fuzzy logic control (FLC), an optimal learning FLC, and the proposed SOFLC CLOS guidance laws is made. Simulation results show that the proposed SOFLC guidance law can achieve better guidance performance than the other guidance laws.     

基于动态面法的导弹制导控制一体化设计方法研究

为避免传统导弹制导和控制系统单独设计存在的缺陷,将两个系统综合考虑,提出一种制导控制一体化设计方法。首先推导出俯仰通道的制导控制一体化数学模型,并化为级联形式;然后引入动态面方法并结合非线性干扰观测器技术,提出了一种基于非线性干扰观测器的积分动态面一体化制导控制系统设计方法,在每一个子系统设计时引入误差的积分项以消除稳态误差,提高了子系统的跟踪精度;采用Lyapunov函数对系统稳定性进行了分析;最后通过仿真验证了所提出的一体化控制算法的有效性。     

基于遗传算法的液体火箭发动机参数优化

建立了液体火箭发动机系统设计的仿真模型和多目标优化模型,采用组合优化策略和遗传算法,针对全流量补燃循环发动机,进行了不同设计变量和目标函数下发动机性能参数的优化,求得全局最优解.计算结果表明,遗传算法是解决该类问题的有效方法,可为其它类似发动机的优化提供一定的指导作用.      

飞行/推进系统分散控制优化设计及鲁棒性分析

以一种短距起降战斗机的飞行/推进综合控制系统设计为背景,对分散控制如何保持集中控制的性能和鲁棒性的问题提出利用优化的思想设计分散控制器.首先采用遗传算法设计集中控制器,作为分散控制的性能参考,然后给出具有接口变量的分散控制器设计方法,通过分析得出影响分散控制性能的关键因素,并通过数学推导得到以频率加权矩阵为设计参数的分散控制性能表达式,将分散控制器设计转化为优化问题,采用遗传算法求解得到分散控制器.分散控制器设计中同时用到了一种改进的平衡降阶方法.通过仿真和结构奇异值分析验证了这种优化设计方法可使分散控制达到集中式控制的性能和鲁棒性.      

攻击角约束的拦截弹制导控制一体化设计

针对拦截弹的攻击角约束制导问题,提出了一种基于反演滑模和扩张状态观测器(ESO)的制导控制一体化(IGC)设计方法。首先,基于弹目相对运动方程和拦截弹的非线性动力学方程,建立了拦截弹IGC模型,设计了ESO估计目标加速度和自动驾驶仪回路的干扰;在此基础上,基于干扰估计值和反演滑模方法,设计了IGC算法获取虚拟控制力矩,同时基于李雅普诺夫理论分析了闭环系统的稳定性;然后,利用动态控制分配技术将所获取的期望控制力矩分配到实际执行机构;最后,通过仿真结果验证了所设计的IGC+ESO算法的有效性。     

遗传寻优神经网络在平台温控系统建模中的应用

温度直接影响惯性仪表及惯性平台的使用精度,而高精度温控系统的设计依赖于准确的平台加温模型,针对平台系统中多种惯性仪表加温过程复杂度高,当前采用的阶跃响应辨识方法存在模型适应性差、精度不高等情况,且针对基于梯度下降的BP学习算法存在局部收敛的问题.采用基于遗传算法寻优的神经网络辨识的方法,对惯性仪表加温模型进行建模,试验验证通过遗传寻优后的BP神经网络学习算法,提高了网络的学习精度,进而提高了平台系统中惯性仪表加温过程数学模型的精度,模型适应性较高,为后续惯性仪表的加温控制方法的设计提供了必要的条件.     

无人机航迹跟踪抗侧风制导算法

无人机作为航空飞行器的一种,具有诸多应用价值,精确的航迹跟踪是其完成飞行任务的必要条件。在无人机飞行控制系统的制导外回路,实现一种具有抗风性能的横向非线性制导算法(NLG),基于航迹参考点实时测算无人机侧向加速度,并根据无人机力学方程得到滚转角指令,实现无人机的航迹跟踪。该制导算法只需确定合适的距离参数L,即可实现较为精确地制导,加入反馈环节以得到改进的闭环非线性制导算法。在侧风条件下进行仿真分析,结果表明:改进后的非线性制导算法是正确的,其具有良好的抗风性能。     

基于信任域策略优化的末制导控制量学习算法CSCD

近年来,深度强化学习在解决序列决策问题上取得了很大进展,无模型强化学习算法在与环境不断交互的过程中学习策略,不需要提前对环境建模,使其适用于许多问题。针对以往使用强化学习进行末制导策略学习的训练不稳定问题,使用信任域策略优化算法直接学习末制导控制量,同时设计了一种新颖的奖励函数,可以提高训练稳定性和算法性能。在二维环境下进行了实验,结果表明,该算法具有良好的训练稳定性,并可以达到很好的命中效果。     

基于控制变量参数化的主动反拦截突防最优控制计算方法

针对由于敌防空系统防御能力不断提高所带来的进攻导弹突防难题,提出主动反拦截突防(IAIP)的概念,以弥补传统机动突防仅考虑进攻导弹的逃逸而忽略其攻击任务的缺陷。根据IAIP制导的内涵,在综合考虑目标的机动性能、拦截导弹末段的拦截特性及进攻导弹的控制系统性能的基础上,建立进攻导弹-目标-拦截导弹的三体运动模型。将突防制导指令的设计等效为最优控制的求解,其中突防指令为实现燃料最省目标的最优解,进攻导弹的过载、拦截导弹的脱靶量、进攻导弹的攻击角、打击精度和突防后的视线角,分别为控制约束、路径约束和末端约束。借鉴控制变量参数化(CVP)方法将最优控制问题转化为非线性数学规划问题,并将路径约束离散化后采用序列二次规划(SQP)算法得到突防时机给定条件下制导指令的数值解。提出基于CVP的混合遗传算法(CVP-GA),用于求解最优突防时机及制导指令。仿真结果显示,采用IAIP最优控制算法的进攻导弹在成功突防后的打击精度仍可满足任务要求,且其燃料消耗相对于传统串联式突防方法降低了23.7%,验证了该方法的有效性及优越性。     

三维制导的几何方法与鲁棒控制方法

 在考虑导弹速度和目标速度均为时变的情况下,将微分几何方法与李雅普诺夫稳定理论结合起来,提出了一种导弹三维导引规律设计新方法。对机动目标,PPNG方法的主要问题是在导引末段,它要求导弹在俯仰和偏航通道上具有较大的加速度,为了解决这一问题,本文应用基于李雅普诺夫稳定理论的鲁棒控制方法,提出了一种三维鲁棒制导算法。这种方法在导引末段不需要过大的加速度命令,不需要知道目标精确的加速度和速度方位信息。     

高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计方法

针对高超声速飞行器高速俯冲飞行段制导控制系统设计问题,建立了俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型,提出了一种新颖的六自由度(6DoF)制导控制系统设计方法。基于目标-飞行器三维空间相对运动模型和坐标系转移关系建立了三维全耦合俯冲相对运动模型,推导得到了飞行器加速度在弹道坐标系三轴的分量与飞行器三通道角速率间的解析模型,进而结合飞行器绕质心动力学模型建立了以气动舵偏角为控制输入的俯冲飞行段制导控制一体化低阶设计模型。该制导控制一体化低阶设计模型降低了俯冲飞行段制导控制系统的模型阶数,减少了六自由度制导控制系统的设计参数,省略了传统设计方法中根据期望过载反求气动欧拉角的过程;同时利用解析模型替代了传统方法中姿态控制环路的跟踪控制过程,简化了制导控制系统的设计流程,为制导控制一体化设计提供了一种新的分析思路。数值仿真结果验证了本文提出的制导控制一体化设计方法的有效性和鲁棒性。     

Robust guidance for electro-optical missiles

A robust guidance law is presented which renders zero miss distance (ZMD) against deterministically or randomly maneuvering targets for all missile parametric uncertainties. Since the resulting guidance controller is a phase-lead network, it is mainly suitable for systems characterized by moderate glint levels such as electro-optical missiles. The structured uncertainties in missile dynamics are modeled by interval transfer functions. It is first shown that for the nominal case, when the total missile transfer function is positive real, ZMD can be obtained. When uncertainties are considered, the problem becomes design of a guidance controller which renders a family of transfer functions positive real. A new algorithm for the design of such controllers is proposed. An example illustrating a typical design procedure for a nonlinear real-life missile model is given, showing the simplicity and effectiveness of the proposed robust guidance. The main conclusion of this work is that the newly developed guidance law performs well against highly maneuvering targets and may be a suitable alternative to optimal guidance laws in low-glint systems.     

求解含调整时间排序问题的混合遗传算法

利用仿真工具将启发式方法与遗传算法相结合,提出了一种求解Job Shop排序问题的混合算法框架,利用启发式规则引导遗传搜索过程,以提高遗传算法的求解效率。在求解过程中,遗传算法仅对每台机器的第1道工序搜索寻优,通过仿真过程安排后续工序,在仿真过程中,利用启发式规则确定工件的加工优先级。在以上框架基础上,针对含调整时间的作业排序问题建立了一种混合算法GA-SPTS,通过与已有算法的比较表明,该算法对这类问题具有很好的求解性能。     

基于NFTET的高超声速飞行器再入容错制导

针对以X-33为对象的三自由度高超声速飞行器,采用相邻可行轨迹存在定理(NFTET)设计了容错制导律以解决再入段执行器发生故障的轨迹重构问题。在标称情况下采用预测校正算法生成满足再入过程约束和终端约束要求的再入轨迹;当执行器发生故障时,飞行器气动参数、结构和舵面力矩都可能发生不可预测的变化,原先的轨迹不再满足制导要求,因此需要设计新型容错制导律。针对实际再入制导模型,基于NFTET设计容错制导算法对轨迹进行重构,得到满足故障情况下制导任务的可行轨迹。从仿真结果中可以看出,容错制导算法生成的新轨迹重新回到了约束范围之内,轨迹呈收敛趋势,使得高超声速飞行器从故障恢复到正常飞行状态,提高了飞行器的自主容错能力。     

基于改进遗传算法的飞行控制律参数设计

在进行大包线飞行控制律设计中,需将飞行包线分为几个区域,针对各个区域设计线性控制律,采用多个线性控制律来近似替代所需的非线性控制律,本文中线性控制律采用PID控制结构,若用传统PID控制律参数整定方法,工作烦琐、设计时间长,而且控制效果不是很好,提出运用遗传算法优化控制律参数,并针对遗传算法局部寻优能力差、收敛速度差、易早熟等缺点,对其进行了几点改进,为提高鲁棒性,对其适应函数进行了设计,针对某机型某个区域的俯仰控制进行了PID控制律设计仿真,利用改进的遗传算法对其参数进行优化,结果表明,该方法在23代就能得到最优控制参数,而且使系统动态性能有了较明显的提高。