可重复使用飞行器导航制导控制技术展望

针对当前可重复使用飞行器的发展现状,总结了其特点、优势和发展趋势.通过飞行任务,分析了可重复使用飞行器所面临的复杂环境特性和飞行控制特性.从飞行控制角度出发,概括了可重复使用飞行器导航制导控制所面临的技术挑战,包括高精度导航技术、多约束航迹优化技术、再入段和能量管理段的制导技术以及强耦合强不确定强鲁棒姿态控制技术等.最后,针对技术挑战,对可重复使用飞行器导航制导控制技术提出了若干建议.     

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。     

无人机空中加油自主会合的制导与控制

针对无人机空中加油的自主会合问题,进行了相应制导律和非线性控制器的设计。通过改进的带角度约束的三维比例制导律实现对航向角的控制,以协调转弯的方式将航迹角指令转化为姿态角指令。基于无人机六自由度的动力学模型,针对无人机的姿态控制,采用时标分离的方法设计了慢子系统和快子系统,并对这两个子系统分别进行动态逆控制设计。同时,基于滑模控制的方法设计了满足自主会合要求的速度控制律。在保证无人机飞行稳定的基础上,实现了对控制和制导指令的精确跟踪。仿真结果表明,所设计的制导律和控制律能够实现无人机空中加油的自主会合,具有良好的动态特性。     

单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较高的命中精度,进行了单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究。首先,推导了视线角速度的解耦公式,去除了导引头测量信息中耦合的弹体姿态信息;然后,建立了视线运动方程和测量模型,为了解决测量信息与弹目距离和接近速度的弱相关性,使用一个时变Gauss-Markov随机向量代替视线运动方程中的非线性部分,采用UKF滤波方法得到可用于制导控制律设计的视线角速度的实时估计值;最后,通过正交仿真验证了所设计的单兵火箭弹捷联导引滤波方法的可行性。     

Design of Time-constrained Guidance Laws via Virtual Leader Approach

Guidance problems with flight time constraints are considered in this article. A new virtual leader scheme is used for design of guidance laws with time constraints. The core idea of this scheme is to adopt a virtual leader for real missiles to convert a guidance problem with time constraints to a nonlinear tracking problem, thereby making it possible to settle the problem with a variety of control methods. A novel time-constrained guidance (TCG) law, which can control the flight time of missiles to a prescribed time, is designed by using the virtual leader scheme and stability method. The TCG law is a combination of the well-known proportional navigation guidance(PNG) law and the feedback of flight time error. What's more, this law is free of singularities and hence yields better performances in comparison with optimal guidance laws with time constraints. Nonlinear simulations demonstrate the effectiveness of the proposed law.     

Integrated guidance and control for damping augmented system via convex optimization

In this paper, an integrated guidance and control approach is presented to improve the performance of the missile interception. The approach includes damping augmented system with attitude rate feedback to decrease the oscillation during the homing phase for missiles with low damping. In addition, physical constraints, which can affect the performance of the missile interception, such as acceleration limit, seeker’s look angle, and look angle rate constraints are considered.The integrated guidan...     

基于解析剖面的时间协同再入制导

针对高超声速滑翔飞行器再入段时间协同制导问题，提出一种基于高度-速度剖面的预测校正协同制导律。首先在高度-速度剖面内设计了参考轨迹，利用两个轨迹参数在线预测剩余飞行航程和时间；通过数值算法校正两个轨迹参数以满足航程和时间约束并求取实际控制量，结合侧向航向角走廊实现了单飞行器的时间约束再入制导。在此基础上分析了飞行器的时间可调范围，针对多飞行器协同再入任务设计了协同飞行时间和协同策略，实现了时间协同再入飞行。该策略考虑到再入过程中的通讯困难，避免了弹间通讯，且充分利用了飞行器纵向动力学，时间可控范围较大，更加适用于实际的再入过程。仿真结果说明了时间约束再入制导律对时间的可控性和协同策略的有效性。     

考虑多边界状态约束的飞翼布局无人机姿态控制

以大展弦比飞翼布局无人机为研究对象,针对强扰动环境下多边界状态约束时的飞行姿态控制问题,提出一种指令-控制律联合限制的全状态约束控制方法。该控制方法分别独立设计了指令边界限制器、过渡指令产生器和指令跟踪控制器3个部分。首先,基于无人机动力学特性设计的指令边界限制器,利用无人机的各个状态边界来限制姿态控制器的指令,实现了将非受控状态的约束问题转化为受控状态的约束问题;其次,基于"安排过渡过程"的思想并考虑约束限制环节,设计了过渡指令产生器,为无人机在线生成从当前姿态到期望跟踪姿态的过渡指令;最后,基于障碍Lyapunov函数和扩张状态观测器,设计了指令跟踪控制器,使无人机能够克服干扰且快速稳定地跟踪过渡指令。通过采用Lyapunov稳定性理论分析,该控制方法能够保证姿态跟踪误差收敛有界,且始终处于给定区间内部。仿真结果表明,该控制方法能够保证无人机飞行状态在不超出约束边界的同时,实现对姿态指令的准确跟踪。     

基于偏置比例导引与凸优化的火箭垂直着陆制导

凸优化由于求解效率高在飞行器轨迹规划和制导中得到广泛研究应用。但是，由于火箭垂直返回制导需要考虑气动力带来的非线性，现有的凸优化求解方法或简单地采取逐次线性化近似凸化最优控制问题，经常出现收敛性问题；或需针对具体问题进行相应的系列凸化剪裁，虽然改善了收敛性，但不同模型的凸化剪裁方法差别很大，通用性较差。为此，将偏置比例导引与凸优化相结合，用以求解存在落角、落速和推力范围约束的火箭垂直返回定点软着陆制导问题。提出的制导方法将该制导问题分解为法向满足落角与落点约束的偏置比例导引，以及切向满足速度与推力约束的凸优化和滚动时域控制制导。在切向制导中，提出利用三次多项式近似飞行轨迹以方便凸优化求解，并建立剩余飞行时间的估算方法以提供给比例导引。仿真结果表明，提出的制导方法能有效满足各种约束，实现火箭精确着陆。与现有的直接采取逐次线性化近似的凸优化方法相比，提出的方法由于将制导进行切向和法向分解，大为简化了凸优化模型，显著提高了求解效率和收敛性。此外，提出的方法无需复杂繁琐的凸化处理，对于一般的推力可控且对末速存在约束的固定终端位置的制导问题皆适用。     

垂直起降重复使用运载器返回制导与控制

针对垂直起降可重复使用运载器返回全程非线性、高动态、强扰动、多约束条件下的精确着陆问题，开展适应各飞行段任务特性和需求的返回全程制导控制方法研究。首先分析返回全剖面各飞行段的特点及对制导控制的需求，建立了动力学模型；然后基于经典制导控制方法给出可行的返回全程制导控制方案，并针对其不足分别设计修航段基于剩余时间估计和几何关系目标点自适应更新的双层迭代制导、返回末段多约束自适应制导和返回全程自抗扰控制器，构建了自适应强抗扰新型返回全程制导控制方案；最后进行了数学仿真，通过对比分析经典制导控制方案和新型制导控制方案在小偏差/扰动和大偏差/扰动两种条件下的飞行状态，验证了新型制导控制方案下更高的着陆精度、更强的适应性和抗扰性。     

Sliding mode control based guidance law with impact angle constraint

The terminal guidance problem for an unpowered lifting reentry vehicle against a sta- tionary target is considered. In addition to attacking the target with high accuracy, the vehicle is also expected to achieve a desired impact angle. In this paper, a sliding mode control （SMC）-based guidance law is developed to satisfy the terminal angle constraint. Firstly, a specific sliding mode function is designed, and the terminal requirements can be achieved by enforcing both the sliding mode function and its derivative to zero at the end of the flight. Then, a backstepping approach is used to ensure the finite-time reaching phase of the sliding mode and the analytic expression of the control effort can be obtained. The trajectories generated by this method only depend on the initial and terminal conditions of the terminal phase and the instantaneous states of the vehicle. In order to test the performance of the proposed guidance law in practical application, numerical simulations are carried out by taking all the aerodynamic parameters into consideration. The effec- tiveness of the proposed guidance law is verified by the simulation results in various scenarios.     

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。     

航天飞机末端区域能量管理段制导技术概述

末端区域能量管理段主要是控制航天飞机的动能和势能．使航天飞机最终达到进场着陆段的初始要求，以保证其最终成功着陆。在最终制导系统引入一个能量基准剖面，通过调整飞行距离、动压或速度制动使航天飞机达到标准的能量状态。将末端区域能量管理段划分为四个飞行段，并对这四个飞行段的基本设计思想、制导技术及过程进行了研究。经过实际的航天飞机飞行验证．证明这种方案具有良好的制导效果。     

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。     

Guidance law with impact time and impact angle constraints

A novel closed-form guidance law with impact time and impact angle constraints is pro- posed for salvo attack of anti-ship missiles, which employs missile’s normal acceleration (not jerk) as the control command directly. Firstly, the impact time control problem is formulated as tracking the designated time-to-go (the difference between the designated impact time and the current flight time) for the actual time-to-go of missile, and the impact angle control problem is formulated as tracking the designated heading angle for the actual heading angle of missile. Secondly, a biased proportional navigation guidance (BPNG) law with designated heading angle constraint is constructed, and the actual time-to-go estimation for this BPNG is derived analytically by solving the system differential equations. Thirdly, by adding a feedback control to this constructed BPNG to eliminate the time-to-go errorthe difference between the standard time-to-go and the actual time-to-go, a guidance law with adjustable coefficients to control the impact time and impact angle simultaneously is developed. Finally, simulation results demonstrate the performance and feasibility of the proposed approach.     

基于跟踪微分器的高超声速飞行器Backstepping控制

针对存在模型参数不确定和外部干扰的高超声速飞行器（HFV）跟踪控制问题,提出一种基于Backstepping方法的抗饱和非线性控制器。将飞行器纵向动力学模型分为速度子系统和航迹倾角子系统,然后针对每个子系统单独设计控制器。设计跟踪微分器获得信号的一阶导数,用以估计系统中的不确定干扰项和避免"微分项膨胀"问题。控制器设计过程考虑了控制量发生饱和的情况。基于Lyapunov理论证明了闭环系统信号的稳定性。与传统高超声速飞行器Backstepping方法相比,所设计的控制器采用待跟踪状态与理想控制指令之间的实际误差作为反馈量,放宽了对系统干扰项的限制,提高了控制器对控制增益变化的适应性,进而提高了闭环系统的跟踪控制性能。对比仿真结果验证了所设计方法的有效性。     

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。     

主动防御协同自适应滑模制导律

飞机相比于攻击导弹,在飞行速度和机动性能等方面存在着劣势.为了提高其生存几率,设计了一种发射防御导弹协同对抗攻击导弹的自适应滑模制导律.该制导律本质是一种视线(Line of Sight,LOS)制导方法,通过对飞机与防御导弹和防御导弹与攻击导弹间的LOS调整以满足特定的几何关系,从而实现对攻击导弹的主动防御.最后,将所设计的制导律与比例导引进行了仿真比较.结果表明,由于与目标间的协同,所设计的制导律在机动性能和拦截性能方面具有明显的优势,且对于三方的飞行速度变化与攻击导弹的机动具有较强的鲁棒性.     

Approach and landing guidance design for reusable launch vehicle using multiple sliding surfaces technique

An autonomous approach and landing (A&L) guidance law is presented in this paper for landing an unpowered reusable launch vehicle (RLV) at the designated runway touchdown.Considering the full nonlinear point-mass dynamics,a guidance scheme is developed in threedimensional space.In order to guarantee a successful A&L movement,the multiple sliding surfaces guidance (MSSG) technique is applied to derive the closed-loop guidance law,which stems from higher order sliding mode control theory and has advantage in the finite time reaching property.The global stability of the proposed guidance approach is proved by the Lyapunov-based method.The designed guidance law can generate new trajectories on-line without any specific requirement on off-line analysis except for the information on the boundary conditions of the A&L phase and instantaneous states of the RLV.Therefore,the designed guidance law is flexible enough to target different touchdown points on the runway and is capable of dealing with large initial condition errors resulted from the previous flight phase.Finally,simulation results show the effectiveness of the proposed guidance law in different scenarios.     

考虑输入饱和的固定翼无人机自适应增益滑模控制

针对复杂环境下的固定翼无人机飞行控制问题，考虑输入饱和以及复杂外界干扰的影响，提出一种基于自适应滑模控制方法的固定翼无人机飞行控制策略。首先，对固定翼无人机模型进行介绍，将模型分为姿态子系统和速度子系统；其次，针对姿态子系统和速度子系统的特点以及控制需求，分别采用自适应多变量螺旋滑模和自适应快速超螺旋滑模设计姿态控制器和速度控制器，该策略无需设计干扰观测器对外界干扰进行估计，仍然可以实现固定翼无人机对姿态参考指令和速度参考指令的有限时间精确跟踪，并基于Lyapunov的稳定性分析方法证明了闭环系统的稳定性。最后，对本文所提出的控制策略进行了仿真验证，结果表明该控制策略具有良好的控制性能。