一种基于模糊控制的平稳滑翔再入制导律

针对升力式高超声速飞行器(LHV)再入滑翔过程中的周期性振荡现象，提出了一种基于模糊推理与控制的反馈调节方法以抑制振荡实现平稳滑翔。纵向制导在落点误差预测及指令校正的基础上，在倾侧角外环控制回路增加以高度变化率及空速作为输入的模糊控制器对倾侧角指令进行调节，横侧向制导通过航向角误差走廊约束及倾侧角反转逻辑实现大横程条件下的侧向控制。所提方法不依赖于准平衡滑翔条件(QEGC)，同时避免了参数化反馈控制律中的反馈项参数设计问题，具有较强的自适应能力。LHV制导实例仿真表明，所提方法可有效抑制振荡现象，满足终端约束及再入走廊约束，方法的鲁棒性也通过Monte Carlo仿真得到了验证。      

基于能量的高超声速飞行器再入混合制导方法

针对大升阻比高超声速飞行器滑翔再入制导问题,提出一种基于能量的混合制导方法.建立以能量为自变量的三自由度运动学方程,利用拟平衡滑翔特性将过程约束转换成倾侧角约束.纵向制导在初始下降段采用固定数值倾侧角飞行,在拟平衡滑翔段基于剩余航程随能量单调变化的特性将标准轨迹进行分段,然后分段进行在线预测校正制导.侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的倾侧角反转逻辑,以保证侧向制导精度.分析研究和仿真结果表明该方法易于实现,有效减小了制导指令的解算时间,制导和落点精度高,且对再入初始偏差及过程扰动不敏感.      

火星大气进入段侧向预测校正制导律设计

火星大气进入段预测校正制导方法通常采用误差走廊来约束侧向运动,该方法只能满足侧向运动的末端约束,而无法实现对侧向运动过程约束的满足。将预测制导的方法引入侧向制导律设计中,该方法无需离线规划误差走廊,而是根据侧向运动中的相关约束,在线计算倾侧角反转时刻,从而同时满足侧向运动的末端约束与过程约束,并能够克服采用误差走廊可能导致的飞行器因频繁反转机动而使燃料过快消耗的问题。仿真结果表明:该侧向预测制导律不仅能满足开伞位置精度,同时也能实现对进入轨迹侧向运动的灵活规划。     

考虑禁飞区规避的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔侧向制导问题,提出了一种考虑禁飞区规避的预测校正制导方法.纵向制导采用落点误差预测与指令校正相结合的方式,不断更新倾侧角的幅值,实时修正轨迹纵程.侧向制导设计了一种倾侧角反转逻辑的切换机制,利用航向角误差走廊和航向角导向区域控制飞行器的侧向运动.CAV-H再入滑翔飞行器制导仿真实例表明,该方法不依赖于标准再入轨迹,能够导引飞行器规避禁飞区约束.Monte Carlo仿真验证表明,在随机初始扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性.      

基于在线约束限制的飞行器预测校正制导

针对传统预测校正算法在再入过程中弹道性能与约束无法保障等问题,提出了一种基于倾侧角参数化的离线弹道优化与在线预测校正相结合的再入制导方法。基于平衡滑翔条件对过程约束进行分析,并证明了倾侧角剖面对射程的单调性。离线部分通过控制量参数化(CVP)方法构建控制模型,并使用序列二次规划(SQP)方法对弹道进行优化,从而大幅度提高弹道性能。在线部分利用Gauss-Newton法实时对弹道进行迭代求解,得出满足终端约束的倾侧角剖面,引导飞行器平稳、精确地飞向末端能量段并满足射程约束,Gauss-Newton法求解弹道具有收敛速度快、精度高的特点。针对高升阻比飞行器导致平衡滑翔条件难以成立以及飞行过程中的强干扰使约束超出的问题,提出了一种约束限制方法,对再入时的过程约束进行了有效的保障。仿真结果表明,本文方法对投放偏差、飞行器参数与大气模型等不确定因素具有良好的鲁棒性,对弹道性能的保障具有工程应用价值。     

一种火星进入段在线脱敏轨迹设计方法

为降低轨迹求解难度,提升脱敏制导的适应性,针对火星进入段提出一种在线脱敏轨迹设计方法.首先,采用预测的末端航程偏差和状态敏感度作为性能指标,利用该指标为倾侧角凸函数的特性将最优求解问题转换为简单的动态寻优过程;其次,结合任务要求和估计的进入点状态,通过迭代得到同时满足航程和横程要求的三自由度脱敏轨迹.仿真表明该方法可达到与现有脱敏设计相近的末端状态精度.     

一种短航程再入解析预测校正制导方法

针对载人探月飞船高速再入返回问题，提出了一种短航程低过载的再入解析预测校正制导方法。引入大升阻比航天器滑翔式再入的概念，通过设定再入过程中滑翔段轨迹形式，利用轨迹参数描述滑翔段轨迹，推导出预测航程的解析公式。为使终端误差满足要求，通过试位法校正轨迹参数，并换算得到倾侧角制导指令。在偏差条件下进行仿真，实现了飞船2100km任务航程下400~450s内以低于6.5g₀的过载再入，结果表明，所提制导方法具有较高的精度和较强的鲁棒性，为载人探月飞船应急快速返回提供了参考思路。      

探月飞船预测-校正再入制导律设计

针对以第二宇宙速度返回的探月飞船再入制导律设计问题,采用一种数值预测一校正的预测制导法,分析了飞船配平攻角的飞行特性,建立了再入三自由度运动方程。进而详细介绍了预测一校正及其纵向、横向制导律的基本原理。通过标准初始状态、有误差初始状态两种条件下的仿真分析,表明这种预测一校正制导律在满足各种约束的条件下,不仅能够达到较高的精度,而且对初始误差具有良好的鲁棒性,能够应付再入时各种不确定性因素的影响。     

过载约束下的探月飞船再入轨迹的在线设计

研究了以第二宇宙速度返回地球的载人探月飞船的再入制导律设计问题.针对基于落点分析的数值预测-校正算法不能有效满足再入过程的气动过载约束条件的问题,提出一种基于解析计算的常值气动过载算法与基于数值积分的预测-校正技术相结合的融合再入制导方案,在线生成了同时满足过载约束和落点精度要求的再入轨迹.数值仿真表明提出的制导算法不仅能满足达到高精度着陆的要求,还能满足气动过载约束要求.在一定的再入初始条件下,探月返回飞船可以不必采用逻辑复杂的阿波罗式跳跃再入方案.这一方案可为即将展开的载人探月活动制定月-地返回轨道和再入策略提供参考.     

高超声速伸缩式变形飞行器再入制导方法

针对高超声速变形飞行器再入制导问题，提出了一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器外形方案，建立了含有展长变形量的气动模型和动力学模型。将该变形飞行器的展长变形量扩展为控制变量，分析了倾侧角、展长变形量和终端航程、高度之间的关系。在此基础上，利用倾侧角和展长变形量在线预测剩余航程和终端高度，通过数值方法校正2个控制量以满足航程约束和高度约束，通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明:该变形飞行器再入制导方法制导精度高，相比于传统固定外形飞行器终端约束能力更强、轨迹更加平滑，且在扰动条件下具有一定鲁棒性。      

面向机动目标跟踪的无人机横侧向制导规律

现有的standoff跟踪制导方法在进行机动目标跟踪时不能同时满足响应速度和稳态精度的要求.对用于航路跟踪的参考点制导法（RPG,Reference Point Guidance）进行改进,推导了无人机（UAV,Unmanned Aerial Vehicle）在跟踪机动目标时的横侧向制导规律.采用二阶非线性微分方程对UAV和目标相对距离的调节过程进行建模,在此基础上分析了改进后RPG的渐近稳定性.仿真结果表明,相比Lyapunov向量场（LVFG,Lyapunov Vector Field Guidance）和模型预测控制（MPC,Model-based Predictive Control）的制导方法,改进RPG的跟踪误差和时间乘以误差绝对值积分（ITAE,Integrated Time Absolute Error）指标均优于LVFG和MPC.因此,所提制导规律能够对机动目标的运动进行有效补偿,并具有更快的响应速度、更高的稳态精度和较好的实时性.      

基于快速自适应超螺旋算法的制导律

针对地空导弹攻击机动目标的制导律设计问题,提出了一种有限时间稳定的新型二阶滑模制导律。在弹目相对运动模型的基础上,将制导问题转化为一阶系统的控制问题。在超螺旋（ST）算法中引入线性项和一种新的参数自适应律,提出了一种快速自适应超螺旋（FAST）算法,该算法不需要已知系统不确定性的边界且收敛速度较快。利用类二次型Lyapunov函数证明了系统有限时间稳定性,给出了收敛时间估计公式。通过与自适应滑模制导律、ST制导律和光滑二阶滑模制导律的仿真对比,验证了所设计的制导律在保证制导精度的同时,能够在有限时间内提高滑模变量的收敛速度,并且避免了参数选择困难的问题。      

基于MPC导引律的AUV路径跟踪和避障控制

针对欠驱动自主水下航行器（AUV）的三维直线路径跟踪和避障控制，基于级联控制策略设计了运动学和动力学控制器。首先，在设计运动学控制器时考虑了纵倾和艏摇角速度存在的约束，应用模型预测控制（MPC）设计了最优导引律。然后，考虑了推进器转速和舵角的饱和，应用滑模控制（SMC）技术设计了动力学控制器，从而保证了系统的鲁棒性。最后，通过仿真实验与基于视线法（LOS）导引律的传统控制方法进行了对比。仿真结果表明:所提方法不仅可以改善欠驱动AUV对三维直线路径的跟踪效果，而且可以有效减少舵角的饱和现象。      

地-空导弹最优制导律研究

本文在导弹质点运动不作任何简化的条件下,建立导弹-目标状态空间数学模型,得到以雷达测量参数表示的,可对付机动目标的最优制导规律,将其用于某型导弹上,仿真结果表明该制导律有较好的导引精度和一定的工程实用价值;同时就导弹起控点处高低角、方位角对脱靶量的影响作了研究,该制导律能降低对导弹发射条件的要求。     

自适应非奇异快速终端滑模固定时间收敛制导律

针对机动目标的末制导拦截问题,设计了一种带攻击角度约束的非奇异快速终端滑模固定时间收敛制导律。与有限时间收敛终端滑模制导律相比,所提制导律能够确保弹目视线（LOS）角和弹目视线角速率在固定时间内是收敛的,并且收敛时间是独立于制导系统初始条件的,可以根据制导律参数预先给定。构造了一种新型的非奇异快速终端滑模面,有效解决了奇异性问题,同时通过合理地改变滑模面与弹目视线角跟踪误差的趋近律指数,使得制导系统比现有的固定时间收敛控制具有更快的收敛速率。此外,设计了一种自适应律,针对目标机动引起的未知扰动进行估计,使得制导律的设计无需预先知道任何关于目标机动的信息。通过仿真实验验证了所提制导律能够使导弹成功拦截机动目标,并且与现有制导律相比,具有更快的系统收敛速率、更高的拦截精度及更短的拦截时间。      

多飞行器突防打击一体化微分对策制导律设计

针对多进攻弹突防弹群拦截再打击目标的交战场景,提出了一种可应用于对手信息不完全情况下的微分对策制导方法。建立多飞行器交战的线性化模型,并依据不同对抗组进行模型降阶。引入时间算子统一所有分组的终端时间,基于二人零和微分理论给出制导律。利用扩展卡尔曼滤波(EKF)实现对拦截弹和目标的状态估计,并将估计应用于所提制导律。在对手状态信息已知时,仿真突防脱靶量大于5 m,拦截脱靶量小于0.1 m。而在只给定粗糙有噪声观测的不完全信息下,滤波器对拦截弹与目标的状态估计误差可接受,仿真结果依然保持相近的脱靶精度。仿真结果表明,所提制导律能有效导引进攻弹规避拦截,并准确打击目标。      

高超声速飞行器自适应BTT末制导律

针对高超声速飞行器末段打击问题,提出了具有自适应能力的比例导引律,实现了高精度定点定向打击.通过纵向进入条件的分析,设计了一种提高比例导引进入时间的收敛策略,从而使飞行器有足够的时间进行横纵向调整,保证了落角落点约束的满足.由于制导参数直接影响落点和落角的精度,而飞行器动力学约束会导致无法理想响应制导指令,因此设计了一种闭环非线性自适应律,通过在线选择制导参数确保飞行器以高精度命中目标.仿真结果表明了该末制导方法的有效性和准确性.     

拦截机动目标的三维协同中末一体化制导律

针对空中来袭目标机动能力较大,单枚导弹无法有效拦截的问题,提出了拦截机动目标的三维协同中-末一体化制导律。根据目标和拦截弹的最大机动能力计算所需的最少拦截弹数量,解算出末制导的初始阵位约束,根据阵位约束,设计基于改进比例导引的协同末制导律。基于中制导开始时目标速度,迭代求解出预测命中点以及中末交班约束,提出基于预测命中点的时间角度协同中制导律。在三维场景下对协同中末制导律进行仿真验证,结果表明：该方法能够有效满足中末交班的阵位要求以及末段拦截精度,实现对机动目标的有效拦截。     

自适应引导长度的无人机航迹跟踪方法

为保证无人机安全稳定的飞行,实现高精度的航迹跟踪,基于引导点的非线性制导算法,提出了一种引导长度自适应的航迹跟踪方法。首先建立无人机运动学模型,依此对非线性的制导算法进行理论分析与试验验证,建立无人机飞行速度与引导长度之间的关系。之后引出引导长度自适应的航迹跟踪方法,详细讨论方法的具体实现过程。最后通过各种情况下的仿真对比试验,验证所提出方法的有效性。仿真结果表明,所提出的方法能较精确地跟踪各种复杂航迹,同时在较大的初始偏差和航路点临时切换的情况下能稳定、快速地收敛到期望航迹,更好地满足各种实际飞行任务的需求。