基于动态逆方法的三维制导律研究

基于零化视线角速率思想,设计了三维非线性动态逆制导律。首先建立了导弹和目标空间运动学模型和相对运动学模型;然后利用动态逆方法,将制导问题转化为角度跟踪控制问题,将导弹弹道倾角和弹道偏角作为反馈项,补偿输入动态项,将非线性控制问题转化为线性化问题进行求解,未出现隐动态,推导出了三维空间动态逆制导指令;最后运用带有延迟环节的三阶自动驾驶仪模型进行了仿真。结果表明,该制导律具有拦截机动目标的能力,且相对于比例导引,拦截时间短,脱靶量小,导弹过载变化平稳。     

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。     

基于Backstepping和扰动观测器的导引律

考虑目标机动和自动驾驶仪动态特性等情况,基于扰动观测器(DOB)技术及Backstepping的设计思想,提出了一种新型的三维导引律。运用Backstepping的设计思想,将包含驾驶仪动态特性的制导环路分为外环和内环两个环路。将目标机动及俯仰和偏航平面间的交叉耦合项当成外环扰动,将驾驶仪参数不确定当成内环扰动,分别设计内外扰动观测器将它们估计出来,利用估计值做前馈补偿得到的外环控制器可抑制目标机动对制导精度的影响及实现两个平面的解耦控制,内环控制器补偿驾驶仪动态特性对制导精度的影响。导引律的设计在于使得导弹的实际加速度跟踪上外环的虚拟控制。仿真结果表明:在目标做大机动、考虑驾驶仪动态特性的情况下,这种导引律仍然具有良好的制导精度。     

基于自适应反演滑模的末制导律设计

针对三维导弹-目标相对运动模型,结合反演控制、滑模控制和自适应技术,设计了一种新的自适应反演滑模末制导律。针对目标机动加速度上界难以获取的问题,将目标机动加速度视作模型的干扰,设计了一种自适应律对其进行在线估计,并将估计值补偿到制导律中。运用李亚普诺夫稳定性理论证明了系统的全局渐进稳定性和误差的收敛性。仿真结果证明了所设计的自适应反演滑模末制导律对机动目标的鲁棒性和有效性。     

基于锥形运动的制导火箭速度控制导引律设计

针对制导火箭落点速度的约束要求,提出了一种采用锥形运动控制导弹飞行速度的导引方法。该方法首先设计了满足速度约束的虚拟目标理想运动轨迹,将导弹减速控制问题转化为对虚拟目标的追踪导引问题,通过建立制导火箭与虚拟目标的相对运动模型,分析了弹目相对位置和相对速度的关系,推导了具有速度控制的导引律一般形式,并采用动态逆控制理论设计了锥形运动控制指令和导引参数。通过数字仿真对比了不同落角约束条件下导弹锥形运动的速度控制效果,结果表明该方法设计的导引律能够满足制导火箭速度约束要求,且制导精度高、控制效果好,为导弹锥形运动速度控制技术提供了参考。     

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。     

考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的三维导引律

基于三维(3D)空间坐标系下目标-导弹相对运动方程,考虑导弹自动驾驶仪的二阶动态特性,应用动态面控制方法设计了一种新的三维空间导引律.在设计过程中,通过引入一阶低通滤波器,使得导引律的最终表达式中不含有视线角速率的高阶导数,更易于实际应用.该导引律有效地克服了导弹控制系统的动态延迟对制导精度的影响.将该导引律与未考虑导...     

一种利于交班的舰空导弹最优中制导律设计

针对舰空导弹超视距拦截低空飞行目标问题,在复合制导的中制导段,建立了导弹拦截目标的相对运动模型,依据制导平台无线电指令修正信息,考虑舰空导弹拦截低空目标时的飞行速度特性,给出了预测遭遇点的实时解算模型,并确定了利于中末制导交班的中制导终端约束条件。基于拦截预测遭遇点,引入伪控制量的概念,应用线性二次型最优控制理论,设计了一种基于拦截预测遭遇点的利于制导交班的最优中制导律,仿真结果验证了预测遭遇点实时解算模型和最优中制导律的正确性与有效性。     

考虑输入饱和的制导控制一体化设计

高超声速飞行器俯冲时具有快时变特性,执行机构限于物理约束极易导致控制输入达到饱和,针对该问题提出考虑输入饱和约束的制导与控制一体化设计方法。首先,建立纵向制导与控制一体化设计模型,采用干扰观测器对系统不确定性进行估计补偿,然后结合加幂积分方法与嵌套饱和方法设计了新的制导控制一体化非线性控制律。通过严格的理论分析证明了带有饱和约束的控制器可令系统状态全局有限时间稳定,由于控制律中的虚拟控制量均考虑了饱和约束,做到了全局协调抗饱和,从而可更充分地利用飞行器控制能力去实现精准控制。数值仿真实例验证了提出方法的有效性及鲁棒性。     

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。     

基于NBF网络的导弹航向平面滑模控制导引一体化

提出了一种反舰导弹针对水面机动目标的航向平面控制导引一体化设计方案。建立了航向平面的一体化控制导引模型,然后基于NBF网络切换增益调节和滑模控制的思想进行了控制导引律的设计,为了验证该一体化设计的有效性和正确性,进行了仿真计算。仿真结果表明,针对高机动的水面目标命中精度很高。     

反舰导弹航向平面控制导引一体化设计

提出了一种反舰导弹针对水面机动目标的航向平面控制导引一体化设计方案。建立了航向平面的一体化控制导引模型．然后基于反演和变结构控制的思想进行了控制导引律的设计，为了验证该一体化设计的有效性和正确性．基于某型导弹进行了仿真计算。仿真结果表明．针对高机动的水面目标时的命中精度很高。     

Impact time control guidance against maneuvering targets based on a nonlinear virtual relative model

Aiming at the problem of high-precision interception of air-maneuvering targets with impact time constraints, this paper proposes a novel guidance law based on a nonlinear virtual relative model in which the origin is attached to the target. In this way, the original maneuvering target is transformed into a stationary one. A polynomial function of the guidance command in the range domain with two unknown coefficients is introduced into the virtual model, one of the coefficients is determined to ...     

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.     

Design of optimal midcourse guidance sliding-mode control for missiles with TVC

This work discusses a nonlinear midcourse missile controller with thrust vector control (TVC) inputs for the interception of a theater ballistic missile, including autopilot system and guidance system. First, a three degree-of-freedom (DOF) optimal midcourse guidance law is designed to minimize the control effort and the distance between the missile and the target. Then, converting the acceleration command from guidance law into attitude command, a quaternion-based sliding-mode attitude controller is proposed to track the attitude command and to cope with the effects from variations of missile's inertia, aerodynamic force, and wind gusts. The exponential stability of the overall system is thoroughly analyzed via Lyapunov stability theory. Extensive simulations are conducted to validate the effectiveness of the proposed guidance law and the associated TVC.     

自适应严格收敛非奇异终端滑模制导律

针对机动目标的末制导拦截问题，设计了一种带终端角度约束的有限时间收敛终端滑模制导律。首先，分析了现有非奇异终端滑模制导律存在的滑模面不能严格有限时间收敛的问题，进而构造了一种新型的非奇异终端滑模面。其次，设计了一种对目标机动上界的自适应估计，提出了一种自适应严格收敛非奇异终端滑模制导律的设计方法。最后，基于Lyapunov稳定性理论，证明了设计的制导律能够使得制导系统在有限时间内收敛到零，并且保证了滑模面在收敛过程中不存在非收敛因子，是严格有限时间收敛的。仿真实验验证了该制导律能够有效地拦截机动目标，同时和与现有的非奇异终端滑模制导律以及基于转换滑模面的非奇异制导律相比，拦截时间更短，终端攻击角度精度更高，导弹机动消耗的能量更少。     

自寻的导弹攻击机动目标的最优制导规律的研究及实现

提出一种适用于红外和雷达自寻的制导导弹的适应性强、制导精度高、易实现的最优制导规律。为解决工程实现的关键问题,提出了目标机动加速度模型。根据该模型并利用导弹导引头的AGC信号或雷达测距信号,给出了目标机动加速度、导弹与目标相对距离和距离变化率的估计算法。     

有向拓扑条件下针对机动目标的分布式协同制导律设计

研究了在有向拓扑条件下针对机动目标的分布式协同制导律的设计问题。首先，根据飞行器与目标之间追击过程的几何关系建立制导过程系统模型，针对该模型的非线性问题采用动态反馈线性化方法进行处理。将目标未知机动视为干扰，通过扩张状态观测器进行观测，同时将该估计值用于制导律的设计中，通过直接补偿的方式剔除目标机动对飞行器剩余飞行时间的影响。然后，将所设计的制导律代入到制导模型中，利用一致性分析方法将多飞行器协同制导问题转化为一致性问题，利用极点分析的方法对非一致性子空间的收敛性进行分析，得到协同制导律收敛的充要条件。最后，通过仿真分析的方式对所设计的协同制导律以及制导律的参数选取方法进行分析。