直接力与气动力复合控制拦截弹轨迹控制

研究了直接力与气动力复合控制拦截弹的轨迹控制问题.建立了复合控制拦截弹的动力学模型,分析了不同复合方式的差别,指出了直接力对弹体运动的影响.建立了拦截弹与目标的相对运动模型,针对直接力与气动力复合控制的特殊性,基于滑模控制理论给出了轨迹控制算法,并在此基础上针对传统控制方法的缺陷,设计了脉冲发动机的点火逻辑.仿真结果表明,该方法能有效的实现拦截弹在末制导段的精确制导控制,并具有较强的鲁棒性.      

大气层外拦截变结构导引律

讨论了大气层外空间飞行器拦截的变结构导引律问题。从变结构控制理论出发 ,按照最终零控导引拦截的要求 ,确定切换函数 ,利用趋近律控制方法改善控制过程品质的特点 ,导出一种具有强鲁棒性的空间拦截导引律。最后给出了在具体条件下的仿真结果 ,并与比例导引律、最优导引律作了比较     

基于自抗扰控制的拦截弹姿态控制系统设计

针对采用气动力/直接力复合控制的拦截弹姿态控制问题,提出一种基于自抗扰控制技术的姿态控制系统设计方案。给出俯仰通道短周期扰动运动方程,分别建立了气动力子系统、直接力子系统的二阶积分数学模型。根据建立的数学模型,分别针对气动力子系统、直接力子系统设计了自抗扰控制器。为了有效协调气动力/直接力的复合控制,给出一种加权指令分配方法。仿真结果表明,提出的设计方法能够获得较好的动态响应性能,控制器具有较强的鲁棒性。     

一种基于采样追逃博弈的协同导引律设计

针对多拦截弹协同拦截机动目标的问题,提出了一种基于采样追逃博弈的协同导引律。首先,分别考虑拦截弹与目标的控制动力学模型,建立弹目线性化相对运动方程,采用终端投影方法对相对运动方程进行降阶处理。然后,基于追逃博弈理论,考虑拦截弹集群与目标之间存在的落角约束,分别建立双方的性能指标函数。最后,基于代数图论,构建拦截弹集群的通信拓扑,考虑系统状态不能实时获得的情况,引入采样纳什理论求解协同导引律。仿真结果表明了基于采样追逃博弈求解得到的协同导引律在实际拦截场景中的有效性。     

拦截机动目标的模糊导引律研究

使用模糊方法研究了三维实际追逃问题的最小能量导引律问题。首先,通过对一些状态变量的定义域进行在线模糊分区,一方面,将非线性模型变为模糊T-S线性模型;另一方面,又能方便地处理目标的任意机动而引起的目标运动方向的变化。其次,利用RH（Receding Hori-zon）控制方法和伴随技术,在目标作对抗性机动条件下,获得了一个有效拦截的导引律。数值仿真结果表明,由这种导引律导引的导弹能够精确拦截任意机动的目标。     

具有二阶环节的导弹最优导引律

本文研究了具有二阶环节的导弹其对目标的最优导引律。利用极小值原理分别研究了1)脱靶量为零、最小控制能量指标的最优导引律;2)终态为零控拦截曲面、最小能量指标的最优导引律。最后得出了与具有一阶延迟环导弹所得结果类似,但计算工作量更大,结果应更准确。     

离散滑模导引律设计

 基于平面内目标-导弹相对运动方程的离散形式,给出了离散滑模变结构导引律设计方法。推导出了一种与连续时间自适应滑模制导律的离散化形式相同的离散变结构导引律。在不需要知道目标法向加速度界限, 而只需要知道其在两个采样周期之间可能变化范围的条件下,设计了一种能显著降低系统抖动的离散滑模导引律,设计的同时给出了一种近似估计目标法向加速度的方法。从理论上证明了上述两种离散滑模导引律具有有限时间收敛的特性。讨论了离散滑模导引律的准滑动模态的切换带范围,给出了离散滑模导引律的终端脱靶量计算方法,最后以某空间拦截问题为实例验证了本文结果的正确性。     

直接侧向力/气动力复合控制影响因素研究

为分析直接侧向力/气动力复合控制中的影响因素对控制效果的影响,给出了复合控制拦截器的典型布局,建立了直接侧向力/气动力复合控制分配模型;采用自适应动态逆方法形成虚拟控制律实现拦截器姿态控制,并进行了仿真验证与分析。仿真结果表明,不同发动机总数、发动机开关机周期和推力大小等因素对最终控制效果有直接的影响,且发动机开关机周期与推力的共同作用对控制效果影响明显。     

导弹复合控制系统的模糊逻辑控制分配

针对空空导弹复合控制系统中的控制分配问题,提出了一种模糊逻辑控制分配算法。采用动态面控制方法设计了复合控制量的控制律。在设计过程中,利用扩张状态观测器估计汇总不确定项,并采用光滑二阶滑模控制算法设计了控制律,达到了提高鲁棒性和削弱抖振现象的目的。应用模糊逻辑控制分配算法将复合控制量分解为直接力控制指令和舵偏角控制指令。为了检验所设计的复合控制系统的控制效果,对采用基于模糊逻辑控制分配算法的复合控制系统和传统的气动力控制系统进行了对比仿真实验。仿真结果表明,所设计的复合控制系统具有更好的控制效果。     

自主攻击型无人机的导引技术研究

针对无人机执行攻击任务前的攻击导引问题,从导引信息的获取、导引控制策略和导引控制律三个方面进行分析。选取光电平台为侦察设备,并具体分析在此侦察设备下导引信息的获取途径。在无人机控制过程中分析比较了两种导引控制策略,指出适合自主控制的导引控制策略并加以改进。在导引控制律方面,对目前广泛使用的比例导引律进行研究,且根据导引律的指令需求在无人机模型上实现了过载控制。     

基于输出预测的姿控发动机控制律优化设计

针对带有侧向喷流姿控发动机和尾部气动舵的导弹,建立了系统动力学模型和运动学模型,并对模型进行了分析和简化;考虑到侧向过载输出响应快速性的要求,采用侧向喷流发动机提供姿态控制力矩快速建立过载。基于侧向喷流发动机的工作特点,采用Fliess展式得到侧向过载输出的预测和侧向喷流发动机推力放大因子的估计,并以此为基础,提出了以侧向喷流发动机为执行机构的姿态控制律优化设计方法,实现了对侧向过载的快速跟踪。仿真结果说明了所提出方法的有效性。     

姿控式直接侧向力与气动力复合控制策略设计

针对自旋导弹直接侧向力与气动力复合控制问题,提出一种分阶段复合控制策略,该策略充分考虑了直接侧向力离散控制和空气舵连续控制的特点,将弹体迎角和侧滑角响应过程分为上升段和保持段以实现快速精确跟踪。上升段考虑固体脉冲发动机的快响应特性,利用整数线性规划(ILP)得到了需要开启的脉冲发动机数量,产生直接侧向力控制导弹快速建立迎角和侧滑角。保持段则基于动态逆控制和自抗扰控制技术,通过空气舵控制迎角和侧滑角稳定在期望值,以克服侧向喷流干扰效应和大迎角飞行带来的非线性耦合的影响。仿真结果表明,依靠直接侧向力与气动力的分时串联作用,可以有效地抑制复合系统的外扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

气动舵面/RCS复合控制系统构型设计与仿真

针对空天飞行器再入段异构执行机构复合控制问题,基于气动舵面和反作用推力器的特性,提出了适用于空天飞行器的3种气动舵面与反作用控制系统的复合控制构型：指令型、力矩型、指令误差型,以及相应的控制律设计方法,在此基础上完成空天飞行器再入段的控制系统设计。仿真结果表明,3种构型的复合控制系统均能满足指令跟踪性能要求,其中指令型复合控制系统气动舵工作最为平稳,推力器开启频次最少。从工程应用的角度出发,指令型复合控制系统的综合性能最为理想。     

基于终端滑模的直接力/气动力复合控制系统设计

针对空空导弹直接力/气动力复合控制问题,建议一种基于非奇异快速终端滑模控制方法(NFTSM)和动态控制分配技术的复合控制策略。根据导弹纵向运动模型设计非奇异快速终端滑模控制器,获得建立导弹过载所需要的控制力矩。采用动态控制分配将期望的控制力矩映射到气动舵和直接力装置。仿真结果表明,提出方法适用于空空导弹直接力/气动力复合控制系统设计,能够快速精确跟踪过载指令。     

导弹多喷流干扰特性数值计算分析

给出一种直接力/气动力复合控制的空空导弹计算模型,应用CFD软件对其侧向多喷流干扰流场进行了数值模拟;选择四种代表情况,重点研究分析了不同侧多喷流对导弹气动特性的影响。研究结果表明,喷流干扰使得升力系数和俯仰力矩系数减小,并产生较大的偏航干扰力矩,同时喷流的间距也影响俯仰力矩系数和偏航力矩系数。所得结论具有一定的参考价值。     

一种采用脉冲调制器的空空导弹直/ 气复合控制系统稳定性研究

研究了一种采用脉冲调制器的空空导弹直/气复合控制系统设计方法及其稳定性。首先假设直接力是连续量,按照比例与气动舵进行混合,采用三回路设计方法得到混合后的控制量,之后采用脉冲调制器对得到的连续量进行调制,得到直接力装置的开关指令,最后采用非线性描述函数法分析控制系统的稳定性,在此基础上选取了合适的脉冲调制器参数,仿真结果表明了该方法的合理性。     

助推器侧向卸压喷流对尾舵气动干扰的数值研究

采用燃气/空气双组元冻结流模型,基于任意多块对接结构网格求解三维N-S方程,数值分析了导弹助推器分离前侧向卸压喷流对尾舵气动力的干扰特性。得到了助推器推力终止侧向卸压过程中,喷流与外流干扰的非定常流场结构以及尾舵气动力的变化历程。分析结果表明,卸压开始后的一段时间内尾舵受到卸压喷流的屏蔽作用,尾舵气动力不能提供足够的分离冲量,此时对其进行舵偏控制将是无效的,尾舵控制时序应该自卸压开始延迟180 ms。     

多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究

侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种。多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同。针对这种情况,φ1m高超声速风洞从测压租测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究。试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷。结果表明：上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同。     

大攻角侧向多喷干扰流场特性数值模拟

采用计算流体力学(CFD)方法研究了大攻角状态下侧向多喷口干扰复杂流场对导弹气动特性的影响。首先通过喷流标模和大长细比导弹模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,分别验证了所采用的仿真方法对喷流干扰流场和导弹大攻角流动求解的能力;其次采用RANS方程组对大攻角状态侧向多喷干扰流场进行了数值模拟,表明攻角与喷口数量对导弹气动载荷分布产生较大的影响;然后通过对比分析有/无喷流时法向力系数沿导弹轴向的分布,以及流场结构,揭示了不同攻角时喷流干扰流场对导弹气动特性影响的流动机理;最后给出了侧向喷流对导弹建立攻角时间影响的初步分析,表明与采用单独气动舵进行姿态控制相比,在10 km高度采用侧向喷流直接力控制不能提高导弹的快速性。     

导弹气动力/直接力自适应控制分配及优化设计

 建立了具有气动力和直接侧向力混合控制的导弹动力学模型,提出了模糊自适应控制分配与复合控制器优化集成设计方案。设计了基于参考模型的模糊自适应控制分配策略,使气动力/直接力动态分配过程中复合执行机构等效动态特性与参考模型一致。采用进化策略对导弹复合控制系统参数进行了多目标优化设计。仿真结果表明：导弹复合控制系统具有很好的快速大机动跟踪能力,实现了导弹气动力和直接侧向力之间合理的自适应控制分配。