滑模变结构有限时间收敛制导律

针对末端有入射角度约束的制导系统,基于滑模变结构控制思想设计了一种有限时间收敛的滑模制导律,使制导系统的视线角速率快速收敛到零,并令弹道倾角收敛到期望的入射角度.通过非线性控制系统的有限时间稳定性理论对该制导律进行了分析,给出了制导系统有限收敛时间的数学形式,证明了制导系统的有限时间收敛性.最后通过仿真进一步验证了该制导方法的有效性和鲁棒性.     

拦截导弹自适应滑模制导律

针对平面拦截问题,提出了一种具有强鲁棒性的自适应滑模制导律。首先从一般意义上进行自适应控制律的推导,并给出了稳定性证明。该控制律可适用于系统存在有界外部干扰和结构摄动的情形。将拦截导弹的控制系统动态考虑到制导律的设计当中,进行了弹目相对运动关系的建模。该模型可适用于所推导的一般控制律结果,满足相应的非奇异条件。针对所推导的自适应滑模制导律,并进了数字仿真和分析。结果表明该制导律具有优良的弹道特性,可实现对连续高机动目标的有效拦截,同时具有较低的机动性能要求。     

基于自适应动态规划的导弹制导律研究综述

自适应动态规划（Adaptive dynamic programming,ADP）作为最优控制领域的近似优化方法,是求解复杂非线性系统最优控制问题的有力工具.近年来,已成为控制理论与计算智能领域的研究热点.本文着重介绍ADP算法的理论研究进展及其在航空航天领域的应用.分析了几种典型的制导律优化设计方法,以及ADP方法在导弹制导律设计中的应用现状和前景.     

考虑自动驾驶仪与角度约束的制导律设计

以末端拦截高机动目标为背景,针对带有攻击角约束和自动驾驶仪动态特性情形下的二维平面制导问题进行了研究分析.在提出固定时间终端滑模面基础上,通过自适应算法在线估计干扰的上界值,针对带有攻击角约束和自动驾驶仪动态特性的制导系统模型设计了自适应终端滑模制导律,使得系统状态在有限时间内趋于零附近任意小的区域.利用李雅普诺夫理论...     

终端约束条件下末端制导律研究综述

现代战场环境的日益复杂化和激烈化,多约束条件下制导律的设计成为研究热点.本文首先介绍了末端制导律的研究背景和研究意义,概述了由于环境的复杂,目标的高机动性,及飞行器运动的非线性、强耦合性和多时变性性等因素带来制导律设计上的困难.然后对具有多终端约束条件下末端制导律的设计方法进行分类,将其分为单终端约束制导律和多终端约束制导律,并对具有终端角度、弹着时间、和终端速度的某一种或几种约束的制导律方法进行归纳总结.最后对下面4种末端制导律的发展趋势进行了展望:三维制导律、制导控制一体化、多飞行器协同制导和多模复合末制导.     

反隐身防空导弹制导方法研究

由于目标的雷达散射截面积(RCS)存在各向异性,即在不同观测方向上目标的RCS不同,RCS的大小直接影响导弹导引头的探测距离。研究防空导弹打击隐身目标的问题,为使导弹导引头探测目标的距离达到最远以达到良好的反隐身效果,导弹从隐身目标RCS最大的方向探测并跟踪目标。这就给反隐身防空导弹的制导律提出了入射角要求。本文依据该需求,根据导弹和目标的实时运动轨迹,设计一种基于比例导引律和带终端角度约束导引律的制导方法。仿真结果表明:该制导律可以实现以特定的入射角攻击目标,从而提高导弹的反隐身效果。     

一种SAR成像制导导弹制导律研究

采用前侧视工作方式并选用聚束式高分辨成像模式的SAR成像制导导弹,应控制天线波束的指向使其较长时间照射目标区,等效地增加合成孔径的长度.因此必须合理选择制导律使前侧视条件成立,确保速度矢量与视线间有足够的夹角.为此,提出了导弹航向采用固定前置角导引律的方案,推导了利用导引头框架角信息实现的固定前置角导引算法并给出其工程实现形式;建立了导弹航向攻击平面制导系统数学模型并进行了数字仿真,验证了方案的合理性和可行性.     

导弹中末制导导引律转换研究

研究了导弹由中间段制导律向末段制导律转换的问题,提出了一种可变导引系数的组合制导律,即可变系数组合比例导引律(ACNC).仿真结果表明,该导引律总体优于纯比例导引和固定系数组合比例导引律,中末段弹道过渡平滑,衔接良好,能顺利完成中末段交班,同时降低了导弹的需用过载.     

变速导弹有界控制非线性微分对策制导律

传统制导律多基于常速运动假设,与实际情形并不一致,往往无法提供满意的性能．对此,基于微分对策理论,提出一种适用于变速拦截情形的有界控制非线性制导律．将对策双方的速度变化直接考虑到非线性相对运动关系中,并通过适当选取的状态变量进行线性化,从而设计制导律,同时考虑可执行性,并将其转化为原系统非线性状态变量的表达形式．仿真结果表明,该制导律可实现目标的有效拦截,对拦截导弹机动性能要求不高且便于执行．     

具有末端落角约束的空地导弹滑模变结构制导律设计

为了提高制导精度,达到理想的毁伤效果,提出了一种空地制导武器近垂直俯冲攻击制导律.在建立二维平面内弹—目相对运动模型的基础上,将落角约束转化为末端视线角控制问题.针对落点和落角约束条件,设计了一种含有角度误差项、开关项、趋近律和常值量4个制导参数的滑模变结构制导律.分析了4个参数对制导性能的影响,得到了其选取依据.仿真结果表明,所设计的制导律脱靶量近似为0,落角接近90°,与比例导引律相比,脱靶量减小87.43％,落角增大47.01％.     

An All-Aspect Near-Optimal Guidance Law

In this paper, a new guidancelaw known as the all-aspect proportional navigation (AAPN) guidancelaw is formulated. AAPN is a modification of traditional proportionalnavigation, with an additional term added to improve performanceat large heading error angles. The missile guidance problem isfirst formulated as an optimal control problem and solved usinga combined genetic algorithm-shooting method. The problem isrepeatedly solved at various heading error angles. By employingChebychev polynomial fitting, we can then determine the parametersof the AAPN. Subsequently, AAPN is compared against the proportionalnavigation guidance law as well as the optimal solution. Theresults clearly show that AAPN outperforms PN at large headingerror angles. Also, its performance is only slightly inferiorto the optimal solution.     

基于滑模控制的导弹制导系统设计

对传统的导弹制导系统进行改进设计,改善导弹的路径跟踪效果。首先引入Dubins曲线对导弹进行航迹规划进行,并基于滑模控制进行导弹制导策略的设计,自动驾驶仪系统采用级联比例积分控制器。Dubins曲线能为导弹创建更平滑的参考轨迹,减少导弹的超冲运动与振荡现象。滑模控制通过计算导弹与参考轨迹的相对距离,获得参考方位角,进而实现对参考轨迹的跟踪,能够提高制导系统响应速度、抗干扰能力。对导弹跟踪路径效果进行仿真,对比引入dubins曲线前后导弹的跟踪轨迹的误差与振荡现象,证明了引入dubins曲线对于导弹的路径规划工作具有显著帮助,并对结果中的一些现象进行了讨论。并已dubins曲线作为仿真路径,对传统比例制导策略和改进型滑模控制制导策略的仿真结果进行对比,证明了改进型制导系统设计的可行性,并对其路径跟踪表现的特点进行了讨论。     

一种基于齐次系统理论的二阶离散超螺旋控制算法

相比于传统滑模控制算法,超螺旋控制算法可以对系统的干扰进行精确估计并补偿,因此可以显著提高闭环系统的抗干扰能力.然而,对于采样控制系统,由于采样频率的限制,离散超螺旋控制算法在性能方面受到限制.本文基于齐次系统理论提出了一种改进的离散超螺旋控制算法.通过引入一个可自由调节的分数幂参数,基于齐次系统理论,证明了所提出的改进控制算法可以使得闭环系统具有更高的控制精度.仿真实例验证了理论的正确性.     

Second-order Sliding Mode Approaches for the Control of a Class of Underactuated Systems

In this paper, first-order and second-order sliding mode controllers for underactuated manipulators are proposed. Sliding mode control(SMC) is considered as an effective tool in different studies for control systems. However, the associated chattering phenomenon degrades the system performance. To overcome this phenomenon and track a desired trajectory, a twisting, a supertwisting and a modified super-twisting algorithms are presented respectively. The stability analysis is performed using a Lyapunov function for the proposed controllers. Further, the four different controllers are compared with each other. As an illustration, an example of an inverted pendulum is considered. Simulation results are given to demonstrate the effectiveness of the proposed approaches.     

基于Simulink/Stateflow的无人机多模态飞行控制律仿真

为了验证无人机多模态飞行控制律设计的正确性,采用Simulink/Stateflow建模仿真方法;以某小型无人机为研究对象,首先在小扰动线性化模型基础上,设计了纵向和侧向多模态控制系统结构,并给出了相应的控制律,然后根据传统的频域和根轨迹的方法确定了各个控制器参数,最后通过Simulink/Stateflow完成整个飞行剖面的仿真,结果表明该方法能直观简洁地实现多模态之间切换的控制逻辑,模态控制误差均满足国军标要求,验证了所设计的多模态控制系统的正确性.     

带攻击角度约束的非奇异快速终端滑模制导律

本文利用先进的终端滑模控制和李雅普诺夫稳定性理论设计了一种非奇异、本质上连续和有限时间收敛的带攻击角度约束的制导律,它可用于打击固定、匀速运动和机动目标.为了在有限时间内高精度地获得给定的攻击角度并不出现奇异问题,非奇异快速终端滑模函数被用于设计滑模面.快速终端滑模函数被用于设计趋近律,在整个到达阶段系统轨迹可以从任意初始状态快速地收敛到滑模面并形成本质上连续的制导律.由于非奇异、本质上连续和全局快速收敛的特性,和传统的终端滑模制导律相比,本文方法可以在更短时间内以更高精度的攻击角度对目标实施打击.大量的仿真算例表明了本文制导律的有效性.