基于倾侧角反馈控制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制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

基于混合BTT/STT控制的滑翔制导炸弹自动驾驶仪设计

研究了混合BTT/STT控制技术在大升阻比滑翔制导炸弹上的应用。根据滑翔制导炸弹的动态特性和控制需求建立了BTT控制模型,设计了BTT控制结构。为解决BTT控制在小过载指令作用下可能会产生的滚转角指令抖动现象,提出了混合BTT/STT控制方法,即在小过载指令下适时引入STT控制。对比了六自由度弹道仿真与纯BTT控制模式。仿真结果表明,混合BTT/STT控制可有效解决滚转角指令抖动问题,研究结果可为滑翔制导炸弹BTT控制系统的工程实现提供技术参考。     

带落角约束的导弹制导与控制一体化设计

对带有落角约束的导弹制导与控制一体化设计进行了研究。首先建立了俯仰通道的制导与控制一体化模型,利用自适应RBF神经网络对干扰进行在线估计,运用反演递推方法和滑模控制的方法设计了控制器,并且分析了闭环系统的稳定性。数字仿真表明所设计的控制器满足导弹打击精度和落角限制要求。     

基于模拟飞行的再入飞行器速度控制方法

基于潘兴Ⅱ(PershingⅡ)反设计的速度控制方法在国内广泛应用,但该方法在进行理想速度曲线建立时,采用了大量近似和假设,降低了速度控制精度,而且难以满足打击活动目标的速度控制需要.结合控制工程实践,建立了一种基于计算机模拟飞行的再入飞行器速度控制方法,仿真表明:该方法可以大幅度提高再入飞行器飞行末端速度的控制精度和控制鲁棒性.     

带末端角约束反演变结构控制律设计

针对导弹倾彻攻击时对弹着角控制的要求,研究了带末端落角约束的反演变结构控制律.仿真结果表明,该控制律能满足导弹在攻击固定或低速运动目标时对脱靶量和弹着角的双重要求,并具有一定的鲁棒性.     

带落角约束的鸭/尾舵复合控制导弹制导控制一体化设计

为了满足导弹大落角攻击要求,提出一种适用于鸭/尾舵复合控制导弹的带落角约束制导控制一体化系统方法,解决了导弹末端攻击时单舵控制时的舵偏饱和问题.首先,建立了鸭/尾舵复合控制导弹一体化模型,采用滑模变结构控制方法,构建带落角约束的滑模面,并利用指数趋近律用以解决滑模抖颤问题.仿真结果表明,文中所设计的制导控制一体化方法能同时满足脱靶量和落角约束的要求.     

考虑视场角约束的三维时间控制制导律

本文针对常规制导弹药的饱和式攻击问题,提出了一种带有空间视场角约束的三维时间控制制导律,建立了三维空间中的制导拦截几何模型.基于三维比例导引律,考虑偏航和俯仰通道的耦合,采用滑模控制技术设计了满足空间视场角约束的附加时间误差反馈控制项,以保证制导弹药在满足空间视场角约束的前提下精确命中目标.通过李雅普诺夫稳定性原理,证...     

机动目标拦截含攻击角约束的新型滑模制导律

针对导弹带有攻击角约束的机动目标拦截问题,结合积分滑模和全局滑模控制方法的优点,设计了一种全新的导弹滑模制导律（SMGL）。在纵向平面内建立考虑攻击角约束的弹目相对运动方程。采用一种新的非线性饱和函数来构造积分滑模面中的积分项,提出了一种新型的非线性全局积分滑模控制方法,解决了传统积分滑模控制中系统暂态性能恶化的问题,降低了系统的稳态误差,保证导弹在有限时间内以更理想的攻击角命中目标,同时使导弹在整个拦截过程中具有很强的鲁棒性。采用动态面控制方法设计了考虑攻击角约束和自动驾驶仪动态特性的导弹全局非线性积分SMGL,基于Lyapunov稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。与传统线性积分SMGL和偏置比例导引律进行仿真对比,仿真结果验证了全局非线性积分SMGL的有效性和优越性。     

带落角约束的非奇异变结构导引律设计

基于变结构控制理论,针对反舰导弹打击水面机动目标的导引问题,设计了非奇异变结构导引律。基于零化相对航向误差角的导引律适用于任意初始导弹弹道角和目标航向角,文中选择了相对航向误差角作为导引律设计中将要被控制到零的输出,同时把命中落角作为系统的终端约束条件。仿真结果证明,在导弹任意初始航向角下,采用所设计的带落角约束的非奇异变结构导引律均能够满足脱靶量和落角约束要求。     

带有视场角约束的滑模攻击时间控制制导律

为提高攻击时间控制制导律的鲁棒性和工程适应性,以弹目拦截几何关系为基础,采用滑模技术设计了一种带导引头视场角约束的无奇点攻击时间控制制导律。通过Lyapunov理论证明了该制导律的稳定性和收敛性。理论分析及仿真结果表明：当攻击时间误差变为0 s时,该制导律可演变成纯比例导引律,末端需用过载变化平缓、命中点处为0 g;所设计制导律可有效实现静止目标拦截、多导弹协同攻击等场合的攻击时间控制。     

考虑视场角约束下的攻击时间控制制导律

为了实现视场角约束下的攻击时间控制,基于导弹-目标相对运动模型,对考虑视场角约束下的攻击时间控制制导问题开展了研究。建立了以攻击时间误差和前置角收敛到0为准则的攻击时间控制模型。在比例导引法的基础上,采用附加偏置控制项的形式,在考虑视场角约束条件下设计了无奇点的攻击时间控制制导律。该制导律具有一定的最优性,攻击时间误差先于前置角收敛到0,制导加速度指令最终也收敛为0。采用Lyapunov稳定性理论,证明了该攻击时间控制制导律的稳定性。仿真结果表明,该制导律能够有效实现视场角约束下的攻击时间控制。     

带落角约束的有限时间收敛末制导律研究

针对导弹末制导过程中的终端落角约束的问题,基于滑模控制和有限时间控制理论,设计了一种有限时间收敛末制导律。利用终端滑模控制中滑模面上的跟踪误差能够有限时间收敛到0的特点,选取终端滑模面,引入落角约束项,采用有限时间稳定性理论对导引律的有限时间收敛特性进行了证明,并给出了收敛时间的数学表达式。将该末制导律与其他2种带落角约束的导引律进行了对比仿真。结果表明,利用该制导律,制导武器能以更高的命中精度和更小的落角偏差命中目标。     

带落角和时间约束的网络化导弹协同制导律

对网络化导弹的协同攻击问题进行了带命中落角约束和攻击时间约束的协同偏置比例导引律研究。对单枚导弹给出了带命中落角约束的偏置比例导引律,并推导出了对应的导弹剩余攻击时间的估算表达式。针对网络化导弹系统,根据各导弹的剩余攻击时间之差对偏置比例导引律中的比例系数进行调节,设计得到了同时满足命中落角和攻击时间约束的协同偏置比例导引律,进一步从理论上证明了该导引律能够使多枚导弹的攻击时间趋于一致。网络化导弹制导系统数学仿真实验结果表明,协同偏置比例导引律及剩余攻击时间估算方法是有效和正确的。     

带末端角约束的机载布撒器最优滑模制导律设计

根据机载布撒器的工作特点，设计了一种满足其作战要求的具有末端角度约束的制导律．并分析了工程实用性。采用基于视线角和视线角速度的最优滑模制导律，能够使得布撒器以合适的俯仰角和弹道倾角到达目标上方的开舱点，并进行抛撒子弹药。仿真结果表明．该制导律能够同时满足布撒器的命中精度和期望角度要求。     

带有攻击角约束的机动目标协同拦截制导律

随着来袭目标机动突防方式的不断丰富,现有制导律存在脱靶量较大、毁伤效果有限等问题。针对上述问题,提出了一种考虑攻击角约束的协同拦截制导律。将机动目标引起的视线角速率变化视为扰动,利用扩张状态观测器对扰动进行估计并补偿。结合有限时间一致性理论,设计了从弹沿视线方向的制导律,使其剩余飞行时间在有限时间内收敛至领弹值附近。基于快速终端滑模面,设计了视线法向的制导律,对末端攻击角进行约束。针对多种典型的机动目标进行了仿真试验,验证了所设计的制导律的有效性。     

带末端落角约束的变结构导引律

使被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下，以较小的俯冲过载和最佳攻击姿态精确命中目标。采用带落角约束的变结构导引律，对弹目距离及距离变化率进行估计，克服被动寻的导弹不能测距的约束，同时使切换开关增益随时间自适应变化以减小俯冲过载，利用某型在研被动寻的导弹的气动参数，对此变结构导引律进行了数学仿真，仿真结果表明，在较低的平飞弹道约束条件下及过载要求范围内，该导引律能以期望落角命中静止与机动的坦克目标，对弹目距离变化率及距离的较大估计误差具有较强的鲁棒性。     

飞行器攻角非线性自适应反演控制方法研究

讨论了飞行器纵向攻角控制方法．攻角的状态方程中存在时变参数和外部扰动不确定性．基于自适应反演控制技术的迭代设计方法可以保证闭环系统一致最终有界．仿真结果证明了此方法的良好效果．     

带落角约束的反舰导弹变结构中制导律研究

基于虚拟目标的概念，提出了一种带落角约束的变结构中制导律。反舰导弹从各种不同的高度进行发射，在该中制导律的控制下均能成功地实现大空域变轨弹道。在大空域飞行中，反舰导弹的法向过载也比较。最后进行了大空域变轨弹道的仿真，仿真结果证明了所提出的变结构中制导律的有效性。     

带落角约束的反舰导弹变结构中制导律研究

基于虚拟目标的概念,提出了一种带落角约束的变结构中制导律.反舰导弹从各种不同的高度进行发射,在该中制导律的控制下均能成功地实现大空域变轨弹道.在大空域飞行中,反舰导弹的法向过载也比较小.最后进行了大空域变轨弹道的仿真,仿真结果证明了所提出的变结构中制导律的有效性.     

带进入角约束的组合导引律研究

针对机载布撒器存在发射扇面角和进入角约束的问题,利用圆弧弹道的光滑特性,将追踪法和CNG导引律组合进行设计,在发射扇面角满足适当条件下,提出一种最大需用过载可控,并且几乎不随发射和进入条件而改变的组合导引律。仿真结果表明,该组合导引律能够有效地降低布撒器飞行弹道的最大需用过载,增强布撒器对各种发射条件和进入条件的适应能力。