基于非线性Terminal滑模的动能拦截器末制导律设计

滑模制导律由于具有优越的性能而得到广泛关注,其设计的关键是滑模面的选取。传统的滑模变结构制导律通常都选择线性滑动平面,并保证系统到达该平面后跟踪误差渐近地收敛到零,在此过程中对收敛时间没有约束,因此不能满足快速性要求。针对这一问题,可以采用Terminal滑模控制策略,即在滑模面设计中引入非线性函数,使跟踪误差在有限时间内收敛到零。分析了一类非线性Terminal滑模面在应用中存在的问题,针对该问题设计了一种改进形式的非线性Terminal滑模面,并推导了系统从任意初始状态到达平衡状态所需时间的表达式。之后,针对动能拦截器末制导,基于改进方法设计了一种非线性Terminal滑模制导律,仿真结果表明,相对于传统的滑模制导律,所设计的制导律可以满足动能拦截的要求,不仅能够使系统状态在有限时间内收敛,而且脱靶量更小。     

基于滑模方法的空空导弹一体化制导控制律设计

对于目标任意机动的三维拦截情况,空空导弹一体化制导控制系统模型呈现非线性、耦合和不确定特性,使控制器设计困难。为此,首先对导弹非线性耦合控制系统模型进行简化,得到三通道近似线性化模型,同时认为通道间的耦合项未知有界。在此基础上,推导俯仰和偏航通道的一体化制导控制系统模型。之后考虑干扰的不确定性,利用滑模控制响应快速、对参数变化及扰动不敏感等优点,设计了空空导弹一体化滑模自适应制导控制律,并基于Lyapunov理论证明了其稳定性。数值仿真结果表明,目标任意机动情况下,该一体化制导控制律不仅能够保证导弹命中精度,而且可同时保证弹体姿态的稳定,相对于传统方法,该方法有更好的拦截效果。     

高阶非线性系统的Terminal滑模控制

针对一类高队非线性系统的跟踪问题，基于Lyapunov稳定性理论，提出了一种新的Terminal滑模控制策略，给出了选择n阶系统Terminal滑模面的具体数学表达式，该控制策略确保了闭环系统滑动阶段的存在性；Ter-minal滑模函数的选取保证了输出跟踪误差在有限时间内收敛到零。此外，系统的初始状态在滑模面上，从而消除了滑模控制的到达阶段，进而确保了闭环系统的全局鲁棒性和稳定性。最后通过一个仿真例子进一步说明了该控制策略的可行性和有效性。     

前向拦截自适应滑模制导律

为拦截高速飞行目标,基于前向拦截的思想,给出了一种自适应滑模制导律．通过弹道的不断调整,置拦截导弹于具有较快飞行速度的目标前方预测弹道上,使得二者的飞行方向满足一种特定的几何关系．该制导律的推导考虑到了拦截导弹与目标的自动驾驶仪动态及其模型误差,且由于采用了自适应滑模的设计方法,不需要知道目标的加速度界和模型误差界．采...     

基于BiSAR制导的战斗机最优引导律及导弹最优制导律设计

针对半主动自寻的合成孔径雷达制导导弹发射后,战斗机、导弹的运动状态如何同时满足成像分辨率和脱靶量要求的问题,提出一种基于逆最优控制方法的战斗机引导律和导弹制导律。将成像分辨率对战斗机及导弹运动状态的双边约束,转化为对战斗机目标线角速度的单边约束;将脱靶量转化为对导弹目标线角速度的约束,从而实现导弹运动的自主性;建立含有待定权值系数的性能指标函数,根据所建立的战斗机引导系统和导弹制导系统的动态调节时间确定该系数,逆向得出最优引导律和最优制导律,仿真结果验证了该算法的有效性。     

基于遗传算法的卫星制导炸弹次最优制导律设计

为了满足卫星制导炸弹大着地角的弹道要求,基于遗传算法进行了次最优制导律的设计.建立了卫星制导炸弹运动状态方程,在此基础上导出了次最优制导律的表示形式,确定需要讨论的参数;结合遗传算法,进行建立种群、复制、交叉、变异等操作,经过迭代得到优化参数.利用设计所得的制导律进行了卫星制导炸弹六自由度全弹道仿真,与使用比例导引律的计算进行了比较,弹着角增加了60%,效果显著.由于遗传算法对问题的种类具有鲁棒性,该方法可以应用于各种带约束条件的次最优制导律的设计.     

基于神经网络干扰观测器的Terminal滑模控制

针对一类非线性不确定系统,通过构建动态干扰观测器系统,提出一种快速神经网络干扰观测器。根据干扰观测误差在线调节神经网络权值,实现对未知综合干扰的逼近,逼近误差一致最终有界。基于神经网络干扰观测器设计了自适应Terminal滑模控制方案,严格证明了闭环系统状态在有限时间内收敛到零,从而提高了状态的收敛速度。最后,通过一个倒立摆的仿真例子,验证了系统的快速性和神经网络干扰观测器的逼近能力。     

UAV无动力螺线下滑纵向自适应非线性制导律设计

针对无人机失去推力后如何跟踪一条螺线下滑路径的纵向制导问题,提出了一种纵向自适应非线性制导方法。该方法首先利用几何关系推导出纵向制导律;其次将其转化为一个二阶黏性阻尼振荡系统,并由此证明了制导律的稳定性;然后为改善制导系统的收敛时间以及抗干扰能力,设计了一种制导律的自适应方案;最后将所提出的方法用于无人机失去推力后螺线下降的纵向路径跟踪过程。仿真结果表明,与非自适应制导方法相比,无论有或无常值风扰动,所提出的方法均可提高系统的跟踪精度。     

基于Nussbaum-type增益技术的末制导律设计

针对三维目标拦截问题,文章提出了一种新的具有强鲁棒性的非线性末制导律。基于弹目相对运动学的非线性关系,将目标机动作为系统的有界扰动,建立了三维弹目相对运动的数学模型。并应用Nussbaum-type增益技术,基于零化弹目视线角速率的思想,提出了一种全局非线性稳定控制策略,得到了连续的非线性末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了在有限时间内弹目视线角速率收敛到适当小的范围内,实现末制导系统的稳定性。数字仿真表明和比例导引律相比,这种制导律对高速大机动目标具有很强的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度。     

基于扩展滑动模态控制的末制导律设计

对于三维目标拦截问题，提出了一种新的具有鲁棒性的扩展连续滑动模态末制导律。基于变结构控制理论的方法和零化弹目视线角速率的思想，选择一个合适的滑动区域代替传统变结构滑动模态的设计，同时将目标的机动加速度视为已知的有界扰动。设计得到了具有鲁棒性的三维扩展的连续滑动模态末制导律。该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了扩展的连续滑动模态末制导律在滑动区的可达性和渐近稳定性。该方法简单，易于理解，便于工程应用，数字仿真验证了所提出的制导律更适合拦截大机动目标。     

空间拦截系统的末制导律

研究空间拦截中导弹的脱靶量，分析影响脱靶量的因素，用非线性精确线性化理论求取非线性末制导律．     

连续非线性制导律离散实现的二分寻优法

研究了非线性制导律离散实现的二分寻优法，用该方法获得的离散制导律适合于导弹在大气层外飞行。     

一类不确定非线性系统变结构自适应鲁棒控制

考虑一类不确定多变量非线性系统的鲁棒控制器设计问题，在结构摄动和外界扰动输入不确定因素的界未知情况下，提出了一类自适应鲁棒变结构控制律，这种控制律在保证系统闭环稳定的前提下在线对结构摄动和外界扰动输入不确定因素的界进行估计，方法简单、易于理解，便于工程应用。将该控制律应用于导弹末端拦截制导律设计上，得出了一种基于零化视线法向速度的具有强鲁棒性的末端导引规律。仿真验证说明所提出的方法是有效的。     

Parameters Design of Pull-off Deceptive Jamming to Terminal Guidance Radar

A deceptive pull-off jamming method to terminal guidance radar is put forward in this paper. The design rules about the important jamming parameters are discussed in detail, including the number of the decoy targets in range dimension, the velocity of the range gate pull-off, and the number of the decoy targets in velocity dimension and the velocity of the Doppler frequency pull-off. Also, the steps to design these parameters are brought out. The rules and design procedure discussed in this paper have important meaning for the choice of the reasonable jamming parameters in the practical applications, which can help to obtain good jamming effect.     

基于Lyapunov方法的AOTV闭环导引律的设计

研究了在共面圆轨道ＨＥＯ－ＬＥＯ变轨过程中,气动辅助轨道转移飞行器（ＡＯＴＶ）大气内气行的闭环导引律的设计问题。应用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法设计最优闭环导引律,并导出了控制变量的解析形式。在仿真算例中,首先采用ＵＳ６２标准大气密度模型进行控制器的设计和仿真,然后以此控制器分别控制ＡＯＴＶ在三种不同的大气密度中飞行。仿真结果表明,ＡＯＴＶ进入三种“未知的”大气密度模型中,不但可以完成变轨任务还可以极大地     

Optimal Guidance Law to Maximize Terminal Velocity for Missiles with Impact Angle Constraint

In this paper, an optimal guidance law for missiles with impact angle and miss distance constraints is proposed to achieve the maximal terminal velocity. The normal acceleration command that includes the time-varying coefficients is introduced to satisfy the desired impact angle as well as zero miss distance according to the geometric relation and relative motion parameters between missile and target. The problem is formulated as an optimal control problem by defining the angle of velocity error and flight-path angle as state variables and maximizing a performance index of the terminal velocity. The analytical form of the proposed guidance law is obtained as the solution of the optimal control problem combining optimal control theory and numerical value computation method. Nonlinear simulations of various situations demonstrate the performance and feasibility of the proposed optimal guidance law.     

Remote Control Guidance Law Design Using Variable Structure Control

Variable structure control has been described byUtkinin the former Soviet literature since the earlysixties.The basic feature of variable structure control(VSC)isthe sliding motion.Thistype of methodolo-gyis attractiveinthe design of controlsfor nonlinear,uncertain,dynamic system with uncertainties andnonlinearities of unknown structure as long as theyare bounded and occurring within a subspace of thestate space[1,2].The purpose of a sliding mode controller(SMC)is to derive a nonlinear plan…