考虑终端角度约束的自适应积分滑模制导律

针对机动目标拦截末制导问题,提出一种考虑终端角度约束的自适应积分滑模制导律.首先给出一种有限时间收敛的非线性积分滑模面,采用快速终端滑模设计趋近律;然后设计一种对目标机动加速度上界平方进行估计的自适应律,给出具有光滑特性的自适应积分滑模制导律;最后基于有限时间理论证明闭环系统的有限时间收敛特性,并给出滑模变量、视线角以及视线角速率的收敛域.数值仿真结果验证了所提出设计方案的有效性.     

带攻击角度约束的非奇异终端滑模固定时间收敛制导律

针对拦截机动目标的末制导问题,设计一种带攻击角度约束的末制导律.该制导律构造一种新型的固定时间收敛非奇异终端滑模面,能够在解决终端滑模面奇异性问题的同时使得滑模面、弹目视线角和弹目视线角速率在固定时间内收敛,保证收敛时间的上界是独立于弹目初始条件,可以被预先设定的.与传统的固定时间收敛控制相比,该制导律通过调节滑膜面和弹目视线角误差的趋近律指数使得制导系统收敛速率更快.同时,针对目标机动引起的未知扰动,引入一种扩张状态观测器进行估计,能够增强制导系统的鲁棒性,避免震颤现象的发生.最后,通过仿真实验验证所提出制导律能够以不同的攻击角度对机动目标进行有效拦截,且与其他制导律相比,所提出的制导律使得制导系统收敛更快,导弹拦截时间更短,拦截精度更高.     

一种新的具有攻击角度约束的末制导律设计

研究导弹末制导性能优化问题,在末端要满足攻击角度的约束条件,要求优化空地导弹末制导命中目标精度性能.针对导弹和地面目标所形成动态系统的非线性运动学关系,通过分析导弹在终端命中点角度约束条件,并利用零化视线角速率的设计思想,根据滑模变结构控制理论,提出了一种非线性滑模设计方法,得到了具有攻击角度约束的导弹的末制导律.同时利用Lyapunov稳定理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性.把末制导律应用于导弹系统并进行仿真,结果表明,在不需要任何目标运动信息的情况下,导弹都能获得期望的攻击角度约束和制导精度,证明导弹制导算法对地面目标有较强的鲁棒性.     

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.     

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...     

终端角约束鲁棒制导律设计

研究优化制导系统性能,攻击具有终端角度约束地面目标的制导精度问题,存在测量误差的影响。为了提高精确制导律,提出一种考虑信噪比影响的H"非线性末制导律。以导弹与目标在纵向平面内的二维相对非线性运动为研究对象,建立弹目运动学模型,考虑信噪比的影响,以攻击末端姿态角度误差及控制能量最小为性能指标,基于准平行准则根据H∞理论设计鲁棒末制导律,并用Lyapunov稳定性理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性。最后根据制导精度及角约束条件给出量测系统测量信号的信噪比进行仿真,结果表明,设计的末制导律满足终端角度约束的要求,并提高了制导精度,为系统提供了依据。     

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.     

含攻击角约束的网络化弹药分布式模糊协同制导律

在舰炮网络化弹药打击近岸机动目标的末制导段,提出了一种考虑攻击角约束的有限时间分布式模糊协同制导律.构建网络化弹药–目标相对运动模型,设计扩张状态观测器估计目标的切向、法向加速度.在视线切向,为保证命中时刻在有限时间内趋于一致,采用积分滑模设计分布式有限时间协同制导律;在视线法向,为在有限时间内零化视线角误差、视线角速率并改善控制指令终端发散现象,采用非奇异终端滑模设计两阶段制导律.为削弱控制指令抖振、补偿干扰,设计模糊自适应系统,并通过Lyapunov理论证明了全系统状态的一致最终有界性与有限时间收敛性.仿真实验表明:该制导律使网络化弹药在打击机动形式不同的目标时,均具备较好的协同制导性能.     

一种带时间协同和角度约束的多导弹三维协同制导律

针对多枚导弹在三维空间从不同初始位置同时拦截机动目标的问题,设计了一种带视线角约束的有限时间协同制导律.首先,给出三维空间的导弹–目标相对运动方程并建立了考虑视线角约束的多弹协同制导模型.其次,对视线纵向及法向方向分别设计了相应的协同制导律.其中在视线方向基于多智能体有限时间一致性理论设计了协同制导律,保证各拦截弹能够同时击中目标;基于一种新型的固定时间非奇异终端滑模控制方法设计了视线法向上的角度约束制导律,使各拦截弹的视线角能够在固定时间内收敛至期望值,实现空间上的协同;同时,构造了扩张状态观测器估计目标加速度.最后,对三枚导弹同时拦截同一机动目标的情况进行仿真对比,验证了本文所提出协同制导律的有效性.     

改进的考虑自动驾驶仪动态特性的有限时间滑模导引律

为减小导弹自动驾驶仪延迟特性对制导精度的影响,考虑到实际战争中制导末段时间很短,推导了考虑导弹动态特性的有限时间收敛的制导数学模型;其次根据滑模控制理论设计了基于该数学模型的导引律;证明了所设计的导引律在制导系统中有限时间稳定;为削弱滑模导引律的抖振现象,利用双曲正切函数改进了导引律。仿真表明:改进的导引律在目标做非机动和机动的情形下均能在有限时间内快速跟踪目标的运动,并保持较高的制导精度。     

基于积分滑模控制的非理想变时滞 神经网络有限时间同步

研究一类非理想变时滞神经网络的有限时间同步问题.首先,利用驱动-响应概念推导误差系统,并运用同步误差构造一个合适的积分滑模流型,若误差系统的状态轨迹在有限时间内到达滑模面,则同步误差将随其后在有限时间内收敛于零.然后,结合神经元激活函数的约束条件,设计一种合适的滑模控制器,根据所设计的控制器和Lyapunov稳定性理论,误差系统的状态轨迹能够在有限时间内到达滑模面,从而非理想变时滞神经网络的有限时间同步能够实现.最后,通过数值仿真结果验证所提出设计方法的有效性.     

混沌系统的有限时间滑模同步控制

采用滑模控制的方法,研究了两个不同的带有不确定性和外部扰动的混沌系统之间的同步问题。基于Lyapunov稳定性理论和有限时间滑模控制方法,设计了终端滑模控制器来实现两个混沌系统的同步。在设计控制器过程中提出了一个新的非奇异的终端滑模面,并证明它能在有限时间内收敛于零平衡点。通过数值仿真验证了所设计的控制器的有效性。     

Adaptive terminal angle constraint interception against maneuvering targets with fast fixed‐time convergence

In this paper, a modified adaptive fast nonsingular terminal sliding mode guidance law is proposed based on the theory of fixed‐time convergence, which is applied for intercepting maneuvering targets considering terminal angle constraint. The proposed guidance law achieves system stabilization within bounded settling time independent on initial conditions and provides no singularity and globally rapid convergence property by accelerating the convergence rate when the system is close to the origin. The upper bound of settling time can be obtained in advance by the controller's parameters. Besides, in order to achieve chattering‐free property, a continuous adaptive switching control is introduced and the achieved acceleration‐magnitude constraints are rigorously enforced. Finally, the fixed‐time convergence of the sliding mode manifold and the system states is demonstrated by Lyapunov stability theory. Extensive numerical simulations are presented to validate the efficiency and superiority of the proposed guidance law.     

Nonsingular terminal sliding mode based finite-time control for spacecraft attitude tracking

This paper studies finite-time attitude tracking control problem of a rigid spacecraft system with external disturbances and inertia uncertainties. Firstly, a new finite-time attitude tracking control law is designed using nonsingular terminal sliding mode concepts. In the absence and presence of external disturbances and inertia uncertainties, this controller can drive the attitude and angular velocity tracking errors to reach zero in finite time. Secondly, a finite-time disturbance observer is introduced to estimate the disturbance, and a composite controller is developed which consists of a feedback control based on nonsingular terminal sliding mode method and compensation term based on finite-time disturbance observer. Finite-time convergence of attitude tracking errors and the stability of the closed-loop system is ensured by the Lyapunov approach. Numerical simulations on attitude control of spacecraft are also given to demonstrate the performance of the proposed controllers.     

Terminal angle constrained time-varying sliding mode guidance law with autopilot dynamics and input saturation

To intercept the maneuvering target at a desired terminal angle, this paper presents a time-varying sliding mode guidance law with consideration of the second-order autopilot dynamics and input saturation. To achieve the finite-time interception and satisfactory overload characteristics, a time-varying sliding mode guidance law is developed, which enables the line-of-sight (LOS) angle error to converge into a small neighborhood of the origin at the interception time. An auxiliary system is constructed to reduce the adverse effect generated from the input saturation. Moreover, with the aid of extended state observers, the proposed guidance law requires no information on the target acceleration and the acceleration derivative of the interceptor. The performance of this guidance law is verified via the numerical simulations.     

Adaptive nonsingular fast terminal sliding mode guidance law with impact angle constraints

This paper considers the terminal guidance problem of missiles intercepting maneuvering targets with impact angle constraints. Based on an advanced nonsingular fast terminal sliding mode control scheme and adaptive control, an adaptive nonsingular fast terminal sliding mode guidance law is proposed in the presence of the target acceleration as an unknown bounded external disturbance. In the design procedure, an adaptive law is presented to estimate the unknown upper bound of the external disturbance. Theoretical analysis shows that the proposed guidance law can guarantee the finite-time convergence in both the reaching phase and the sliding phase by applying a Lyapunov-based approach. Numerical simulations are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed guidance law. Although the proposed guidance law is developed for the constant speed missiles, by the extensive numerical simulations with a realistic missile model, the performance is shown to be equally good for the varying speed missiles.