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。     

基于深度学习的高超声速飞行器再入预测校正容错制导

针对故障条件下高超声速飞行器的容错制导问题,提出一种基于深度学习的预测校正容错制导算法。在纵向制导律设计中,求解故障下满足配平要求的攻角剖面和升力、阻力系数;构建并训练输入端包含升力、阻力系数变化量的深度神经网络来预测落点,以避免传统预测校正制导算法中大量的积分运算;侧向制导采用基于航向角误差走廊的倾侧角反转逻辑;构造扩张状态观测器对气动参数变化量进行估计,实时输入深度神经网络。仿真结果表明,所设计的容错制导算法制导精度高、实时性好,且在故障和参数摄动条件下能实时解算出满足飞行要求的制导指令。     

基于改进割线法的高超声速飞行器再入预测制导

针对基于割线法的预测校正算法对高超声速飞行器再入制导中初值敏感度较高及时效性和制导精度较低的问题,提出了一种基于改进割线法的再入预测校正制导方法。将改进割线法应用在纵向制导计算倾侧角数值大小,横侧向制导设计了横程走廊边界控制倾侧角的反转策略以保证制导精度。仿真结果表明,该算法易于实现,对初值不敏感,有较快的制导指令解算时间,制导精度较高,且对扰动偏差不敏感的优点。     

高超声速飞行器的解析式滑翔制导方法

针对高超声速飞行器的在线制导问题,提出了一种解析式滑翔制导方法。首先,基于常值速度倾角的假设,得到可同时满足终端高度约束和终端航程要求的速度倾角的解析解,进而得到所需要的升力纵向分量;其次,基于常值阻力加速度的假设,得到可同时满足终端高度约束和终端速度约束的阻力加速度的解析解;最后,可得到攻角和倾侧角的控制指令(倾侧角符号由横向误差走廊确定)。仿真结果表明,该方法的制导精度符合要求。     

基于Q-Learning算法的再入飞行器制导方法

针对再入飞行器制导方法需要根据人工经验调整参数才能适应不同远近、方位目标点的问题,提出"智能预测校正制导"的概念,将飞行环境构建为包含千万量级状态点的状态空间,采用强化学习算法训练制导模型参数,纵向制导依然采用基于定攻角剖面的倾侧角迭代方法,横向制导则利用Q-Learning算法训练横向翻转决策器。结果表明,该算法训练制导模型有较快的收敛速度,集成多个决策器的打靶成功率达到0. 973。基于QLearning算法的再入飞行器制导方法消除了原有方法基于规则的横向制导逻辑对飞行器附加的一些不必要约束,使飞行器在复杂任务中发挥其较强的机动能力成为可能,有望应用于规避多禁飞区的轨迹规划研究。     

多高超声速飞行器双阶段协同俯冲制导律设计方法研究

以高超声速飞行器协同攻击需求为研究背景,开展了下滑段-末段导引段“双阶段”协同制导方法研究。在下滑段,提出了以倾侧角符号切换控制位置偏差、以倾侧角幅值调节控制时间、以攻角调节控制能量的时间协同下滑制导方法,兼顾了高度/速度/位置/时间协同需求,为末段导引段实现高精度协同制导提供支撑。在末段导引段,通过引入末段初速度依赖偏置比例导引项,给出了改进的协同时间/角度末段导引律设计方法,兼顾了落角/时间协同需求。通过仿真,验证了双阶段协同俯冲制导律应用于高超声速飞行器协同制导问题的有效性。     

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。     

带终端高度约束的再入预测校正制导

针对高超声速飞行器再入制导问题,提出了一种基于倾侧角剖面并能严格约束终端高度的预测校正制导方法。首先分析了倾侧角剖面对终端航程、高度的影响,指出终端航程与高度可能存在的不匹配问题。针对传统算法仅能保证终端航程、能量约束的问题,设计了一种分段线性倾侧角剖面。通过合理地设计倾侧角剖面初始、终端值保证了高度约束,并以航程误差预测校正倾侧角剖面保证航程约束。侧向制导通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果验证了该算法对于解决终端航程与高度约束不匹配问题的有效性。     

一种近空间高超声速飞行器的制导律设计与仿真

为了实现一种由助推、近空间巡航和俯冲攻击组成的高超声速飞行器攻击弹道以对付具有大机动能力的目标,采用粒子群优化方法一体化设计高超声速飞行器的固体火箭助推器和助推弹道;巡航段水平面内采用一种3维虚拟目标比例导引律,纵向平面内基于非线性系统奇异摄动理论和虚拟目标导引方法设计一种次最优组合制导律;俯冲攻击段基于随机跳变系统理论设计一种最优制导律.3维全弹道仿真结果表明所设计的制导律合理,中制导律能够有效衔接助推段和俯冲攻击段,末制导律能够有效实现攻击大机动目标的制导任务.     

远程弹道式飞行器机动制导方法

以一种远程弹道式飞行器为研究对象,研究了弹道落点可以覆盖大面积区域的机动弹道设计及制导方法。采用兰伯特定理设计机动弹道,并采用迭代的方法对地球非球形摄动进行补偿。在考虑发动机性能的基础上,采用速度增益制导算法对飞行器进行关机制导。为了保证再入点的高精度要求,提出了一种弹道修正制导算法,制导过程分为横向制导和纵向制导,横向制导采取相平面法,纵向制导采用一种解析的闭路制导算法。仿真结果表明,该文方法能够使飞行器较好地实现远程机动飞行,具有较好的鲁棒性。     

基于自适应神经模糊系统的高超声速飞行器再入预测制导

针对高超声速飞行器再入运动过程模型的非线性特性,提出了一种基于自适应神经模糊系统(ANFIS)的再入预测校正制导方法。在以能量为自变量的三自由度再入方程的基础上分别设计了纵向制导律和侧向制导律。以能量和剩余航程偏差为输入参数,侧倾角调节量为输出参数,设计了ANFIS控制器,并将其应用于纵向制导。侧向制导基于横程与能量的近似线性关系,设计了由分段漏斗形横程走廊控制的侧倾角反转逻辑。仿真结果表明,所设计的制导律具有制导指令解算速度快,制导和落点精度高且对再入初始偏差及过程扰动不敏感的优点。     

基于CMAC网络的飞行器再入制导研究

针对高速再入飞行器的制导问题,提出了一种改进的标准轨道制导律.该方案在纵向上将LQR控制与小脑模型神经网络(CMAC)相结合,利用在线学习的CMAC对攻角和倾侧角的大小进行修正,提高地心径向距离和剩余航程的跟踪精度.在侧向上,根据定义的侧向边界设置动态调整准则确定倾侧角反向位置.三自由度仿真显示,该制导律在气动偏差下能够得到满足终端精度和约束条件的再入轨道,具有良好的可行性.     

模糊变结构在可重复使用运载器再入轨迹跟踪上的应用

为了减小可重复使用运载器(RLV)轨迹跟踪对气动参数及初始状态的依赖性,克服鲁棒性差的问题,在纵向跟踪制导方面,提出一种基于模糊变结构的轨迹跟踪方法。在侧向轨迹控制方面,提出了一种快速收敛的在线规划倾侧角反向时机的方法。仿真结果表明：采用模糊变结构的纵向跟踪控制方法,在存在较大初始状态误差及气动参数摄动的情况下,能较好地实现对标准轨迹的稳定跟踪,具有较强的鲁棒性;采用所设计的侧向制导方法可以实现反向点的在线规划,有效地提高了侧向制导的精度。     

带视线角约束的多导弹有限时间协同制导律

针对多导弹在平面内从各自期望方向同时击中机动目标的问题,提出了一种带视线角约束且能打击机动目标的有限时间协同制导律。基于平面内的导弹-目标相对运动方程建立了考虑视线角约束的多导弹协同制导模型;在视线方向基于多智能体协同控制理论和积分滑模控制理论设计了多导弹分布式有限时间协同制导律,以保证所有导弹打击时刻有限时间趋于一致;在视线法向方向采用非线性干扰观测器对目标加速度在有限时间内进行估计,并基于有限时间滑模控制理论设计了带视线角约束的制导律,以保证导弹击中机动目标且其视线角有限时间内收敛到期望值。通过仿真验证了所设计的协同制导律可使多导弹从各自期望方向同时击中机动目标。     

基于强化学习的多发导弹协同攻击智能制导律

为实现多发导弹对目标的协同攻击,提升打击效能,提出一种基于深度确定性策略梯度下降神经网络的强化学习协同制导律.修正了基于线性交战动力学的剩余飞行时间估计方程,不再受小角度假设的约束,进而提高剩余飞行时间估计精度.以各弹的剩余飞行时间误差为协调变量,与各弹的剩余飞行距离一同作为强化学习算法的观测量.利用脱靶量和剩余飞行时...     

基于直接侧向力控制的智能末导引律的设计与仿真

提出了一种适用于末段直接侧向力控制导弹的智能制导律．制导律的设计采用比例＋Bang Bang的组合制导形式，具体方案是在末段直接侧向力控制启动之前采用比例导引，在直接侧向力控制启动之后，根据直接力控制的非线性特点，采用Bang Bang制导．直接侧向力启动时间的确定非常重要，提前或者延迟启动直接侧向力都会大大影响导弹的制导精度．为了确定直接侧向力的启动时间，提出了一种智能模糊算法来确定具体的直接侧向力启动时刻，仿真结果表明，该制导律在对付大机动的目标时能取得较好的制导精度，可以满足直接命中的要求.     

攻击地面机动目标的一种击顶制导策略

针对三维空间导弹和地面机动目标相对运动的非线性模型，将目标运动速度和机动加速度视为有界扰动，设计了一种击顶制导律策略。制导策略分为2部分：第1部分基于弹目视线倾角角速度和偏角角速度反馈，利用非线性系统输入输出线性化方法设计了接近制导律，保证导弹朝向目标运动；第2部分基于弹目视线倾角反馈，利用非线性系统输入输出线性化方法设计了击顶制导律。该制导律在保证弹目视线角速度趋零的同时还可保证视线倾角趋于- 90°，从而实现对目标的垂直打击即击顶。从理论上分析了制导系统的稳定性和精度。数值仿真结果证实该制导律有效。