基于有限时间一致的靶机协同中制导律设计

针对多靶机集群供靶的协同中制导问题,设计了一种带视线角约束的有限时间协同中制导律。建立靶机-目标的相对运动方程及考虑视线角约束的多靶机协同制导模型。对视线方向及法向分别设计了相应协同制导律。在视线方向基于多智能体一致性理论设计了固定时间协同制导律,通过引入速度维度确保各靶机能够同时到达;基于有限时间可变系数滑模控制方法设计了视线法向上的角度约束制导律,使各靶机视线角能在有限时间收敛至期望值且在接近终点时有一定机动能力,并通过Lyapunov稳定性理论证明系统的收敛性。仿真结果表明,所设计的协同中制导律可使各靶机以较小的脱靶量同时到达虚拟目标且满足视线角约束,验证了其有效性。     

攻击时间和攻击角度控制的非奇异终端滑模制导律

为提高导弹的突防能力并增强毁伤效果,对导弹攻击时间和攻击角度控制问题进行了研究,以导弹和目标相对运动模型为基础,提出了一种非奇异滑模导引律.利用成型理论设计了以时间多项式描述的、同时满足攻击时间和攻击角度约束的导弹视线角表达式.采用优化方法确定表达式系数.由于非奇异终端滑模理论具有使滑模面能够在有限时间内快速收敛的特点,故利用该理论构造关于视线角误差的滑模面,设计了一种无奇点的攻击时间和攻击角度控制制导律.该制导律可使导弹的实际视线角按照设计的理想视线角变化,使导弹满足攻击时间和攻击角度的双重约束.通过理论分析,证明了该制导律满足Lyapunov稳定性条件,能够实现攻击时间和攻击角度控制且不存在奇点.在多种情形下对所设计制导律进行了数值仿真.仿真结果表明,采用该制导律可在不同条件下有效实现导弹的攻击时间与攻击角度控制,与现有文献相比具有一定优势,当存在一定程度的外界干扰时仍能完成攻击时间和攻击角度控制.     

载人登月舱动力下降段应急返回轨道设计

文章主要研究载人登月舱动力下降段应急返回轨道设计问题。针对应急返回对等待时间的需求,改进了同心椭圆返回轨道方案。将显式制导法应用于应急返回上升段控制中,充分利用了登月舱的剩余速度,得到了满足要求的入轨精度。根据仿真结果确定了利用下降级推力器完成上升段应急返回的准则。在上升段仿真的基础上设计了跟踪段过渡椭圆轨道,显著缩短了登月舱在停泊轨道的等待时间。文中的方法和结论可以为载人登月工程应急返回提供一定的参考价值。     

多约束条件下全捷联制导空地导弹弹道方案研究

针对全捷联空地导弹视场小、过载能力有限,对攻击目标具有一定角度约束的问题,提出了一种分段制导方案。该方案将攻击弹道分为滑翔段、落角约束段、截获调整段、末制导段和盲区段。滑翔段增加射程,落角约束段提前实现终端落角可控,截获调整段调整弹体姿态,使目标进入导引头视场区域内,为导引头截获目标创造条件,末制导段采用比例导引、姿态追踪的复合制导策略,以同时满足视场约束和精确打击要求。仿真结果表明,采用该弹道分段规划方案可以解决多约束下全捷联空地导弹攻击地面时敏目标的工程化应用问题。     

具有角度和时间约束的导弹最优全弹道设计

文章针对导弹非线性运动学方程,基于变结构与最优控制原理,设计了具有角度和时间约束的导弹最优全弹道。初制导阶段利用变结构控制原理设计了纵向和侧向通道的控制,中制导阶段对导弹非线性运动学方程进行了变换,无需线性化处理,利用最优控制中的极小值原理解算设计出了在具有时间和角度约束情况下的制导律,该制导律可以将目标导引到预定位置并同时满足角度和时间约束,对于多弹齐射研究具有重要意义,末制导阶段将导弹和目标的速度投影到视线坐标系中,建立弹目相对运动模型,解算出弹目运动关系,采用改进的三维比例导引律进行制导。全弹道仿真结果表明,所设计的最优弹道在给定约束条件下,能够精确击中目标,满足性能指标要求。     

编队接近非合作目标PSO多脉冲制导方法

为解决地球静止轨道(GEO)非合作目标远距离自主接近中的双视线导航约束以及制导精度问题,提出了一种双星编队接近的粒子群优化(PSO)多脉冲制导方法,该方法将C-W双脉冲制导律转化为带中途修正的多脉冲制导律,然后将时间固定的多脉冲燃料消耗最优问题转化为带双视线夹角约束和制导精度约束的多目标优化问题,接着将带约束的多目标优化问题转化为PSO规划问题并给出规划算法.通过在不同条件下的对比仿真验证结果表明,该方法能够有效的完成对非合作目标远距离的制导.     

全捷联导引头制导信息滤波算法及仿真

全捷联导引头存在制导所需的视线角速度信号不能直接测量的问题,基于无迹施密特卡尔曼滤波器(unscented Schmidt-Kalman filter,USKF)提出了一种全捷联导引头的制导信息提取算法。USKF对增广状态中的参数向量不进行校正,避免了参数观测误差过大对于滤波器性能的影响。在目标机动及制导律有落角约束要求的条件下,对制导信息提取算法进行了仿真验证。仿真结果表明,USKF滤波器性能优于传统非线性滤波器EKF及UKF,能够更准确地给出制导律所需信息,为全捷联导引头方案提供了理论基础及工程应用参考。     

美国的“阿波罗”登月计划

1967年,美国国家航空航天局(NASA)"双子星座"载人飞行计划完成,宇航员得到了充分的训练,"徘徊者"、"勘测者"、"月球轨道卫星"计划也拍摄了大量高精度月球照片,进行了无人着陆月球试验,为人类登陆月球做了充分准备。在这些先期研究的基础上,NASA开始执行史上最惊心动魄的"阿波罗"载人登月计划。     

电视制导无人机导引律研究

电视制导无人机是目前国际上一项热门研究课题，它不仅要求攻击精度高，而且要求命中目标时姿态最佳，以达到最大毁伤效果，同时电视导引头采用小型化结构，其框架角受到限制，容易发生碰框，影响对目标的精确跟踪。鉴于以上因素，提出一种修正比例导引律——在纵向采取考虑无人机命中角约束和俯仰框架角约束的修正比例导引律，在横侧向采取考虑方位框架角约束的修正比例导引律。仿真结果表明提出的导引规律能满足电视制导无人机的战技指标要求。     

拦截高速运动目标广义相对偏置比例制导律

针对经典比例导引法在末制导阶段拦截高速运动目标时捕获域较小、无法有效利用导弹机动能力及难以实现碰撞角约束等问题,提出了一种广义相对偏置比例制导律。为扩大经典比例导引律的捕获域及提升其对导弹的机动利用能力,设计了一个时变导引系数,使所提制导方案可综合比例及反比例2种导引律的优势。为实现对高速运动目标的定向打击,引入了相对偏置比例,通过控制相对飞行轨迹角以实现对碰撞角的约束。为提升制导方案在拦截高速机动目标时的性能,在制导指令中对目标机动影响进行了补偿。数值仿真结果验证了该制导方案相比于经典的比例导引法具有更大的捕获域和过载利用度,以及较强的碰撞角约束能力。     

嫦娥三号软着陆控制研究

嫦娥三号于2013年12月2日成功发射,在预定着陆区虹湾区实现我国首次月球的软着陆。在受力、地形等因素的影响下,对嫦娥三号的软着陆轨迹进行控制研究,在主减速阶段和避障阶段建立了月心坐标系和月面坐标系,利用角动量守恒和机械能守恒确定着陆准备轨道近月点和远月点的位置以及速度。以燃料消耗最少为目标函数,在初、末条件的约束下,分析探测器受力,实现主减速的控制。以燃料消耗最少和着陆位置的平整度为指标控制嫦娥三号避障阶段的状态、路径。     

舰载飞机纵向自动着舰控制系统研究

对飞机纵向自动着舰控制系统进行了分析与研究。作者将升降速率（Ｈ－Ｄｏｔ）控制系统与进场推力补偿系统结合在一起，以便对飞行姿态和发动机的推力进行综合控制。文中讨论了该综合控制系统的控制规律、导引控制规律的设计方法以及舰体运动补偿网络及参数的选择方法。在考虑自由大气干扰、舰尾流和甲板运动的条件下，以国产某型号飞机为例，对其纵向自动着舰控制系统进行了分析、设计与仿真，并提供了部分仿真结果。     

模型预测控制算法在飞机自动着陆控制系统中的应用

针对大展弦比这种对侧向着陆精度要求很高的飞机，设计了一种经典PID控制器加预测控制器的分层控制系统。仿真实验结果表明，该控制系统能够有效地提高着陆精度并严格控制接地时的滚转角。     

TECS｜H_∞控制在无人机纵向着舰中的应用研究

针对无人机纵向自动着舰,运用总能量控制（TECS）的思想建立了无人机纵向自动着舰系统,设计了H∞输出反馈控制器。为了实现对移动目标的跟踪,引入了一种新的着舰导引控制算法,通过对所设计的先锋无人机的纵向自动着舰导引系统仿真表明,通过升降舵和油门的协调控制,实现了速度和航迹的解耦控制,且该设计能满足着舰要求,能有效地抑制舰尾流干扰的影响,具有良好的鲁棒性能。     

单足机器人垂直跳跃落地碰撞冲击力分析

为研究落地碰撞冲击力的变化规律,针对垂直跳跃单足机器人球面尼龙足底与橡胶地面的碰撞过程,建立由支撑腿和机身的动力学模型、橡胶地面大变形黏弹性力学模型和气缸上下腔气体热力学模型组成的整体数学模型和仿真模型.仿真结果表明:压缩阶段递增的弹性力和先增后减的阻尼力使地面冲击反力先增大后减小,恢复阶段快速减小的弹性力和反向阻尼力共同作用导致冲击反力单调减小;最大冲击力随下落高度、橡胶贮能模量的增大和橡胶垫厚度的减小单调增大,随橡胶耗能因子与频率比值的增大先减小后增大;单足机器人0.1 m垂直跳跃落地碰撞的实验结果表明,实验数据与仿真结果的相对误差7.6%,验证了所采用理论分析方法和仿真结果的正确性.     

基于虚拟模型和加速度规划的腿部缓冲策略

提出一种基于虚拟模型控制和加速度规划的腿部缓冲方法。通过建立机器人腿部的虚拟模型,设定落地过程中躯干加速度从而可减小地面对机器人的冲击力,保护机器人的机械结构。该方法将机器人的落地过程分为下落、缓冲、恢复3个阶段。在下落阶段,通过在足端与期望位置之间添加虚拟“弹簧—阻尼”系统来控制足端位置。在缓冲阶段和恢复阶段,通过规划躯干质心加速度,从而减小落地过程中躯干受到的冲击。该方法可避免在激烈的足地交互过程中调节系统的刚度和阻尼,控制过程更简单精确。基于Webots的仿真试验表明,该方法在机器人落地过程中的保护是有效的。     

城市区域交通智能分散控制研究

针对城市区域交通非线性、不确定性和模糊性特点，提出了一种新颖的实时智能分散控制策略.把整个城市区域交通作为一个大系统，区域中的各交叉口作为子系统，在每个交叉口设置一个独立的控制器，该控制器根据自己和相邻交叉口的交通流信息对交叉口的相序、相位切换、信号周期和绿信比进行动态优化.每个控制器有3个模块组成：相序优化模块、绿灯判断模块和相位切换模块.对每个控制模块设计了相应的模糊优化控制算法，并用改进的BP神经网络实现算法的模糊关系.控制目标是保持区域内各交叉口前的交通畅通和车辆延误最小.仿真研究表明，在交通流量较大和流量时变的环境下，智能分散控制方法比普通单交叉口车辆感应控制方法的控制效果更好,实用性更强.     

Control Research for a Small Fixed-Wing UAV During Ground Taxiing

小型固定翼无人机地面滑跑控制

高九州^1,2,贾宏光¹

（1.中国科学院长春光学精密机械与物理研究所;2.中国科学院大学）

创新点说明：

本文建立了无人机地面滑跑过程中的起落架机轮模型,并将系统非线性模型解耦为横向运动和纵向运动,重点研究了横向滑跑运动的航向和偏距的纠偏控制。

根据滑跑过程中横向运动的模型特征,提出了自适应内模控制算法,将该算法用于横向滑跑控制,非线性系统仿真给出滑跑纠偏控制的策略,半物理试验验证全系统工作的协调性和控制系统的有效性。

研究目的：

解决固定翼无人机滑跑起降过程引起航向和偏距过大的问题,放宽了滑跑起降对跑道宽度的要求,降低了因横向侧偏过大引起起降事故的概率。

研究方法：

（1）建立起落架机轮模型;

（2）非线性模型解耦,提取滑跑空速、侧滑角和航向角为状态变量,建立滑跑过程横向运动的线性模型;

（3）以自适应和内模控制理论为基础,针对被控模型的特点,提出自适应内模控制算法;

（4）非线性系统仿真给出滑跑纠偏控制的策略,半物理试验验证全系统工作的协调性和控制系统的有效性。

结果：

（1）横向滑跑纠偏控制策略是空速小于20m/s时采用前轮进行纠偏,空速大于20m/s时采用方向舵进行纠偏控制;

（2）纵向控制策略,当空速小于33.33m/s时,通过升降舵保持前后轮压力比,当空速大于120m/s时,通过升降舵使无人机瞬间增大俯仰角,达到离地起飞的目的。

（3）在航向偏差10°,偏距2m的条件下或横向风场8m/s的条件下,控制系统横向纠偏控制效果明显,并经半物理试验验证了全系统工作的协调性与控制系统有效性。

结论：

所设计的控制系统具有良好的控制效果,通过半物理试验验证了全机系统工作的协调性,为进一步飞行试验奠定了理论基础,所设计的控制算法具有一定的工程实用价值。

关键词：地面滑跑,起落架机轮模型,自适应内模控制,控制策略,半物理试验

     

深空软着陆制导控制的建模与仿真

讨论了深空软着陆的一般方式和过程,描述了软着陆制导控制的总体方案。以燃耗最省为性能指标,分析推导了一种用于软着陆动力下降段的多项式制导控制律。以安全可靠为基本要求,分析推导了用于最终着陆段的重力转弯着陆方法。最后通过仿真证明了此模型是合理可行的,且方法简单。