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。     

变轨迹制导律技术研究及发展动态

变轨迹制导律的设计是在现代空间飞行器、高超声速飞行器、导弹设计过程中的关键技术。将变轨迹制导律划分为带末端约束的末制导律及标称制导律,概述了2类变轨迹制导律的技术难点,对带末端碰撞约束角的末制导律、标称制导律的在线规划算法,以及标称制导律的轨迹跟踪方法进行了综述,并分析了其可能的研究方向。     

有限时间收敛的滑模自适应控制器设计

针对一类非线性不确定系统不确定边界未知但有界的情况,提出一种设计滑模自适应控制器算法。利用几何齐次性理论和积分滑模面设计了滑模自适应控制器,使其能够在有限时间内镇定,并设计相应自适应律估计控制增益,利用Lyapunov理论分析证明了闭环系统能在有限时间镇定。最后,仿真实例验证了所设计的滑模自适应控制器在不确定的情况下具有鲁棒性和自适应性。     

拦截大机动目标自适应模糊制导律

为了满足拦截高速大机动目标、高精度制导的需要,将制导律设计问题转化为反馈控制问题,基于模糊控制理论,提出了一种解析描述模糊控制规则的新型自适应模糊导引律.该模糊控制器将比例制导律指令及其微分作为模糊控制的输入量,模糊控制规则及模糊推理用解析式表达,易于计算、调整,适合实时在线控制.该导引律能够根据目标加速度和目标速度的变化自适应地改变模糊控制规则,因此具有较强的鲁棒性.对拦截高速大机动目标的大量仿真结果表明,所提出的导引律在脱靶量、拦截时间等指标方面显著优于传统的比例导引律.     

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...     

H∞制导律的统计性能分析

为了验证H∞制导律对于目标机动和外界干扰的鲁棒性，针对战术寻的导弹在追踪平面内的非线性运动学问题，全面分析了H∞制导律的制导性能。采用蒙特卡洛数字仿真方法，统计了导弹攻击过程的相对距离、法向／径向速度和鲁棒性能指标。统计仿真结果表明，对于目标随机机动，H∞制导律具有良好的鲁棒性。     

一种新的基于扰动动态补偿器的离散滑模控制策略

分析了采用传统扰动动态补偿离散趋近律系统存在的缺陷,提出了一种改进的扰动动态补偿离散趋近律,应用该趋近律设计的滑模控制,系统不仅可直接平滑地预测内部参数摄动与外部扰动,而且解决了采用传统扰动动态补偿离散趋近律系统运动最终不能趋于原点的问题,并减弱了系统趋近切换面的必要条件,具有降低抖动及保持快速趋近的品质。通过仿真说明了本文方法的可行性与有效性。     

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...     

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。     

不确定系统的上界自适应动态神经滑模控制

针对滑模控制中不确定上界值的问题,提出一种神经网络上界自适应学习的动态滑模控制方法。该方法将系统中不确定及干扰部分分离出来,构造不确定量的联合上界,然后分两步进行分析。当上界已知时,采用动态滑模方法设计滑模控制器;上界未知时,采用神经网络自适应学习不确定项的上界,设计了权值调整规则及动态神经滑模控制器。该控制器不仅可以保证非线性不确定系统渐近稳定,降低一般滑模控制理论分析的条件,还有效地抑制了抖振。仿真实例表明,该控制方法是正确有效的。     

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．     

Kinetic Optimal Midcourse Guidance Law for Air-to-Air Missiles

A new kinetic optimal midcourse guidance law is derived based on optimal control formulation. A new simplified Runge-Kutta grade numerical method is proposed t o find the optimal trajectory. Real data of an air-to-air missile is referred to for comparing results using the kinetic optimal midcourse guidance law with t hose under both the kinematic optimal guidance law and singular perturbation sub -optimal guidance law, wherein the latter two laws are modified in this paper b y adding a vertical g-bias comma...     

基于云模型趋近律的智能滑模控制器设计

为了解决传统滑模控制中采用指数趋近律产生的抖振问题,提出一种采用云模型趋近律的智能滑模控制方法.提出将云模型和趋近律相结合,利用云模型推理方法,动态调整趋近速度,保证系统状态快速、稳定地到达滑模面.将所设计的滑模控制器用于平行单级双倒立摆的稳定控制,仿真结果验证了设计方法的有效性,对系统摄动和外部干扰都有很强的鲁棒性.     

远程多用途导弹中段制导律

提出了一种用于远程多用途导弹的中间段制导律.该制导律分解为两部分,一部分是用在水平导引平面内的制导律,另一部分是铅垂导引平面内的制导律.该中段制导律与末段变结构比例导引律相结合完成整个制导过程.仿真结果表明该中段制导律能满足末段启控条件,使得中、末交班得以顺利完成.     

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.     

An Efficient Guidance Law for Intercepting Maneuvering Evader in Three-Dimensions

0arwnGuidancelawfOrinterceptingmaneuveringevaderhasbeenstUdiedinInanlite.tU..[l~3].Many0fthemaredevotedtothecaseintwo-dimensions.ButthercalaircoInbatSarealwaysthecasesofvariablespeedinterceP-tionsinthree-dimensi0ns,whichisonesubectofth0securrenilyunderg0inginvestigativeeffoTtS.Adlerwasthefirsttoconsiderthethree-dimensionsPPNGproblem['1andtoanalyzeIhepeforeofthisPPNGbasedonthelin-eallzedtraectoryeqUah0ns.Thederivedresultsarevalidonlyforsmalldeviationsofthetrajectorybothecollisi0ncourse.…     

基于遗传算法的飞行器追踪拦截模糊导引律优化设计

针对飞行器的追踪拦截问题,研究了基于遗传算法的模糊导引律。导引律的设计以模糊逻辑控制理论为基础,以追踪拦截过程中的接近速度和视线角速度为输入变量、追踪器控制指令为输出变量,在合理给出追踪拦截适应度函数后,采用遗传算法对各变量的模糊分区、隶属度函数参数和模糊推理规则进行了优化。并与一般模糊导引律以及工程中广泛应用的比例导引律进行了性能对比。仿真结果表明:所设计的导引律对目标的追踪性能更优。     

迎面拦截变结构导引律及其应用研究

基于变结构控制理论,提出了一种迎面拦截目标的变结构导引律,用于水下防御.该导引律在引入理想的视线角基础上,在理论上不仅能保证脱靶量为零,而且能同时达到迎面拦截目标的目的.应用研究表明,该导引律不仅具有很好的鲁棒性,而且具有脱靶量小、拦截时间短的优点.