带有攻击角约束的多导弹协同制导律

针对带有攻击角约束的多导弹同时攻击机动目标问题,提出了一种带有攻击角约束的协同制导律。首先基于平面内的导弹-目标相对运动方程,建立了带有攻击角约束的协同制导模型;其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分:一是基于图论的有关内容,运用有限时间一致性理论设计沿着视线方向上的加速度指令来保证所有导弹与目标的相对距离在有限时间内到达一致,进而保证所有的导弹同时击中机动目标;二是利用非齐次干扰观测器对机动目标的加速度进行估计,并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的终端视线角,即每枚导弹以期望的终端视线角成功击中目标;最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明本文设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。     

一种新型变指数幂次趋近律的设计与分析

针对传统滑模趋近律中的抖振现象、收敛速度慢等不足,提出一种新型变指数幂次趋近律。该趋近律通过使用变指数幂次项,实现了在系统趋近过程中根据不同阶段进行自适应调节的功能,大幅提高了系统的收敛速度,并具有全局有限时间收敛特性。当系统存在模型不确定型和外部有界扰动时,滑模变量可在有限时间内收敛到边界层宽度为1左右的稳态误差界内,且该稳态误差小于现有的双幂次趋近律、快速幂次趋近律和多幂次趋近律等方法的结果。仿真算例验证了所提出趋近律的有效性和优越性。     

带有补偿器的高层建筑结构滑模控制

针对高层建筑结构无法进行全状态反馈控制的问题。本文应用了带有补偿器的滑模控制(SlidingModeControlwithCompensator ,即SMC&C)方法。该方法有以下优点 :一是可以方便地均衡控制力与控制效果 ,二是更易于设计有限状态反馈的控制律。为了得到更好的控制效果 ,设计控制律时 ,采用了指数趋近律方法。数值算例验证了本文方法的有效性。     

多导弹攻击时间协同的滑模制导律

针对多导弹攻击时间协同的高价值或大型目标攻击问题,基于滑模控制方法,提出了一种非奇异的滑模制导律,并设计了一种适用于机动目标的导弹剩余飞行时间估计方法。通过对滑模制导律切换控制部分的合理设计,保证了系统的Lyapunov稳定性,且避免了滑模面的收敛和保持受到弹道收敛的影响总是可达的。适用于机动目标的剩余飞行时间估计方法采用虚拟目标的设计思路,将目标加速度和速度对弹目相对运动关系的影响投影到弹目视线方向上,从而实现目标的虚拟静止。针对目标固定、非机动和机动三种情况,进行了多枚导弹飞行时间协同攻击的数字仿真。仿真结果表明所估计的剩余飞行时间可以快速收敛到真值,且误差趋近于零。所设计的多导弹攻击时间协同滑模制导律在完成目标攻击的同时,实现了导弹间在攻击时间上的协同。     

拦截高超声速飞行器的三维有限时间制导律设计

由于高超声速飞行器具有飞行速度快、机动能力强等特点,因此,传统的制导方式难以保证拦截弹拦截高超声速飞行器时的制导精度。为了减小弹目相对速度,降低对拦截弹的过载能力要求,按照前向制导方式,设计了有限时间收敛的三维前向滑模制导律。该制导律采用了连续的快速双幂次趋近律,不仅保证收敛速度快,同时削弱了传统制导律中存在的抖振现象。在此基础上为了处理系统扰动的上界未知的问题,又设计了自适应滑模制导律,该制导律既可以处理未知上界的外部扰动又可以保证第一种制导律所具有的良好特性。运用李雅普诺夫稳定性理论对所设计的滑模制导律进行了理论证明,最后,通过数值仿真验证了所设计制导律的有效性及优越性。     

航天器有限时间饱和姿态跟踪控制

针对刚体航天器系统,对存在模型不确定性、外界干扰力矩和控制器饱和等条件下的姿态跟踪控制问题进行了研究。首先,考虑未知模型不确定性和外界干扰,且总干扰上界为未知常数,结合快速非奇异终端滑模、快速终端滑模趋近律以及辅助系统构造了基本的鲁棒有限时间饱和控制器,并通过辅助系统直接补偿了控制器饱和;其次,针对系统总干扰具有多项式上界的情形,进一步结合自适应控制算法,对其上界函数中的未知参数进行在线估计,并设计了自适应有限时间饱和控制器。同时,基于Lyapunov稳定性理论证明了所提出控制算法的有限时间收敛特性。最后,通过数值仿真验证所提出控制算法的控制效果,在两种控制器作用下姿态的跟踪精度分别为5×10-5和1×10-5,证明了所提出控制算法的有效性。     

基于组合滑模控制的绝对重力仪两级主动减振设计

针对环境振动作用于参考棱镜,影响激光干涉式绝对重力测量精度的问题,提出一种超低频两级弹性主动减振控制方案,其模型参考控制采用了基于全局鲁棒因子和双幂次趋近律的组合滑模算法来实现。该方案的工作原理是由高分辨率加速度计作为振动敏感元件来检测振动信号,通过组合滑模算法模型参考控制音圈电机反作用于两级主动减振平台,消减载荷平台的垂直方向微振动位移以达到减振的目的。仿真分析表明,该方案对本征频率小于等于0.05 Hz的振动减振效果明显,在0.01～2 Hz的频段具有85%以上的减振能力,优于一般模型参考滑模控制20%～40%。     

基于反演高阶滑模的飞行器最优末制导律

针对传统最优末制导律鲁棒性能较弱,且对参数摄动及外扰敏感的不足,而滑模控制对扰动具有较强鲁棒性的优点,提出一种新的基于反演准连续高阶滑模的最优末制导律,其中反演控制能够有效保证系统全局稳定性,而准连续高阶滑模控制则用于消除扰动影响。为了去除抖振效果,引入自适应超螺旋算法在线更新控制参数以消除符号函数导致的高频抖振影响。仿真结果表明:飞行器在该末制导律导引下,弹目视线角速率快速收敛,从而保证飞行器有很高的命中精度;鲁棒性较强;能够较好的满足约束条件要求。     

考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律

在输入受限的情况下,为了满足导弹拦截机动目标时高精度制导的需求,首先建立了满足输入受限和考虑导弹自动驾驶仪一阶动态特性的制导模型,其把目标加速度视为未知有界的外界干扰,通过设计自适应控制估计干扰的上界来避免对干扰上界的先验要求,同时结合滑模控制,设计了一种考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律,并且基于Lyapunov稳定性理论证明了制导系统状态渐进收敛到零。最后,在所设计的制导律下,对目标余弦机动和阶跃机动两种情况进行了仿真,得到的脱靶量分别为0.040 m和0.036 m,拦截时间分别为6.460 s和7.833 s。仿真结果表明所设计的制导律不仅保证导弹有效击中目标,并且具有较高的制导精度。     

带有末端角度和轨迹路径点约束的MPSC制导律设计

针对多约束制导问题,给出了一种同时满足末端角度约束和飞行轨迹路径点约束的模型预测扩展控制制导方法,该制导方法通过满足飞行轨迹路径点约束实现灵活调节飞行轨迹,可以大大缩短目标防御反应时间。模型预测扩展控制制导方法是基于非线性最优控制理论,给出了控制量表达式以二次形式近似时制导律的设计过程。模型预测扩展控制制导方法只能对末端时刻输出量进行约束,通过对该制导方法进行扩展,使其还可以满足飞行轨迹路径点约束。仿真结果表明,考虑飞行轨迹路径点约束时,导弹经过设定的路径点并以给定的弹道倾角命中目标。     

Prescribed performance slide mode guidance law with terminal line-of-sight angle constraint against maneuvering targets

Nonlinear Dynamics - This paper proposes a new terminal homing guidance law with line-of-sight angle constraint for a missile to intercept a noncooperative maneuvering target by integrating...     

双导弹拦截角度协同的微分对策制导律

为提高命中高价值目标的概率,基于线性二次型微分对策理论,对两枚导弹协同拦截单个目标的制导律进行了研究。单枚导弹在最小化自身脱靶量的同时,与另一枚导弹实现拦截角度上的协同,从而构成特定的拦截态势,以提高拦截机动目标的性能和末制导尾端对目标的可观测性。所推导的微分对策制导律考虑到了对策三方的控制系统动态,且具有解析解,形式上为零控脱靶量和零控协同拦截角误差的线性组合。基于推导结果完成了微分对策制导律的制导增益和对策空间分析,给出了鞍点解的存在条件,并进行了分析。非线性系统仿真结果表明由于导弹间存在显式的协同关系,拦截目标所需的加速度较低,且在设定的协同拦截角度收敛后,加速度会进一步减小。     

Terminal sliding mode control for coordinated motion of a space rigid manipulator with external disturbance

The control problem of coordinated motion of a free-floating space rigid manipulator with external disturbance is discussed. By combining linear momentum conversion and the Lagrangian approach, the full-control dynamic equation and the Jacobian relation of a free-floating space rigid manipulator are established and then inverted to the state equation for control design. Based on the terminal sliding mode control （SMC） technique, a mathematical expression of the terminal sliding surface is proposed. The terminal SMC scheme is then developed for coordinated motion between the base＇s attitude and the end-effector of the free-floating space manipulator with external disturbance. This proposed control scheme not only guarantees the existence of the sliding phase of the closed-loop system, but also ensures that the output tracking error converges to zero in finite time. In addition, because the initial system state is always at the terminal sliding surface, the control scheme can eliminate reaching phase of the SMC and guarantee global robustness and stability of the closed-loop system. A planar free-floating space rigid manipulator is simulated to verify the feasibility of the proposed control scheme.