摘要：针对空间快速接近定点观测任务,研究了具有交会时间和转移路径约束的多约束条件下的共面圆轨道间远距离三脉冲最优交会问题,将Hill制导方法与粒子群算法相结合求解转移路径点以及转移时机的最优解。在求解过程中,提出一种等价变换的方法,将原始待求量转化为一组新的相互独立的待求变量,将原始的各约束项转化为易描述和处理的搜索空间边界条件,为完成算法的初始化过程带来了便利,使得算法设计过程更为简洁。最后,给出了两组三脉冲最优交会仿真实验,仿真结果不仅验证了所提算法的有效性,而且表明,相对于常规的设置惩罚项处理约束的方法,采用本文所提出的等价变换方法处理约束项后,算法表现出更强大的搜索能力及更好的稳定性。

摘要：基于飞行-推力一体化思想提出了一种针对搭载超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器速度通道的状态/输入约束自适应鲁棒保性能安全控制方案。首先根据超燃冲压发动机的机理分析与计算流体动力模型数据,建立了安全子系统与性能子系统面向控制的仿射非线性模型。之后基于障碍Lyapunov理论与动态面设计方法设计了一套安全子系统状态约束控制器,从理论上保证了飞行器在跟踪指令的全过程中,发动机相关状态不会触碰安全边界,并结合自适应技术与辅助系统提高了该控制系统的鲁棒性。针对性能子系统设计了一套鲁棒自抗扰控制器,达到“保证安全的前提下不折损性能”的目的。仿真结果表明所设计的控制系统可以在保障安全的同时达到预想的性能,并显著放宽了超燃冲压发动机对飞行器飞行姿态的约束,保证了高超声速飞行器的机动灵活性。

摘要：针对含不稳定内动态的襟翼控制欠驱动高超声速飞行器现有控制策略普遍存在的机动性能不足、工程应用困难等问题,设计欠驱动飞行器的自抗扰/鲁棒控制系统。提出一种基于通道级联的欠驱动控制策略,令偏航通道作为滚转通道的内回路,利用±1.5°的侧滑角合法波动范围,提升滚转角的指令跟踪速度。结合自抗扰与鲁棒控制理论设计自动驾驶仪,该自动驾驶仪不仅适用于过载反馈/欠驱动的非最小相位对象,还在摆脱自抗扰系统对关键模型参数依赖的同时减小了鲁棒控制器的降阶难度,有广阔的工程应用前景。为验证方案有效性,以参数存在±20%随机摄动的欠驱动高超声速飞行器模型为对象进行了1000次蒙特卡洛仿真,结果表明新的欠驱动策略能够在保证侧滑角不越界的同时提高滚转通道的响应速度,自抗扰/鲁棒控制系统在面对模型摄动与复合干扰时均有较好的鲁棒性。

摘要：针对受输入饱和约束的直接侧向力与气动力复合控制的导弹,研究其自动驾驶仪设计问题。导弹的执行机构分别是舵机和侧向脉冲发动机。舵机提供的是连续的控制量,而侧向脉冲发动机提供的是离散的控制量。首先采用最优控制方法设计连续的舵控制器。再对设计好舵控回路的新受控弹体,基于含有界干扰项离散饱和系统不变集分析方法进行直接侧向力控制器的设计。设计过程中,充分考虑了舵偏角的饱和非线性因素以及侧向脉冲发动机点火数取整产生的量化误差。最后,利用数值仿真验证了所提出控制方法的有效性。

摘要：基于平面内目标-导弹相对运动方程的离散形式,给出了离散滑模变结构导引律设计方法。推导出了一种与连续时间自适应滑模制导律的离散化形式相同的离散变结构导引律。在不需要知道目标法向加速度界限,而只需要知道其在两个采样周期之间可能变化范围的条件下,设计了一种能显著降低系统抖动的离散滑模导引律,设计的同时给出了一种近似估计目标法向加速度的方法。从理论上证明了上述两种离散滑模导引律具有有限时间收敛的特性。讨论了离散滑模导引律的准滑动模态的切换带范围,给出了离散滑模导引律的终端脱靶量计算方法,最后以某空间拦截问题为实例验证了本文结果的正确性。

摘要：研究采用直接侧向力/气动力复合控制方案的大气层内拦截导弹的自动驾驶仪设计问题。考虑直接侧向力的离散工作特性,针对系统中同时存在连续控制量,即舵偏角,和离散控制量,即脉冲发动机反作用力的特点,采取混合控制系统设计方法,先完成舵控连续系统设计,然后完成直接侧向力控制采样控制系统设计。对每一步设计工作进行了稳定性分析,并利用数值仿真验证了设计结果的有效性。

摘要：研究采用姿控式直接侧向力/气动力复合控制方式的大气层内拦截弹的过载跟踪控制器设计问题。舵系统和导弹运动都可以视作连续量,由脉冲发动机提供的直接侧向力可以视作离散控制量,因此基于混合控制的概念,当舵系统的控制器设计完毕后,整个系统就可以视作采样控制系统,从而可以采用采样系统的方法进行系统分析和设计。采用采样系统的H∞混合灵敏度方法设计直接侧向力的离散控制器,以快速建立攻角来跟踪过载指令。数值仿真验证了设计方法的有效性。

摘要：建立了一种描述弹道导弹作圆锥形螺旋机动的三维耦合运动数学模型.根据目标进行圆锥形螺旋机动的两种运动模式,得出了两种模式下具有相同形式的描述目标运动的状态方程,此运动状态方程是线性的且只与目标机动频率相关.进而给出了该状态方程的离散化形式,以及通过坐标转换关系,设计此类螺旋机动目标的跟踪滤波器的方法.最后通过导弹拦截实例仿真,验证了本文所提出的方法具有良好的目标跟踪效果.

摘要：基于三维球坐标系下目标-导弹相对运动方程,考虑导弹自动驾驶仪动态特性,应用递推Lyapunov方法设计了一种三维非线性导引律。在设计的过程中,不需要消去三维制导动力学方程中的非线性耦合项,使得导引规律的最终表达形式得以极大简化。该导引律有效地克服了导弹控制系统的动态延迟对制导精度的影响。仿真结果表明,在目标做大机动逃逸,导弹自动驾驶仪存在较大滞后情况下,这种导引律仍具有很高的制导精度。

摘要：为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态,进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛,在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机,将系统构建为一个复合控制系统,并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明,新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象,且使侧滑角快速收敛,同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。