摘要：针对高超声速飞行器末端速度控制的需求,在落角约束最优制导律的基础上,对制导律的量纲一过载特性进行分析,证明了通过调节制导参数,能够对飞行末端速度产生影响;进而提出了制导律末速控制的策略,并基于此提出了对气动偏差适应的制导律在线设计方案;采用LSTM深度神经网络,进行了制导律参数在线设计算法的实现;最后进行了弹道仿真,对所设计的制导参数在线设计算法进行验证.仿真结果表明其在保证末端命中精度和落角满足指标要求的前提下,对弹道的末端速度控制能力有显著提升.

摘要：针对滚仰导引头寄生回路对旋转导弹动态稳定性影响的问题,建立滚仰导引头隔离度模型和旋转导弹的数学方程,推导分析导弹弹体旋转运动对控制系统的交叉耦合效应,研究自动驾驶仪增益系数与期望频率或阻尼的关系,解析出旋转导弹动态稳定性的充要条件。采用数学仿真方法分析不同条件下的旋转导弹动态稳定性,并得到旋转导弹稳定性与滚仰导引头隔离度的幅值、滚转率和自动驾驶仪设计等指标之间的定量关系。结果表明,旋转导弹自动驾驶仪设计频率的稳定区域与非旋转导弹相比明显变小,低旋转速度有利于减小滚仰导引头寄生回路对旋转导弹稳定性的影响。

摘要：针对深度强化学习方法对驾驶仪控制参数训练速度慢、奖励函数收敛性不好等问题,以三回路驾驶仪极点配置算法为核心,提出一种将三维控制参数转换为一维设计参量的智能训练方法,构建离线深度强化学习训练叠加在线多层感知器神经网络实时计算的智能控制架构,在提高深度强化学习算法的效率和奖励函数收敛性同时,确保在大范围飞行状态变化条件下控制参数的快速在线自整定。以典型再入飞行器为例,完成深度强化学习训练和神经网络部署。仿真结果表明,强化学习动作空间简化后的训练效率更高,训练得到的驾驶仪对控制指令的跟踪误差在1.2%以内。

摘要：针对在三回路驾驶仪设计中,希望对开环穿越频率进行约束,以保证设计完成后的系统在考虑驾驶仪各硬件动态特性后仍能满足稳定性要求。在极点配置的计算方法基础上,构造以系统非主导极点为变量,以开环穿越频率为约束的非线性方程,利用方程求解程序求解相应的非主导极点值,进而完成驾驶仪设计。驾驶仪设计实例验证表明,这一方法便捷可行,非常适用于三回路驾驶仪工程设计。

摘要：为了使半捷联导引头在干扰力矩和刻度尺误差引起的耦合干扰及其他不确定干扰下仍具有很强的鲁棒性,提出了伺服系统混合自抗扰控制(Active Disturbance Rejection Control, ADRC)方案。首先,建立了导引头半捷联稳定平台数学模型;其次,设计了半捷联导引头稳定平台混合自抗扰控制系统,通过对自抗扰稳定回路频带特性进行研究,分析了控制器参数对控制性能的影响,给出了控制参数设计原则;最后,对混合自抗扰控制方案进行了数字仿真验证。仿真结果表明:相比于传统控制器,混合自抗扰控制器能获得更好的控制精度,能有效克服干扰力矩和刻度尺误差对导引头的影响,在典型弹体频率2 Hz处隔离度幅值比传统控制器最多能降低约67.9%。研究成结果可为半捷联导引头稳定控制系统的设计提供指导。

摘要：针对多枚飞行器的空间编队构型控制问题,综合考虑外部扰动和飞行器驾驶仪一阶动态特性,基于虚拟结构法设计了有限时间收敛的控制律。基于微分几何理论,对飞行器的非线性运动方程进行了精确的线性化处理,得到了解耦的双积分系统;建立了飞行器的跟踪误差矢量模型,采用滑模扰动观测器估计系统扰动,设计了一种新颖的二阶滑模控制律,可保证编队系统渐近收敛并在期望时刻形成最终构型;结合飞行场景,为满足对远距离目标的定位需求,给出了所需满足的空间构型约束条件,并得到了各飞行器在弹目视线坐标系下的期望终端位置矢量。仿真结果表明,所提控制方法可有效消除系统干扰和驾驶仪动态特性的影响,实现视线系下系统构型的高精度控制,蒙特卡洛仿真则进一步验证了控制方法的鲁棒性。

摘要：针对侵彻制导武器BTT末制导中滚转指令奇异性问题,采用基于偏导的灵敏度方法,分析了BTT-90逻辑中奇异性产生的机理及主要影响因素;通过对末制导使用的弹道成型制导律无量纲过载分析,结合实际弹道仿真,总结了指令随时间变化规律即奇异性仅存于过载指令过零阶段.以此为基础,提出一种将BTT控制划分为正常控制与奇异性区域,并在奇异性控制区采用滚转指令平滑算法的奇异性控制策略,完成了切换条件设计.仿真结果证明,奇异性控制策略可消除由于制导指令过零带来的滚转角指令跳变现象,且对制导精度影响小.

摘要：为满足侵彻攻击空地导弹末端制导要求,解决当前多约束制导律终端攻角控制问题,设计了包含受剩余飞行时间决定的控制量权函数,并引入到最优问题的目标函数中,基于线性二次最优控制理论推导得到一种扩展的多约束最优制导律。利用指令随时间变化解析表达式及伴随系数法,对制导律加速度指令变化规律及无量纲脱靶量特性进行了研究,证明了制导律指令的收敛性,从而为终端攻角控制创造了有利条件。同时,讨论了制导律增益n的设计原则。结合工程应用的需要,分别提出了一种制导初始条件设计方法及最大需用加速度的估计方法,可有效减小导弹末端机动。通过仿真验证了制导律及分析结论的有效性。

摘要：针对可重复使用飞行器(RLV)多约束再入制导特点,提出一种新的基于大气预估的再入制导方法.针对大气模型的不确定性,通过参数辨识技术确定当前大气参数.在此基础上,考虑可重复使用飞行器过载、动压和驻点热流等过程约束对倾侧角的限制,利用数值预测的方法实时预测RLV的落点确定制导偏差,形成倾侧角控制指令,完成再入轨道的在线设计.仿真结果表明,该方法能够适应多种再入条件,有效减小各种不确定因素的影响,保证再入终端落点的精度要求.

摘要：针对高超声速再入飞行器精确制导与减速控制一体化的需求,提出一种基于大气预估的再入飞行器机动减速制导方法。基于终端位置及落角约束推导得到制导指令闭合解,在此基础上针对终端速度约束,提出在制导上附加机动减速指令的机动减速制导形式。机动减速制导指令由制导指令和机动减速指令叠加生成,制导指令由包含终端位置及角度约束的最优制导律计算确定;机动减速采用对位置影响最小的正弦指令形式,通过数值预测终端速度偏差确定指令参数大小,并引入参数辨识技术实现预测模型大气偏差修正,提高终端速度预测精度。通过仿真验证了该方法能够在偏差条件下,保证制导精度并有效控制终端飞行速度,实现精确制导与减速控制的一体化设计。