摘要：针对带三维落角约束的寻的导弹制导与姿态控制系统设计问题,提出一种基于终端滑模控制和扩张状态观测器的六自由度制导控制系统设计方法。建立包含模型不确定项的寻的导弹六自由度质心与绕质心模型,设计内外双层环路六自由度制导控制系统框架;基于弹-目三维相对运动模型和坐标系转移矩阵建立以攻角和侧滑角为输入的三维全耦合导引方程,利用终端滑模控制方法和扩展状态观测器得到期望的攻角和侧滑角并将其转化为对应的俯仰、偏航和滚转角指令;根据线性形式的寻的导弹绕质心动力学方程,设计与俯仰、偏航和滚转角相关的滑模面向量,并利用终端滑模控制方法和扩张状态观测器得到寻的导弹的副翼偏角、方向舵偏角和俯仰舵偏角指令。六自由度数值仿真结果验证了该方法的有效性和鲁棒性,并证明了该制导控制系统设计方法能以较少的控制设计参数完成预设的制导控制任务。

摘要：设计寻的导弹稳定控制回路 ,证明修正的变结构比例导引律能够用于被动寻的导弹系统 ,并比较变结构比例导引律和比例导引律在寻的导弹中的应用效果 .采用角速率反馈和线加速度反馈可提高自动驾驶仪的稳定性和鲁棒性 ,通过寻的导弹攻击坦克和直升机的计算机数学仿真 ,对比两种导引律 .弹体的阻尼性能和稳定性能提高 ,修正的变结构比例导引律与比例导引律相比 ,显著降低了导弹末段过载 ,使弹道平直 ,并减少了脱靶量 .变结构比例导引律也适合被动寻的导弹系统 。

摘要：基于比例导引(PN)制导律和实际惯性稳定框架式导引头回路,针对导引头回路两种校正网络,建立了用于设计有效导航比的两种寻的导弹寄生天线罩耦合回路模型,给出了PN寻的制导系统的控制弹道实际有效导航比的计算公式及设计准则。算例结果表明,该方法正确有效,所得脱靶量较小。

摘要：随着寻的导弹数字化及快速性的提高,非线性因素及弹体-导引头耦合特性增加,传统的导引头、制导及自动驾驶仪回路独立设计方法由于缺乏子系统之间的协调性,制导回路闭合后带来了诸多问题。以一体化数字制导回路为分析对象,从制导回路稳定性分析、快速性设计及数字采样3个方面分析了制导匹配性约束。分析结论指出,弹体-导引头耦合、数字化控制等因素能够改变原系统的稳定裕度,导致系统产生不期望的特性,在设计环节必须开展一体化分析。

摘要：针对寻的导弹人在回路飞控系统的设计问题,提出一种Vega/Creator视景仿真与导弹飞控系统设计相结合的设计方法。人在回路的构建采用以飞行摇杆作为指令输入、将人体动力学环节加入制导回路从而使系统闭合的方法。仿真实验结果证明,该设计不仅考察飞控系统的适应能力,而且为飞控系统的参数设计提供必要的实验依据,解决人在回路飞控系统设计的成型问题。

摘要：为提高寻的导弹末制导性能,解决传统比例导引律在目标大机动的情况下,制导性能较差的问题,文中通过对一个简化了的二维导弹目标遭遇模型的研究,基于连续时间预测控制理论的输出跟踪方法,给出了一种寻的导弹最优末制导规律,并对其稳定性进行了分析。该预测制导规律不但解决了反馈线性化制导律在使用条件上的限制问题,而且通过数字仿真表明,所设计的预测制导规律比传统的比例导引规律具有更好的制导性能。特别是在得出的加速度指令方面,具有很大优势。

摘要：目前的寻的导弹制导和控制问题的研究是以估算和控制可以分开,即滤波器和制导律可以分别设计的假设为基础的。但由于和导弹问题有关的动力学或测量是非线性的,因而这种分开的设计方法是不能实现的,故制导律的设计应考虑到滤波器的性能。在本研究中,一种使滤波器能观测性达到最大的倾斜转弯式导弹的拦截轨迹始终是仅对角度的测量值确定的。我们把性能指标选择为能观测性矩阵的迹。假定目标是等速直线运动,且把导弹看成一个质点。在与尾追状态相对应的发射几何关系中,导弹的最佳轨迹在与垂直平面夹角约为45°的平面内摆动。

摘要：稳定性是导弹制导控制系统的重要特性.通过计算寻的导弹制导控制系统的频率特性,分析了导弹制导控制系统的稳定性及动态品质特征,并作了仿真研究,对导弹设计、优化、故障分析等有较大的作用.

摘要：概述了寻的导弹及其半实物仿真的概况,对寻的导弹制导控制系统进行了研究,介绍了半实物仿真的原理和框图,同时提出了半实物仿真设计方案,探讨了半实物仿真的发展动向.

摘要：研究了寻的导弹的导引控制一体化设计问题。建立了俯仰通道的一体化导引与控制系统模型,并利用非线性状态变换将模型转化为标准形式;为处理系统中存在的非匹配未知有界不确定性,采用滑模控制方法设计了自适应的非线性一体化导引与控制律,该反馈控制律不但可以保证导弹精确命中目标,而且能保证导弹自身姿态的稳定性。导弹的六自由度非线性数值仿真结果验证了所提的导引控制一体化设计策略的正确性和可行性。