高超声速滑翔飞行器滑翔段预测-校正制导研究

为了满足高超声速滑翔飞行器再入制导过程中的终端约束和过程约束,针对滑翔段具有不确定初值和气动干扰的滑翔再入问题,联合三维轨迹快速在线生成技术和模型预测静态规划（MPSP）技术提出了一种改进的MPSP预测-校正制导律。建立了基于能量的高超声速滑翔飞行器的运动学模型,详细推导了MPSP预测-校正制导理论。构建了基于三维快速轨迹规划的初值生成器,探讨了初始下降段对滑翔段的影响因素。针对滑翔段初值干扰和气动参数摄动问题,设计了预测-校正制导律,进行了数字仿真。仿真结果表明,改进的MPSP预测-校正制导方法能够有效利用精确的猜测值,对干扰初值和气动摄动具有较强的鲁棒性。     

高超声速飞行器滑翔制导方法综述

阐明高超声速飞行器滑翔制导的基本问题,分析滑翔制导过程面临的复杂多约束、机动任务要求、参数扰动等研究难点;分别就国内外标准轨迹制导方法和预测-校正制导方法相关研究现状展开综述,指出了这两类方法中存在的问题。在此基础上,提出高超声速飞行器滑翔制导研究中亟待解决的关键问题,并指出未来滑翔制导方法的研究热点。     

多约束下的高超声速飞行器三维非线性自适应末制导律

面向多约束下高超声速飞行器末制导过程中的通道耦合、参数扰动、模型失配等突出问题,设计一种适于高超声速飞行器的三维非线性自适应末制导律。为了模型描述的完整性和简洁性,引入视线旋量和旋量速度的概念,并基于此建立三维制导参考模型和实际系统的表达式;为了保证制导律的鲁棒性和自适应性,基于自适应控制理论,设计一种三维非线性自适应制导律;通过数学推导证明了该制导律的稳定性。该制导律能够从理论上克服高超声速飞行器末制导面临的通道耦合、参数扰动、模型失配等突出问题,满足多约束制导要求。仿真结果验证了所设计制导律的有效性。     

高超声速再入轨迹跟踪控制的微分变换方法

针对多约束条件下高超声速飞行器再入制导问题,提出一种基于微分变换法求解最优反馈控制的全状态标准轨迹跟踪制导律。利用滚动时域控制方法设计易于在线执行的闭环跟踪制导策略,在每个制导周期内将标准轨迹跟踪问题转化为线性时变系统状态调节器问题,并通过最优控制理论进一步转化为两点边值问题,采用微分变换法进行求解获得最优反馈控制律。数值仿真表明微分变换法的引入有效解决了传统两点边值问题求解的数值不稳定性与耗时问题,所设计的闭环制导律对状态偏差与模型不确定性具有较强的鲁棒性,可为工程设计提供有益参考。     

高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法

针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器纵向模型中速度倾角、攻角和俯仰角速率间的关系,利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内制导与姿控系统设计。基于偏导系数矩阵形式的通用高超声速飞行器气动模型,完成期望攻角和左右升降舵偏角指令的解析计算。通过高超声速飞行器对该制导控制系统设计方法的有效性和鲁棒性进行仿真验证。根据数值仿真结果,系统阐述了高超声速飞行器进入准平衡滑翔飞行前后制导控制系统工作的特点,进而总结了从初始下降段到准平衡滑翔段交班飞行阶段制导控制系统设计需要注意的问题。     

基于反馈线性化及滑模控制的俯冲机动制导方法

以高超声速飞行器为研究对象,针对俯冲段精确制导及机动突防问题,基于反馈线性化与滑模控制研究了机动突防滑模跟踪制导方法。首先设计纵向俯冲及侧向机动弹道,其次利用反馈线性化将非线性运动方程转化为线性方程,基于该线性方程利用滑模控制对已设计的弹道进行跟踪,最终将线性跟踪制导律转换到非线性系统中获得非线性滑模跟踪制导律,该制导律完全基于飞行器当前运动状态,所需的相对运动信息大大减少。CAV-H飞行器制导实例仿真表明,该方法能够实现俯冲段精确制导及机动飞行,且对初始及过程偏差具有较强的鲁棒性,能够为高超声速飞行器俯冲段制导提供有益参考。     

高超声速滑翔飞行器变轨段自适应跟踪制导方法

针对高超声速滑翔飞行器变轨段大偏差条件下的标准轨迹跟踪问题,提出一种基于权值矩阵自适应修正的变轨段跟踪制导方法。分析了变轨段主要控制方式和标准轨迹特性;将简化的纵向运动方程在标准轨迹附近线性化;采用将误差项引进线性二次型性能指标加权矩阵的方式,设计了改进的权值自适应修正跟踪制导方法。CAV-H飞行器仿真分析表明,该方法能够实现高超声速滑翔飞行器变轨段高精度自适应跟踪制导,对初始及过程偏差具有良好的鲁棒性。     

改进MPSP的高超声速滑翔飞行器滑翔段制导

针对多约束条件下高超声速滑翔飞行器滑翔段再入制导问题,提出一种改进的预测-校正制导方法。该方法基于模型预测静态规划(MPSP),将三维轨迹快速在线生成方法作为初值生成器,解决了MPSP制导方法提供猜测值困难、对于初始偏差需要重新计算参考轨迹的问题。建立了基于能量的运动学模型,推导了MPSP预测-校正制导律。探讨了初始下降段对滑翔段的影响因素,针对滑翔段初值干扰和气动参数摄动问题,进行了数字仿真。仿真结果表明,改进的MPSP预测-校正制导方法能够有效利用精确的猜测值,提高了计算效率,对干扰初值和气动摄动具有较强的鲁棒性。     

基于虚拟目标跟踪的充气式固定偏置再入飞行器制导律设计

针对充气式飞行器只能实现零升力再入、无法进行再入弹道修正的问题展开研究。首先面向充气式飞行器的再入制导采用了一种舱体偏置的总体设计方案,通过舱体质心偏移产生气动配平攻角,从而提供弹道修正所需的升力。然后针对固定偏置量带来的升力大小不可控及升力过剩问题,为提高制导精度,设计了一种通过滚转运动改变升力方向的制导律。为进一步提高该滚转制导律精度,又提出了一种分段再入制导和跟踪参考轨迹上虚拟目标点的策略,并据此修正了滚转制导律,避免计算误差的影响及制导指令的频繁修正。最后,仿真结果表明标称情形下最终制导落点偏差约500 m,并且在叠加多种偏差条件的情形下最终制导精度偏差仍能保持在102 m量级内,所设计的滚转制导律能有效提高充气式飞行器的再入制导精度,并且具有较高的鲁棒性。所提出的面向充气式固定偏置再入飞行器的制导律对于执行机构的要求简单,具有一定的工程应用价值。     

基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法

对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再人滑翔飞行问题,提出了一种基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法.建立了远程助推滑翔飞行器的动力学模型,确定了飞行轨迹约束条件,详细阐述了基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法的制导原理,设计了远程助推滑翔飞行器的侧向和纵向制导律,并采用LQR( linear quadratic regular)方法设计了纵向制导参数,仿真验证了该方法的可行性.与以往再人滑翔制导方法不同,该制导方法主要利用飞行攻角的变化来调节飞行轨迹,飞行过程中飞行器的速度倾侧角较小.仿真结果表明,该制导方法能满足远程助推滑翔飞行器的再入滑翔制导问题,并且具有较好的鲁棒性和自适应性.     

一种适用于拦截高速目标的末段导引律

基于在视线坐标系中的导弹-目标相对运动模型,以控制导弹-目标视线角速度趋于零为基本思想,设计了一种末制导律,用于拦截高超声速目标。以脱靶量和能量消耗为约束条件,以目标无机动时有很好的性能为目的,首先设计了最优制导律;然后,基于滑模控制理论,选择合适的滑模趋近律,对所设计的最优制导律进行改进得到最优滑模制导律;用李雅普诺夫理论证明了该制导律的稳定性,分析了该制导律参数选择条件。仿真结果表明,与最优制导律相比,所设计的制导律对目标机动有较强的鲁棒性,能以直接碰撞的方式拦截高超声速目标。     

带有模糊干扰观测器的高超声速飞行器一体化制导控制方法

为充分利用高超声速飞行器在俯冲段的质心运动与绕质心运动之间的耦合作用和飞行过程中的不确定性,基于模糊干扰观测器提出三维一体化制导与控制问题。根据飞行器的动力学方程以及飞行器-目标的视线角相对运动方程,推导出适用于倾斜转弯控制的一体化制导控制模型。针对模型中的不确定性采用模糊干扰观测器进行补偿,并使用块动态面方法设计一种一体化制导控制律。通过选取适当的李雅普诺夫函数证明闭环系统状态的一致毕竟有界性。仿真结果验证了该一体化制导控制方法的有效性和鲁棒性。     

基于模糊干扰观测器的高超声速飞行器一体化制导控制方法

为充分利用高超声速飞行器在俯冲段的质心运动与绕质心运动之间的耦合作用和飞行过程中的不确定性,基于模糊干扰观测器提出了三维一体化制导与控制问题。首先根据飞行器的动力学方程以及飞行器-目标的视线角相对运动方程,推导出来适用于倾斜转弯控制的一体化制导控制模型。接着,针对模型中的不确定性采用模糊干扰观测器进行补偿,并使用块动态面方法设计了一种一体化制导控制律。然后,通过选取适当的李雅普诺夫函数证明了闭环系统状态的一致毕竟有界性。最后,仿真结果验证了该一体化制导控制方法的有效性和鲁棒性。     

高超声速飞行器俯冲段制导控制方法研究北大核心

针对高超声速飞行器俯冲段制导控制问题,利用四元数代替欧拉角建立了六自由度模型,避免了高超飞行器大姿态角机动时,欧拉角解算出现发散的问题;基于六自由度模型推导出一种新的制导控制模式:外环利用飞行器状态及目标-飞行器三维相对运动信息,解算出所需的飞行器角速度作为虚拟控制量,内环采用滑模控制器跟踪外环产生的角速度指令,得到飞行器舵偏角指令;该方法采用跟踪角速度代替跟踪欧拉角指令的方法,可以使飞行器实际飞行更加平稳;仿真结果也表明,该方法能够使高超声速飞行器准确命中目标,且其飞行过程中各项状态量均平稳可控。     

空天飞行器跳跃巡航目标特性仿真分析

基于空天飞行器、高超声速巡航导弹以及高超声速再入滑翔导弹等临近空间高超声速目标的巨大威胁,以及文献中较少针对这些飞行器的目标特性开展研究的实际,在介绍空天飞行器相关概念的基础上,根据跳跃巡航段不同的受力情况以某种典型飞行器为例分阶段建立运动模型,仿真分析了升阻比和初始航迹倾角对巡航轨迹特性的影响效果,为后续对高超声速飞行器运动建模和目标特性的研究提供了一定的参考。     

高超声速飞行器滑翔再入性能评估

对高超声速滑翔再入飞行器性能评估的理论和方法进行了研究,并根据高超声速滑翔再入飞行器的特点,给出了高超声速滑翔再入飞行器性能评估的基本流程;通过对滑翔再入飞行器的系统分析,构建了该类飞行器的性能评估指标体系和评估模型;完成了性能评估软件的开发;对3种不同设计方案的性能进行了评估比较,结果表明该指标体系能够很好地反应此类飞行器的总体性能。     

高超声速滑翔飞行器轨迹预测分析

针对轨迹预测在目标交接班和基于预测命中点拦截制导中的应用需求,分析了高超声速滑翔飞行器滑翔段轨迹预测的可行性。结合典型高超声速滑翔飞行器的运动轨迹,分析了其运动轨迹特性、机动模式、转弯半径、最大射程以及可达区域,提出了基于不变力预测法的轨迹预测思路。认为高超声速滑翔飞行器在滑翔段,运动轨迹几何特征明显、转弯半径大、保持大升阻比,便于实施中长期轨迹预测,但难以实现全程预测。     

基于旋量方法的高超声速飞行器三维非线性伪最优制导律设计

针对高超声速飞行器制导过程中的通道耦合问题,设计一种基于旋量方法的三维非线性伪最优制导律。引入角度矢量、视线旋量、视线旋量速度等概念,通过等价性证明,得出视线旋量、视线旋量速度控制分别与视线方位、视线角速度控制具有一致性的结论,从而将制导问题转化为视线旋量和旋量速度的控制问题;基于旋量方法构建弹目视线旋量、视线旋量速度模型,构建得到飞行器制导的三维非线性模型;为避免直接求解Riccati微分方程过程的复杂性,引入伪控制变量,将三维非线性制导模型转化为线性制导模型;分别针对无终端约束和有终端约束情况,基于二次型最优方法得到三维非线性伪最优制导律。该制导律避免了通道解耦,其制导参数又满足一定物理意义下的最优性。仿真结果验证了所设计制导律的有效性。     

高超声速飞行器巡航段多约束制导方法

针对高超声速飞行器巡航段飞行,建立了等高等速飞行的平衡条件,并对飞行器能否满足平衡条件开展分析。基于平衡条件提出了一种能够满足飞行过程中多约束条件以及终端航向角约束的制导方法,推导得到了满足多约束条件的最优制导律。该方法所有制导指令均采用解析公式实时获得,具有较强适应性。在各种偏差条件下对方法进行了仿真,仿真结果验证了方法的有效性。     

一种多约束条件下高超声速导弹对地攻击的三维最优变结构制导律

针对高超声速空地导弹多约束高精度末制导的基本需求,在三维解耦的俯仰平面和转弯平面上分别设计制导律。在综合考虑脱靶量、落角、入射角等多种约束条件后,运用最优控制构造的最优制导律设计了一种三维最优变结构制导律,接着利用梯度自适应下降法和T-S模型改进了速度约束控制。最后通过典型弹道的结果显示该制导律能够满足多约束高精度制导的需要,具有良好的弹道性能。