制导控制一体化

摘要： 针对制导武器终端角度约束下的制导方法和制导控制一体化方法进行综述。首先,对比分析了几种典型的终端角度约束定义,针对二维、三维交战场景构建了面向终端角度约束的制导及制导控制一体化设计的状态空间模型;其次,针对终端角度约束下的制导方法以及制导控制一体化设计方法进行分类、归纳总结与对比;最后,针对终端角度约束制导和制导控制一体化设计中存在的多约束落角控制、信息估计、落角范围估计、协同制导等问题进行了展望。

摘要： 面向弹性高超声速飞行器滑翔段制导控制系统设计问题,应用动态面控制理论设计了两种制导控制一体化方法。建立了弹性高超声速飞行器滑翔段纵向运动模型,并推导了具有严格反馈形式的弹性高超声速飞行器制导控制一体化设计模型。将弹性状态视为不确定项,分别基于自适应方法和非线性干扰观测器(nonlinear disturbance observer, NDO),开展动态面制导控制一体化系统设计,并基于Lyapunov定理证明了系统的稳定性。在标称状态下和参数偏差状态下开展仿真试验,验证了两种制导控制一体化方法的有效性和鲁棒性,并进一步分析了两种制导控制一体化方法的性能差异及其原因。

摘要： 以全捷联光学制导飞行器打击运动目标为背景,本文将捷联解耦原理和状态约束控制方法相结合,提出了一种同时考虑导引头视场角约束和执行机构输入约束的新型制导控制一体化设计方法.首先,建立了具有严格反馈形式的全捷联制导控制一体化模型,针对模型的不确定性设计了一种对未知上界平方估计的自适应律,基于积分型障碍Lyapu?nov函数结合动态面控制解决了导引头视场角约束的问题,同时采用饱和函数光滑逼近以及Nussbaum增益函数解决了执行机构输入约束的问题.最后,通过Lyapunov理论证明了所设计制导控制一体化方法的一致有界稳定.典型场景的数值仿真结果表明,该方法可以同时满足捷联光学导引头8°,8.5°,9°的视场角约束以及舵执行机构10°的输入约束.

摘要： 针对拦截弹控制通道耦合的制导控制一体化问题,提出基于有限时间观测器和指定性能控制的设计方法.该方法利用有限时间观测器处理系统不确定性,对其进行精确快速估计,提高系统实时性.然后,基于指定性能控制思想,采用动态面控制的设计步骤,确保实现非匹配级联系统的指定性能控制目标.通过分析算法的稳定性,获得控制器的参数取值范围.最后,利用仿真实例进行验证,所设计的方法对来袭目标实现准确有效拦截,并确保拦截过程的指定性能要求.

摘要： 针对攻击角度约束和执行机构因物理约束导致控制输入饱和的问题,提出了一种带攻击角度约束和输入饱和的制导控制一体化设计方法.建立了带攻击角度约束的制导控制一体化三通道独立设计模型,采用扩张状态观测器估计和补偿模型误差和通道间的耦合关系.在此基础上,采用终端滑模控制和反演控制,对制导控制系统进行一体化设计,并引入Nussbaum函数和一个辅助系统处理输入饱和问题.通过导弹六自由度仿真验证了所提制导控制一体化算法的有效性,制导精度和角度约束精度比现有制导控制一体化算法更高,且制导控制效果更好.

摘要： 研究了一种基于深度强化学习理论的制导控制一体化算法.不同于传统的制导控制一体化算法和制导控制回路分开设计的方法,基于深度强化学习理论的制导控制一体化算法利用深度学习强化算法生成一个智能体,智能体根据导弹的观测量生成舵偏角控制指令准确拦截目标.首先将制导控制问题转化为一个马尔可夫决策过程,然后提出了一个权衡制导精度、能量损耗和飞行时间的奖励函数,将制导控制问题转化到强化学习问题的框架中.最后采用深度确定性策略梯度算法,求解提出的强化学习问题,训练得到制导控制智能体,智能体根据导弹观测量生成舵偏角指令.通过进行大量的数值模拟,验证了提出的制导控制一体化算法的有效性和鲁棒性.

摘要： 针对导弹在俯冲机动突防飞行过程中攻角及落地弹道倾角受到约束的问题,基于自抗扰控制(ADRC)及反步滑模控制(SMC),提出一种多约束条件下的导弹螺旋机动制导控制一体化设计方法.首先,基于典型的螺旋机动突防弹道,同时考虑纵向平面指定落角约束,分通道进行制导控制一体化数学模型推导.然后,使用反步滑模控制进行制导控制一体化算法设计,通过设计补偿器对反步法的中间控制量进行修正实现对攻角的约束,针对系统的有界不确定性以及未知干扰,采用干扰观测器进行估计与补偿,提高系统的鲁棒性.最终使用Lyapunov理论证明了系统稳定.仿真结果表明,本文方法具有较强的鲁棒性,能够保证飞行器在满足攻角约束的条件下,按照典型螺旋机动弹道对目标进行大落角高精度打击.

摘要： 可重复使用运载器(RLV)是未来实现快速、可靠及廉价进出空间的必然趋势,也是当前航空航天领域的研究热点.对RLV再入段的轨迹优化、制导及控制方法进行了综述.在RLV再入轨迹优化方法上,分别从间接法、直接法以及伪谱法等方面进行了综述,在深入分析每类方法特点的基础上,对其未来发展趋势进行了展望;在RLV再入制导方法上,分别从离线标称轨迹制导、在线轨迹重构制导、预测校正制导等方面进行了综述,对每类再入制导方法进行了优缺点分析,并对未来发展方向进行了总结;在RLV再入姿态控制方法上,分别从线性控制方法、非线性控制方法、智能控制方法等方面对其进行了综述,并对其特点和未来发展趋势进行了分析.最后,对RLV再入制导控制一体化方法进行了综述,指出了未来RLV制导控制一体化研究中亟需解决的关键问题.

摘要： 针对带有攻击角约束的多拦截弹协同拦截问题,基于制导与控制一体化(IGC)方法,提出了一种带有攻击角约束的多拦截弹分布式协同控制算法.首先,基于弹目相对运动关系和拦截弹俯仰通道动力学方程,建立带有攻击角约束的拦截弹"领弹"IGC模型,利用变增益扩张状态观测器(TVGESO)对模型中的未知干扰进行估计,在此基础上,基于干扰估计值和非奇异动态面滑模控制设计"领弹"控制算法;其次,采用基于"领弹-从弹"的分布式网络模式,设计多拦截弹协同控制策略,可以得到拦截弹在俯仰通道2个方向的速度分量,利用运动学转换关系转化为速度和弹道倾角参考指令;最后,基于TVGESO和动态面滑模控制设计"从弹"的控制算法.仿真结果验证所设计的带有攻击角约束的多拦截弹协同IGC算法具有较好的稳定性.

摘要： 在建立质量矩复合控制拦截器制导控制一体化数学模型的基础上,利用微分几何策略对一体化制导控制系统进行了设计。通过对非线性系统精确反馈线性化,给出了8个姿控发动机期望控制力矩和轴向滑块期望位置指令,并采用线性系统极点配置方法对反馈控制系数进行了设计。为保证系统具有一定的能控性和稳定性,对滑块质量和发动机稳态推力参数进行了设计。仿真结果表明,该一体化制导控制方法能实现拦截器末段的制导控制,同时能降低对滑块执行机构的功率要求。

摘要： 一种高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，将当前运动目标相对于高超声速变形飞行器质心的距离、运动目标的纬度、经度作为高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型的输入，根据高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令，并输入到超声速变形飞行器的六自由度运动模型，高超声速变形飞行器将跟踪运动目标，完成飞行任务。本发明利用飞行器的变形特性对升力进行控制，发挥了变形辅助飞行器机动的作用，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速变形飞行器制导、控制、变形之间协调困难的问题。

摘要： 本实用新型公开了一种机电一体化控制导向组件，包括壳体，所述壳体的右侧固定连接有固定架，所述壳体内腔的左侧固定连接有电机，所述电机的输出端固定连接有转杆，所述转杆的右侧通过轴承与壳体的内壁活动连接，所述转杆的表面固定连接有主动齿轮，所述壳体内腔左侧的顶部和底部均固定连接有螺纹杆。本实用新型通过壳体、固定架、电机、转杆、主动齿轮、螺纹杆、从动齿轮、螺纹块、移动台、固定块、活动块、限位块和丝杆的配合使用，能够有效的解决传统机电一体化控制导向组件在使用的过程中，容易降低稳定性，产生的磨损影响其使用寿命的问题，该装置能够保证该导向组件在运行过程中的稳定性，从而降低了磨损。

摘要： 本发明涉及一种考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法，该方法首先建立全捷联导引头视线解耦模型、三维空间内导弹‑目标的相对运动模型以及弹体姿态控制系统模型；再选择状态变量和系统输出变量，建立考虑视场角约束的三维制导控制一体化状态空间数学模型；采用障碍Lyapunov函数、自适应干扰观测器以及动态面控制相结合的控制方法。由于采用障碍Lyapunov函数、自适应干扰观测器以及动态面控制相结合的控制方法，同时满足了制导精度和全捷联导引头视场角约束条件，保证了导弹制导控制过程中全捷联导引头探测的体视线角满足导引头视场约束。

摘要： 一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，属于飞行器制导控制技术领域。方法如下：建立飞行器面向制导控制一体化的非线性数学模型；设计扩张状态观测器，对总扰动实现预设时间内的观测；进行滑模控制器设计，实现预设时间内对观测扰动的补偿以及控制量的收敛。本发明应用预设时间理论设计了扩张状态观测器，使观测器在预设时间内完成扰动观测；实现了预设时间内对状态的跟踪与保持；实现了预设时间控制收敛，系统状态收敛时间不受系统初始状态的影响，为可预先设定的参数，利用全状态耦合制导控制一体化架构，在充分考虑飞行器通道间耦合的基础上，消除制导回路与控制回路间的时延问题。

摘要： 本发明公开了一种考虑攻击角和视场约束的半捷联制导控制一体化设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、建立半捷联制导控制一体化设计模型；步骤二、根据半捷联制导控制一体化设计模型，设计考虑攻击角和视场约束的半捷联制导控制一体化算法，使视线角速度视线角ε与期望的末端视线角εd之差ε‑εd以及导引头失调角η尽快收敛到零附近，同时满足导引头视场约束：其中表示η的最大允许值；步骤三、仿真检验考虑攻击角和视场约束的半捷联制导控制一体化算法的性能。本发明的方法在设计中显示地考虑了导引头视场约束，因而能够从理论上保证导引头失调角始终保持在允许范围内，克服了现有半捷联制导控制一体化设计方法没有考虑导引头视场约束的不足。

摘要： 本发明涉及一种适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法，包括(1)建立反映飞行器含慢响应气动参数函数模型；(2)建立含慢响应参数的飞行器高精度动力学模型；(3)建立一体化设计的飞行器控制模型；(4)对飞行器控制模型进行控制律设计。本发明可真正实现制导与控制一体化设计理念，即一套控制律同时实现制导与姿控任务，具有高控制精度、高稳定度的优点。

摘要： 一种仿射形式的制导控制一体化控制方法，属于导弹模型自动化控制领域。为了解决现有制导控制一体化是非仿射模型，制导回路与控制回路无法在一个仿真步长内实现同步控制，控制精度低的问题。根据导弹目标相对运动学模型、导弹目标相对运动学模型、导弹的姿态动力学模型、由气动参数偏差引起的系统干扰、由舵机安装偏差引起的系统干扰和由导弹惯导设备测量误差引起的系统干扰，建立仿射形式的制导控制一体化模型；通过控制仿射形式的制导控制一体化模型中的u、d′1、d2和d3，得到仿射形式的制导控制一体化模型中的x1、x2和x3的界限，利用x1、x2和x3的界限控制真实的导弹。它用于作用在真实导弹上，实现较小的脱靶量。

摘要： 一种平流层飞艇制导控制一体化及控制分配方法，步骤如下：（一）建立平流层飞艇数学模；（二）平面路径导航计算：给定期望平面路径？

摘要： 本发明涉及一种考虑全捷联导引头视场约束的弹群协同制导控制一体化设计方法，属于制导技术领域。首先建立起具有严格状态反馈形式的全捷联弹群协同制导与控制一体化设计模型；其次，以体视线角作为协同变量，设计了一种基于“领弹‑从弹”架构的全捷联弹群协同围捕策略；最后，采用了非线性干扰观测器、Lyapunov函数与动态面控制相结合的控制方法，在目标机动和气动扰动存在的条件下，同时实现了视场角约束以及弹群协同制导。本发明所提方法满足了一体化制导控制精度和全捷联导引头视场角约束条件，保证了弹群在协同制导控制过程中全捷联导引头探测的体视线角满足导引头视场约束。

摘要： 一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，属于飞行器制导控制技术领域。方法如下：建立飞行器面向制导控制一体化的非线性数学模型；设计扩张状态观测器，对总扰动实现预设时间内的观测；进行滑模控制器设计，实现预设时间内对观测扰动的补偿以及控制量的收敛。本发明应用预设时间理论设计了扩张状态观测器，使观测器在预设时间内完成扰动观测；实现了预设时间内对状态的跟踪与保持；实现了预设时间控制收敛，系统状态收敛时间不受系统初始状态的影响，为可预先设定的参数，利用全状态耦合制导控制一体化架构，在充分考虑飞行器通道间耦合的基础上，消除制导回路与控制回路间的时延问题。