北京信息科技大学高动态导航技术北京市重点实验室, 北京 100000
针对攻击弹如何在地面目标发射防御弹的情况下对目标进行有效打击的问题, 建立了三方博弈交战运动学模型, 构造了融合脱靶量和需用过载的目标函数, 提出了一种考虑一阶自动驾驶仪动力学的微分对策制导律。在防御弹采用三点法制导拦截的前提下, 分别对攻击弹以比例导引和微分对策制导的制导策略进行仿真验证, 最后通过分析过载约束和终端条件证明了所提方法的有效性。
三体博弈 微分对策 过载约束 一阶驾驶仪动力学 空地弹药 three-body game differential game acceleration constraint first-order kinetics autopilot air-to-ground ammunition
利用自适应动态规划算法, 研究了带有扰动的导弹自动驾驶仪系统的鲁棒最优控制问题。首先, 设计了非线性扰动观测器估计系统中的未知扰动; 接着, 考虑一类积分滑模面, 根据扰动观测器的输出, 设计积分滑模控制器, 使得系统沿着滑模面进入滑动模态运动; 然后, 针对等效滑动模态系统, 设计带有新权值更新律的评价网络, 利用自适应动态规划技术自适应学习最优控制律, 通过Lyapunov方法证明了闭环系统的稳定性和权值估计值的收敛性; 最后, 运用导弹自动驾驶仪系统验证了算法的可行性和有效性。
导弹自动驾驶仪 扰动观测器 滑模控制器 自适应动态规划 missile autopilot disturbance observer sliding mode controller adaptive dynamic programming
1 高动态导航技术北京市重点实验室，北京 100192
2 现代测控技术教育部重点实验室，北京 100192
3 北京信息科技大学,a.自动化学院，北京 100192
4 北京信息科技大学,b.信息与通信工程学院，北京 100101
针对导弹拦截机动目标有限时间约束问题，在末端制导阶段，考虑自动驾驶仪动态延迟特性建立弹目拦截系统数学模型，对于传统终端滑模导引律存在的奇异问题导致的导弹制导稳定性差等问题，提出了基于改进的扩张状态观测器的新型非奇异终端滑模导引律。该方法能够确保视线(LOS)角速率在有限时间内收敛到零，且在平衡点处快速收敛; 为了避免传统的扩张状态观测器(ESO)导致的曲线非光滑情况，通过改进扩张状态观测器准确估计外部扰动，并对系统进行状态补偿。设计地空导弹模型进行仿真验证，结果表明，该方法不但缩短了系统收敛时间，还提高了地空导弹制导精度。
非奇异终端滑模 扩张状态观测器 自动驾驶仪 导引律 non-singular terminal sliding mode extended state observer autopilot guidance law
1 空军工程大学, 理学院，西安 710051
2 空军工程大学, 理学院，西安 710051
3 空军工程大学, 防空反导学院，西安 710051
为拦截空间高速机动目标, 建立了考虑自动驾驶仪动态特性的三维耦合制导模型。针对模型的强非线性和不确定性, 设计了考虑导弹动态特性和目标机动的三维非线性导引律；然后利用扩张观测器估计目标机动加速度。仿真表明扩张观测器在有噪声干扰的情况下性能优于滑模微分器。将扩张观测器估计的目标机动加速度补偿到导引律中, 形成三维非线性导引律。在拦截高速机动目标时, 所设计的导引律相比于增广比例导引律和其他两种非线性三维导引律有较好的导引性能。
目标拦截 三维导引律 扩张观测器 机动目标 自动驾驶仪 target interception three-dimensional guidance law extended state observer maneuvering target autopilot
中国兵器工业导航与控制技术研究所，北京100089
针对小型无人机侧向通道的控制参数优化问题, 以带宽作为控制品质指标, 奇异值作为鲁棒性指标, 研究了H2/H∞鲁棒优化设计方法, 深入分析了H2/H∞鲁棒控制的参数优化规律; 结合格拉姆稳定性方法, 构建了一个优化控制目标函数, 并对目标函数的加权系数进行了优化设计; 然后采用惩罚函数对目标函数的可行域进行约束, 从而使系统控制参数有唯一解。仿真验证了该方法的有效性与可行性, 可对飞控品质和鲁棒性进行折中考虑; 采用该方法所设计的小型无人机侧向通道控制器具有很好的控制品质和较高的抗扰动性能, 达到了预期目标。
小型无人机 H2/H∞优化 自动驾驶仪 惩罚函数 折中设计 small UAV H2/H∞ optimization autopilot penalty function trade-off design
河南科技大学信息工程学院, 河南 洛阳 471023
探讨了在考虑驾驶仪二阶动态特性的情况下, 拦截高速机动目标的末制导律设计问题。提出了一种局部稳定性理论, 并应用该理论对系统的状态变量进行分析, 根据变量对制导效果的影响, 将系统分解为两个子系统, 对子系统设计Lyapunov函数, 证明其稳定性, 并由局部稳定推出全局稳定。在整个设计过程中, 仅考虑视线角速率的变化, 使得设计过程大大简化, 设计的导引律有效地克服了自动驾驶仪动态延迟对制导精度的影响。仿真结果表明, 在目标做各类机动且自动驾驶仪存在较大滞后的情况下, 该导引律仍具有较高的制导精度。
导弹 自动驾驶仪 动态特性 视线角速率 制导精度 局部稳定 missile autopilot dynamics line-of-sight rate guidance accuracy local convergence
中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所, 吉林 长春 130033
构建了增益调度三回路自动驾驶仪系统来实现导弹实时变轨迹飞行, 并对其结构原理、反馈量获取、控制性能及变轨飞行能力进行了研究。应用状态反馈原理和极点配置法建立了导弹纵向通道飞行控制数学模型; 分析了弹体速度、动压和舵效率等状态参量对经典三回路自动驾驶仪控制指令的影响; 根据增益调度理论, 在自动驾驶仪中引入速度比、动压比及舵效率比等参数修正系统非线性, 提出实际飞行过程中反馈量的获取方法。最后, 分析了速率、复合稳定回路及过载回路的鲁棒稳定性。飞行试验表明：对大气密度、温度等数据的获取精度分别优于1.7%与3.0%; 半物理实验表明：变轨弹道速度变化达到20.6%时, 截止频率、加速度稳定增益和相角裕度分别由41.78 rad/s、0.87、78.19°变为41.71 rad/s、0.88和72.5°, 相角裕度仍高于基准弹道最小值71.46°; 动压变化77.6%时, 自动驾驶仪仍保持了较好控制特性。实验结果表明, 构建的增益调度三回路自动驾驶仪系统基本满足导弹实时变轨飞行的要求。
自动驾驶仪 增益调度 变轨飞行 导航控制一体化 autopilot gain scheduling transfer trajectory flight integrated guidance and control
中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所，吉林 长春130033
结合捷联惯性导航技术，系统研究了舵机技术指标对滚转自动驾驶仪性能的影响。根据滚转回路特性，分析了滚转回路截止频率与舵机带宽的基本关系。应用频域分析，在低阶简化模型和高阶模型性能比较的基础上，研究了舵机带宽和相角对滚转回路性能的影响。以二阶系统阶跃响应形式，联系飞行操纵产生的下洗流干扰力矩与滚转稳态指令，确定了舵的最大偏转角速度，保证滚转自动驾驶仪在机动飞行时工作在线性区。另外，综合考虑有转速和角度限制的二阶系统舵机模型及不同总攻角下的最大干扰力矩，考查了饱和非线性区中滚转回路指令和滚转角的响应状态，论证了滚转回路的稳定性。结果表明，对于弹体滚转时间常数为0.3 s，舵效率力矩为42 N·m/rad，带宽要求＞50 rad/s的滚转自动驾驶仪，舵机带宽应不小于20 Hz，阻尼比应在0.6以上。
轴对称飞行器 滚转自动驾驶仪 舵机 稳定性 饱和非线性 axisymmetric aircraft roll autopilot rudder stability saturated nonlinearity
