基于滑模控制的高升阻比飞行器协同制导方法

1

作者 郭博 铁鸣 +1 位作者 范文慧 李传旭 《系统工程与电子技术》 北大核心 2025年第2期580-590,共11页

针对多个高升阻比飞行器在飞行中间段的时间协同问题,提出一种基于滑模控制的高升阻比飞行器协同制导方法,建立多个高升阻比飞行器协同飞行力学模型,设计规划飞行器在中间段制导过程中的飞行程序与针对飞行器侧向机动的滑模控制策略。... 针对多个高升阻比飞行器在飞行中间段的时间协同问题,提出一种基于滑模控制的高升阻比飞行器协同制导方法,建立多个高升阻比飞行器协同飞行力学模型,设计规划飞行器在中间段制导过程中的飞行程序与针对飞行器侧向机动的滑模控制策略。通过设计标称轨迹,对控制参数进行优化,进而生成各个飞行器不同初始条件所需的侧向过载并通过侧向过载得到所需的倾侧角指令,以实现对飞行器飞行时间的控制,从而使多飞行器能够同时到达目标点上方设定范围;考虑飞行器始末条件和状态约束,使飞行器能够满足协同任务需求。利用李雅普诺夫稳定性判据证明系统的稳定性以及滑模面非奇异性,仿真结果表明,该协同制导策略具备一定抗干扰性,能够满足异地非同步发射的多个飞行器协同制导需求。 展开更多

关键词 高升阻比飞行器 协同制导 滑模控制 参数优化 稳定性

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考虑禁飞区约束的飞行器协同轨迹规划

2

作者 张旭辉 汪韧 马超越 《宇航学报》 北大核心 2025年第4期641-653,共13页

针对禁飞区约束下的飞行器时间协同轨迹规划问题,提出了基于改进预测校正的时间协同方法和基于航向角导向区的禁飞区规避方法相结合的复合轨迹规划方法。在未探测到禁飞区时,飞行器在线预测剩余飞行时间并利用指数型倾侧角剖面迭代求解... 针对禁飞区约束下的飞行器时间协同轨迹规划问题,提出了基于改进预测校正的时间协同方法和基于航向角导向区的禁飞区规避方法相结合的复合轨迹规划方法。在未探测到禁飞区时,飞行器在线预测剩余飞行时间并利用指数型倾侧角剖面迭代求解倾侧角幅值,倾侧角符号由航向角误差走廊确定;同时为了增强时间协同能力,根据飞行时间误差在线调整航向角误差走廊宽度。当飞行器面临禁飞区威胁时,利用航向角导向区控制倾侧角的反转;同时为了增强飞行器转向能力以更加顺利地规避禁飞区,在改进预测校正制导输出的倾侧角幅值基础上,根据航向角导向区生成倾侧角幅值增量。根据飞行器是否需要规避禁飞区和是否完成禁飞区规避,实现两种轨迹规划方法的在线切换。仿真验证了所设计的轨迹规划方法能够在多禁飞区约束条件下,完成多个飞行器的禁飞区规避和时间协同任务。 展开更多

关键词 时间协同 禁飞区 高速飞行器 预测校正制导

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基于可达区在线预测的GPI中制导协同拦截策略

3

作者 王鹏 赵石磊 陈万春 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期3463-3476,共14页

针对临近空间高超声速滑翔目标防御中存在目标机动能力强、机动意图不明确的问题,提出一种基于可达区在线预测的滑翔段拦截器(GPI)中制导协同拦截策略。基于滑翔弹道解析解给出针对目标横程机动的可达区在线预测方法。利用多项式拟合和... 针对临近空间高超声速滑翔目标防御中存在目标机动能力强、机动意图不明确的问题,提出一种基于可达区在线预测的滑翔段拦截器(GPI)中制导协同拦截策略。基于滑翔弹道解析解给出针对目标横程机动的可达区在线预测方法。利用多项式拟合和反向传播(BP)神经网络给出GPI标控弹道的纵程可达区在线预测方法,并利用弹道解析解进一步给出拦截弹的横程可达区在线预测方法。通过对目标和拦截弹可达区在线预测,引入多弹协同思想,实现拦截弹可达区对目标可达区的覆盖,完成协同拦截策略的设计。拦截仿真分析表明:所提协同拦截策略可有效应对目标的倾侧反转机动。 展开更多

关键词 滑翔段拦截器 滑翔机动解析解 可达区在线预测 协同拦截策略 可达区覆盖

原文传递

基于神经网络剩余时间估计的导弹-目标动态分配方法

4

作者 苏适 南英 何明勇 《上海航天（中英文）》 CSCD 2024年第5期145-152,共8页

针对防空导弹动态目标分配问题,设计了一种基于神经网络的剩余飞行时间预测方法,该方法在计算中不仅考虑了弹目相对距离和导弹运动状态,还考虑了敌方目标的运动状态对预测结果的影响,提升了预测精度;结合该方法建立了综合考虑距离优势... 针对防空导弹动态目标分配问题,设计了一种基于神经网络的剩余飞行时间预测方法,该方法在计算中不仅考虑了弹目相对距离和导弹运动状态,还考虑了敌方目标的运动状态对预测结果的影响,提升了预测精度;结合该方法建立了综合考虑距离优势、角度优势和剩余飞行时间优势的目标分配模型,采用拍卖算法对该模型进行求解,给出整体最优的目标分配方案。仿真结果表明:神经网络模型的测试集预测误差在1 s以内,低于经典算法,拍卖算法的重分配计算用时能够满足系统的实时性要求。 展开更多

关键词 防空导弹 目标分配 拍卖算法 剩余飞行时间 神经网络

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视线角约束自适应滑模中制导律 被引量：9

5

作者 吕寿坤 周荻 +1 位作者 孟克子 王子才 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2018年第4期855-859,共5页

基于导弹和目标相对运动方程,设计了视线角约束自适应滑模中制导律。应用Lyapunov稳定性理论证明了该制导律能使制导系统在有限时间内收敛至滑动模态面;当制导系统进入滑动模态面后,基于积分理论证明了中末制导交班时刻视线角能够收敛... 基于导弹和目标相对运动方程,设计了视线角约束自适应滑模中制导律。应用Lyapunov稳定性理论证明了该制导律能使制导系统在有限时间内收敛至滑动模态面;当制导系统进入滑动模态面后,基于积分理论证明了中末制导交班时刻视线角能够收敛至期望值且视线角速率可以收敛至零附近。进一步将该制导律扩展到三维空间的拦截问题。最后,针对拦截正弦机动目标进行了仿真。结果表明:设计的制导律鲁棒性强,引起的交班误差小。 展开更多

关键词 视线角约束 滑模控制 中制导律 有限时间收敛 中末制导交班

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多约束条件下的最优中制导律设计 被引量：13

6

作者 孟克子 周荻 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2016年第1期116-122,共7页

考虑到三维空间目标-导弹相对运动方程的非线性特性以及中制导段的多约束条件,采用Gauss伪谱法设计了一种多约束条件下的最优中制导律,同时考虑了导弹自动驾驶仪的二阶动态特性。考虑的约束条件包括:交班距离、视线角、视线角速率以及... 考虑到三维空间目标-导弹相对运动方程的非线性特性以及中制导段的多约束条件,采用Gauss伪谱法设计了一种多约束条件下的最优中制导律,同时考虑了导弹自动驾驶仪的二阶动态特性。考虑的约束条件包括:交班距离、视线角、视线角速率以及过载指令。性能指标为剩余飞行时间n次方的倒数乘以控制输入的平方的积分。研究结果表明,在性能指标中引入时变权重系数时,虽然消耗的燃料有所增加,但是导弹在满足交班约束条件的同时过载指令能够收敛至零,利于中末制导的顺利交接。 展开更多

关键词 多约束 GAUSS伪谱法 最优中制导律 时变权重系数

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基于混沌粒子群算法的跳跃-滑翔轨迹优化 被引量：7

7

作者 施健峰 李伶 吕建强 《航天控制》 CSCD 北大核心 2017年第4期20-25,共6页

研究了一种高超声速跳跃-滑翔弹道方案。通过末级发动机多次点火,将再入弹道设计成临近空间的跳跃-滑翔弹道,在满足过程约束和航程约束的前提下实现总加热量最小的目标。采用混沌粒子群算法优化轨迹,通过引入混沌扰动避免算法早熟收敛... 研究了一种高超声速跳跃-滑翔弹道方案。通过末级发动机多次点火,将再入弹道设计成临近空间的跳跃-滑翔弹道,在满足过程约束和航程约束的前提下实现总加热量最小的目标。采用混沌粒子群算法优化轨迹,通过引入混沌扰动避免算法早熟收敛。最后通过对高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H的仿真分析,验证了优化算法的有效性。 展开更多

关键词 跳跃-滑翔轨迹 粒子群优化 混沌 轨迹优化

原文传递

基于广义标准轨迹的平衡滑翔状态反馈制导方法 被引量：2

8

作者 刘君 陈克俊 汤国建 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期134-140,共7页

对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再入滑翔飞行问题,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... 对多约束条件下远程助推滑翔飞行器再入滑翔飞行问题,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。与以往再入滑翔制导方法不同,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。 展开更多

关键词 广义标准轨迹 平衡滑翔 制导方法 LQR方法

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大气层外拦截弹制导律设计与仿真 被引量：3

9

作者 黄宁 董长虹 《战术导弹技术》 北大核心 2008年第6期49-53,共5页

研究了地基动能杀伤拦截弹拦截低轨目标的制导方法.设计了对目标预测拦截点进行攻击的拦截弹飞行过程中的制导律,提出了一种确定目标预测拦截点及在拦截过程中修正预测拦截点的方法;通过仿真分析验证了方案的可行性.

关键词 中制导律 预测拦截点 仿真

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基于CMAC网络的飞行器再入标准轨道制导 被引量：1

10

作者 吴浩 郑总准 吴新显 《计算技术与自动化》 2009年第1期50-54,共5页

针对飞行器再入标准轨道制导方法中的参考阻力加速度跟踪问题,提出一种将CMAC网络与PID控制相结合的复合控制方案。该方案利用传统的PID控制器实现反馈控制,保证系统的稳定,并利用CMAC网络实现补偿控制,提高系统的抗干扰能力。三自由度... 针对飞行器再入标准轨道制导方法中的参考阻力加速度跟踪问题,提出一种将CMAC网络与PID控制相结合的复合控制方案。该方案利用传统的PID控制器实现反馈控制,保证系统的稳定,并利用CMAC网络实现补偿控制,提高系统的抗干扰能力。三自由度仿真结果表明,在存在气动偏差和风场干扰等影响的情况下,该算法的跟踪精度与鲁棒性都有增强,终端精度和约束条件都得到了较好的满足。 展开更多

关键词 再入制导 CMAC 参考阻力加速度 纵向制导

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基于脉冲优化控制的轨道转移修正

11

作者 黄远灿 陈冬方 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2014年第5期450-454,共5页

针对空间轨道转移任务,研究了轨道转移修正过程中状态误差和能量优化控制问题。首先分析了轨道转移过程中各种摄动和测量误差等影响因素,通过对飞行中位置、速度的实际状态和目标轨迹状态比较,建立了控制系统方程。然后基于动态规划原理... 针对空间轨道转移任务,研究了轨道转移修正过程中状态误差和能量优化控制问题。首先分析了轨道转移过程中各种摄动和测量误差等影响因素,通过对飞行中位置、速度的实际状态和目标轨迹状态比较,建立了控制系统方程。然后基于动态规划原理,提出了一种固定时间间隔的线性二次型离散脉冲优化控制策略。以固定的间隔时间计算控制量,使飞行器的位置和速度逼近目标状态,达到优化能量和位置精度的控制。最后对已知空间两点位置及固定转移时间的飞行任务进行仿真,仿真结果验证了控制方法的有效性。 展开更多

关键词 轨道转移修正 脉冲优化控制 线性二次型 非球形摄动

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基于混合遗传算法的多冲量最优变轨 被引量：6

12

作者 付磊 安效民 +1 位作者 覃曌华 徐敏 《航天控制》 CSCD 北大核心 2013年第3期15-19,共5页

针对航天器多冲量最优变轨问题,建立了多冲量最优变轨的数值优化模型,给出了一种遗传算法(GA)与序列二次规划算法(SQP)结合的混合优化算法。该算法不需初值猜测,全局和局部搜索能力强并且计算效率高。仿真计算了燃料最优交会和时间最短... 针对航天器多冲量最优变轨问题,建立了多冲量最优变轨的数值优化模型,给出了一种遗传算法(GA)与序列二次规划算法(SQP)结合的混合优化算法。该算法不需初值猜测,全局和局部搜索能力强并且计算效率高。仿真计算了燃料最优交会和时间最短拦截问题,比较了GA,SQP以及混合遗传算法的性能。针对混合遗传算法得到的不同冲量次数变轨的优化结果,分析了冲量次数对变轨性能指标的影响。结果表明混合遗传算法综合性能最高,冲量次数对不同性能指标的影响不同。仿真算例验证了模型和算法的有效性。 展开更多

关键词 混合遗传算法 多冲量变轨 轨迹优化

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基于SGP4模型与多普勒频移的改进定轨方法 被引量：4

13

作者 陆正亮 张翔 +1 位作者 刘洋 廖文和 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2016年第6期1360-1366,共7页

立方体卫星广泛使用两行根数(two-line element,TLE)结合SGP4模型作为定轨的唯一或是备份手段。针对SGP4模型长期预报误差积累的问题,分析了模型的误差来源及分布情况,提出两种利用地面观测站测量多普勒频移提高定轨精度的方法。一种方... 立方体卫星广泛使用两行根数(two-line element,TLE)结合SGP4模型作为定轨的唯一或是备份手段。针对SGP4模型长期预报误差积累的问题,分析了模型的误差来源及分布情况,提出两种利用地面观测站测量多普勒频移提高定轨精度的方法。一种方法直接修正大气阻力项系数,结果表明能大幅减小速度方向上的预报误差,将预报10天的位置精度提高到4km以内。另一种方法将已知的两行根数更新为卫星过境时刻的两行根数,然后修正纬度幅角,修正后短期预报误差能基本消除但长期精度不如前一种方法。通过对在轨立方体卫星的实际测量也验证了上述的结论。 展开更多

关键词 立方体卫星 两行根数 SGP4模型 多普勒频移

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THAAD增程型拦截弹预测制导方法 被引量：9

14

作者 张荣升 陈万春 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第4期863-874,共12页

根据公开资料对THAAD增程型拦截弹建模,针对大射程的特点规划了高抛弹道,生成标准弹道族。提出了迭代预测命中点法,利用解析方法计算剩余飞行时间,基于多项式拟合法寻找标准弹道,确定预测命中点,完成预测制导任务。将迭代预测命中点法... 根据公开资料对THAAD增程型拦截弹建模,针对大射程的特点规划了高抛弹道,生成标准弹道族。提出了迭代预测命中点法,利用解析方法计算剩余飞行时间,基于多项式拟合法寻找标准弹道,确定预测命中点,完成预测制导任务。将迭代预测命中点法与迭代飞行时间法进行对比,迭代预测命中点法初值选取容易,程序运行时间减少20%,制导过程中无需调用标准弹道文件,节省了计算机存储空间。通过改变射程、航路捷径对预测制导方法进行仿真验证,结果表明,拦截弹拦截射程可覆盖到600 km,并且能完成存在航路捷径时的拦截任务,平均脱靶量在200 m以内,应对气动不确定性的效果良好。 展开更多

关键词 THAAD增程型拦截弹 预测制导 标准弹道族 预测命中点 剩余飞行时间

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基于拦截点的大气层外拦截弹中制导 被引量：4

15

作者 刘世勇 吴瑞林 周伯昭 《航天控制》 CSCD 北大核心 2005年第2期54-58,共5页

针对拦截点给定的情况讨论了大气层外拦截弹中制导律的设计。证明显式制导的最优性,推导出常值引力场与平方反比引力场假设下拦截弹需要速度的表达式,分析了采用显式制导时推力方向在邻近关机时变化剧烈的原因,并通过构造需要速度的虚... 针对拦截点给定的情况讨论了大气层外拦截弹中制导律的设计。证明显式制导的最优性,推导出常值引力场与平方反比引力场假设下拦截弹需要速度的表达式,分析了采用显式制导时推力方向在邻近关机时变化剧烈的原因,并通过构造需要速度的虚拟映射进行了改进。仿真表明,采用改进的显式制导,发动机工作时间有所增加,但邻近关机时推力方向平稳。 展开更多

关键词 大气层外拦截弹 拦截点 中程制导

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考虑自动驾驶仪动态特性的多约束中制导律 被引量：3

16

作者 毛柏源 李君龙 张锐 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2019年第2期382-388,共7页

针对多约束条件下的中末制导交班问题,提出一种考虑自动驾驶仪动态特性的滑模中制导律。首先,建立了考虑自动驾驶仪一阶动态特性的弹目运动模型,根据该模型设计非奇异终端滑模面,并采用自适应滑模趋近律设计有限时间收敛的中制导律。其... 针对多约束条件下的中末制导交班问题,提出一种考虑自动驾驶仪动态特性的滑模中制导律。首先,建立了考虑自动驾驶仪一阶动态特性的弹目运动模型,根据该模型设计非奇异终端滑模面,并采用自适应滑模趋近律设计有限时间收敛的中制导律。其次,采用扩张状态观测器估计目标机动信息,并将估计值应用于非奇异滑模中制导律中。最后,基于有限时间理论分析了中制导律的有限时间收敛特性。数值仿真结果验证了所提中制导律的鲁棒性强,引起的交班误差小。 展开更多

关键词 中制导律 自动驾驶仪 多约束 滑模控制 有限时间收敛

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“天问一号”近火飞越应急轨控策略设计方法 被引量：1

17

作者 梁伟光 张宇 张尧 《深空探测学报（中英文）》 CSCD 北大核心 2022年第2期211-216,共6页

针对探测器近火未制动飞越火星的应急工况,设计了相应的轨控策略。通过分析探测器近火飞越时的火星引力助推加速效果,以及飞越火星后轨道长期演化情况,提出了从轨控能量和等待时间两个维度开展策略设计的思路,设计了能量优化、时间优化... 针对探测器近火未制动飞越火星的应急工况,设计了相应的轨控策略。通过分析探测器近火飞越时的火星引力助推加速效果,以及飞越火星后轨道长期演化情况,提出了从轨控能量和等待时间两个维度开展策略设计的思路,设计了能量优化、时间优化、能量时间代价折中等分支下的多种策略,通过理论分析和仿真验证,量化比较了各策略的优缺点,得出能量优化和时间优化可以作为首选方案的结论。所设计的应急策略保障了首次火星探测任务近火捕获在可控情况下稳妥实施,相关的研究方法和结论能够为飞控决策和应急控制提供技术支持及量化参考,并可扩展至相似背景的其他行星探测任务中。 展开更多

关键词 天问一号 近火飞越 引力助推 应急轨控策略 能量优化 时间优化

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利用Breakwell间距比法制定行星际探测中途修正策略 被引量：2

18

作者 倪彦硕 施伟璜 +2 位作者 杨洪伟 宝音贺西 李俊峰 《深空探测学报》 2016年第1期83-89,共7页

详细介绍了制定行星际探测中途修正策略的Breakwell间距比法,给出了在燃料最优条件下,终端误差精度和制导能力与中途修正设计次数和时刻之间的解析关系。一般而言,终端误差精度每提高3倍,修正次数就需要增加1次,制导能力每提升3倍,修正... 详细介绍了制定行星际探测中途修正策略的Breakwell间距比法,给出了在燃料最优条件下,终端误差精度和制导能力与中途修正设计次数和时刻之间的解析关系。一般而言,终端误差精度每提高3倍,修正次数就需要增加1次,制导能力每提升3倍,修正次数就可以减少1次。在具体使用上,应首先根据精度要求和制导能力确定最后一次修正时刻,然后向前递推,使得前一次修正后误差传播量与后一次修正后误差传播量成公比为1/3的等比数列,以此确定其余修正时刻,从而保证在达到终端精度前提下,整体燃料消耗最少。以火星探测为例,给出探测器于2018年5月出发12月达到火星的算例,仿真结果表明了理论分析的正确性。 展开更多

关键词 Breakwell间距比 中途修正 制导策略 燃料最优

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地月系L2平动点轨道长期维持过程研究 被引量：1

19

作者 梁伟光 周文艳 +1 位作者 周建亮 杨维廉 《深空探测学报》 2017年第2期166-170,183,共6页

针对地月系L2平动点附近两种常用轨道——拟halo轨道和Lissajous轨道,研究了轨道长期维持过程。采用穿越xz平面单圈控制的轨道维持策略,控制量通过单步预测法进行寻优。在全摄动动力学模型下对拟halo轨道和Lissajous轨道受控维持下的一... 针对地月系L2平动点附近两种常用轨道——拟halo轨道和Lissajous轨道,研究了轨道长期维持过程。采用穿越xz平面单圈控制的轨道维持策略,控制量通过单步预测法进行寻优。在全摄动动力学模型下对拟halo轨道和Lissajous轨道受控维持下的一年飞行过程分别进行了仿真和比较,结果显示Lissajous轨道的维持控制代价优于拟halo轨道,从轨道拓扑构型保持方面对该结果进行解释,并设计对比实验加以验证。研究结论对地月系L2平动点轨道选择、维持控制策略设计、长期飞行效果分析等方面具有工程参考意义。 展开更多

关键词 地月系L2平动点 长期维持 拟halo轨道 Lissajous轨道

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高速飞行器编队队形快速成形设计方法 被引量：5

20

作者 陆浩然 邱薇 +1 位作者 孙海亮 郑伟 《航天控制》 CSCD 北大核心 2021年第2期33-38,44,共7页

针对高速飞行器编队队形设计问题,提出了一种基于伪谱法和自适应策略的快速成形实现方法。首先,建立高速飞行器三维运动模型,为解决初始构型与期望队形偏差过大难以满足控制约束的问题,提出了一种考虑最低能量和最小偏转角度的队形设计... 针对高速飞行器编队队形设计问题,提出了一种基于伪谱法和自适应策略的快速成形实现方法。首先,建立高速飞行器三维运动模型,为解决初始构型与期望队形偏差过大难以满足控制约束的问题,提出了一种考虑最低能量和最小偏转角度的队形设计原则,可自适应调整编队成形空间位置;然后,将高速飞行器编队控制问题转化为轨迹设计优化问题,并利用伪谱法实现各飞行器满足过程约束飞行轨迹的求解与优化;最后,对不同初始状态、不同偏差分布情况下的高速飞行器编队成形过程进行了数值仿真分析,验证了快速成形设计方法的有效性和鲁棒性。 展开更多

关键词 高速飞行器 编队控制 快速成形 伪谱法

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