一、高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究（论文文献综述）
董金鲁[1]（2021）在《襟翼飞行器非线性控制方法研究》文中研究说明高超声速飞行器再入过程中,由于速度过大,剧烈压缩飞行器前方的空气,导致温度迅速升高,这一现象导致气动舵容易被严重烧蚀,严重制约气动舵的使用。襟翼（flap）安装于飞行器的尾部,通过对称或非对称偏转对飞行器进行控制,襟翼不裸露于飞行器机身之外,避免高速飞行中被烧蚀。但是,仅有襟翼的飞行器控制系统只有等效的升降舵和副翼,而缺少方向舵控制量,变为一个欠驱动系统,而且其面对称的气动外形决定了此飞行器必须采取倾斜转弯（BTT）控制方式,导致三通道控制系统更严重的耦合和非线性特征,这给飞行控制律的设计带来很大难度。再入飞行器在不同的飞行阶段,其飞行高度和马赫数相差很大。针对飞行器在稠密大气层内飞行阶段的控制问题,本文研究以襟翼为控制量的纯气动控制系统设计问题;针对飞行器在临近空间高层飞行阶段的控制问题,本文研究以襟翼和直接侧向力为控制量的复合控制系统设计问题。针对新型襟翼飞行器构造六自由度数学模型。本文应用非线性系统弱可控理论证明了以攻角、侧滑角、滚转角为状态变量的倾斜转弯（Bank-to-Turn,BTT）襟翼飞行器三通道运动的能控性,为控制器设计提供了理论依据。针对纯气动控制襟翼飞行器,考虑舵机的一阶动态特性,以过载为状态变量,推导出新的数学模型,同样应用非线性系统弱可控理论证明了系统的能控性。本文应用状态依赖Riccati方程（State dependent Riccati equation,SDRE）控制方法及求取状态相关系数（state dependent coefficient,SDC）关键技术,设计了襟翼飞行器的三通道最优控制律。仿真结果表明,襟翼飞行器可以快速且准确的跟踪纵向和侧向的过载指令以及滚转角指令,验证了三通道控制器设计的有效性。由于SDRE的解算需要在线实时求解,不利于控制器的实时实现,我们又应用反馈线性化（feedback linearization,FL）方法设计了控制器,选取攻角和滚转角作为输出量,利用微分几何理论求取系统的内动态。根据李雅普诺夫稳定性理论,确定了内动态稳定的条件。针对两种典型信号的仿真结果验证了应用反馈线性化所设计的三通道控制器的有效性。为了提高高空襟翼飞行器控制系统的控制品质,本文提出在偏航通道引入一对姿控发动机的技术方案,以解决偏航通道缺少控制量、侧滑角难以控制的问题。由于襟翼是连续控制量,姿控发动机是Bang-Bang型控制,此时系统是混合控制系统。由于倾斜转弯（BTT）飞行器在整个飞行过程中,侧滑角始终为小值,可将俯仰通道从系统中解耦出来,对俯仰通道利用线性二次型最优理论设计控制律。对滚转-偏航通道联合设计,针对气动控制系统和直接力控制系统分别设计控制律。针对气动控制系统,利用线性二次型最优理论设计控制律;针对直接力控制系统,将线性二次型最优理论设计的控制律代入控制模型,得到新的受控对象模型,将线性控制模型转变为线性规范形式,针对规范形式的线性系统,利用滑模理论设计控制律。仿真结果表明,引入的直接力有利于稳定侧滑角,系统状态表现良好。最后,为满足对高超声速飞行器在临近空间高品质控制的需求,在飞行器尾部的俯仰和偏航通道各安装一对姿控发动机,选取纵向和侧向过载作为输出量。首先针对纯气动控制系统分析内动态,得到过载反馈纯气动控制系统内动力学不稳定的结论;再针对复合控制系统分析内动态,得到过载反馈复合控制系统内动力学稳定的结论。然后,利用反馈线性化方法针对复合控制模型设计控制器。仿真结果表明,飞行器在复合控制作用下,可以更快跟踪指令信号,表现出更好的控制品质。
金浩聪[2]（2020）在《高速滑翔飞行器制导控制技术研究》文中研究表明高速滑翔飞行器通过火箭或运载器助推到某个滑翔点投放,并在适当高度时发动机启动或借助气动力拉起爬升,从而实现跨大气层的高超声速飞行。由于高速滑翔飞行器的飞行速度快、航程远以突防能力强,对其研究具有重要的战略意义。与其他临近空间飞行器相比,高速滑翔飞行器为了提高升阻比以满足远距离飞行的要求,通常采用面对称气动布局。这种结构和恶劣的飞行条件使飞行器的数学模型呈现强非线性、强耦合性、不确定性的特点,给制导控制系统设计带来了新的挑战。本文的研究内容和成果如下:（1）建立了高速滑翔飞行器的制导控制系统六自由度数学模型,包括动力学模型、运动学模型和参数不确定模型等。针对巡航段姿态控制系统将绕质心动力学方程分别分解,然后基于分解后的方程设计滑模变结构控制方法,为高速滑翔飞行器制导控制系统设计和分析提供前提。（2）基于滑模控制理论分别设计巡航段飞行器控制系统。首先根据动态逆的求解步骤得到绕质心动力学方程的反馈线性化表达式;接着设计了包含姿态角和姿态角的变化率信息的滑模面,并结合反馈线性化表达式得到控制力矩和舵偏角的表达式。最后基于高速滑翔飞行器的六自由度仿真模型,验证了所设计的巡航段控制系统的合理性。（3）针对高速滑翔飞行器末制导段高速和大落角的飞行特点,推导了一种带有末端角约束的最优制导律,以满足命中精度高和末端角约束严苛的任务需求,通过限制飞行器的末端视线角间接地控制飞行器的末段俯仰角。（4）针对高速滑翔飞行器由巡航段转入下降攻击段的机动过程中,为了提高其航向的机动性,设计了BTT-90（Bank-to-Turn,倾斜转弯）制导率,将末端制导律生成的纵向及侧向过载指令根据BTT-90策略转换为弹体滚转角指令实现高速滑翔飞行器的协调转弯机动。（5）基于高速滑翔飞行器六自由度仿真模型,对所设计的制导控制系统进行了仿真验证。仿真结果表明,巡航段飞行控制系统能够完成对指令的稳定跟踪,末制导段制导系统能够同时满足命中精度和末端角度约束的要求,验证了设计方法的正确性。
韩阳[3]（2019）在《飞行器耦合及不确定性分析与导引控制设计方法研究》文中研究指明由于飞行环境复杂、飞行包络大、飞行速度快,飞行器导引控制系统存在耦合非线性强、参数与干扰不确定性大、控制约束复杂等问题。这些问题的综合作用给飞行器导引与控制律的设计带来了严峻挑战。本文以耦合及不确定性飞行器为研究对象,基于滑模控制、反演控制和自适应动态面等鲁棒控制技术,深入开展了耦合系统与不确定性系统的基础理论与控制方法研究,并应用到飞行器导引与控制律的设计中。本文的主要研究内容和创新点如下:（1）研究了不确定性系统的控制,提出了三种非匹配不确定系统的鲁棒增强控制方法。本文对于非匹配不确定性系统,首先,为得到系统状态的精确微分,采用Levant’s精确微分器技术,并结合二阶滑模控制,完成非匹配不确定系统的鲁棒控制器设计。其次,将反演控制结合非线性干扰观测器,完成非匹配不确定系统的鲁棒控制器设计。最后,考虑不确定性是系统状态的函数,提出了一种双层自适应动态面控制方法,其控制效果比现存文献中的单层自适应更好。（2）研究了耦合系统的控制,提出了三种耦合系统的控制方法。梳理了耦合系统的分类,按控制输入与系统状态之间的耦合关系将所研究的耦合系统细分为状态耦合系统和控制输入耦合系统。首先,给出了现存文献中关于状态耦合系统最常见的,基于耦合直接补偿的分布式控制方法;并在此基础上,提出了控制结构更为简洁的,基于耦合直接补偿的向量式控制方法。其次,受启发于Backstepping控制区别反馈线性化的基本思想,提出了耦合及参考输入有效补偿的控制方法。最后,针对一类控制输入耦合的系统,基于矢量运算法则,提出了一种新型矢量控制方法。（3）研究了飞行器的姿态控制,提出了新型飞行器姿态非解耦矢量控制方法。综合考虑飞行器控制系统中可能出现的干扰不确定以及模型矢量耦合,有别于传统姿态控制中将飞行器动力学解耦表达在速度坐标系或弹道坐标系内,本文将速度矢量和角速度矢量动力学建立在体坐标系内,将飞行器速度、攻角和侧滑角,以及滚转角速度的控制问题转化为空间矢量的跟踪问题。首先,考虑有推力情况下,设计飞行器速度与姿态非解耦矢量控制器;其次,考虑无推力情况下,设计飞行器姿态非解耦矢量控制器,为飞行器姿态控制提供新的思路和方法。（4）研究了高阶系统的确定时间收敛控制,提出了一种确定时间收敛的自适应积分滑模控制方法,并设计了一种新型三维非线性导引律。为了解决高阶系统确定时间收敛控制存在的奇异问题,许多学者进行了深入广泛的研究,其主要集中在新型滑模面的设计上。然而,滑模面的设计相对复杂,而且需要进行近似处理。本文针对该奇异问题,结合积分滑模和自适应控制,提出了一种确定时间收敛的自适应积分滑模控制方法,并将其应用到三维导引律的设计中,考虑自动驾驶仪动态特性,设计了一种新型三维非线性导引律。（5）研究了导引与控制一体化,提出了一种全状态耦合的导引与控制一体化设计方法。建立了导弹导引与控制一体化的全状态耦合模型,不再将导引系统与控制系统以及各个通道分离开来,而是把它们完全当做一个整体来对待,实现了导引与控制的完全一体化建模,并设计一种自适应动态面控制器实现全状态耦合导引与控制一体化。
周少波[4]（2019）在《空空导弹三维耦合及终端角度约束制导研究》文中研究表明针对空空导弹的耦合制导律以及终端多约束条件下的制导律研究已经成为第四代空空导弹的研究热点,随着空空导弹探测技术和控制技术的提升,其制导技术也必须进行相应地发展以满足空空导弹多元化的作战方式。本论文的研究正是基于空空导弹耦合制导以及终端角度约束制导开展的,通过对导弹的数学模型进行分析,进而将李群方法、状态相关黎卡提方程以及变结构控制等理论引入到导弹制导律设计中,给出适合空空导弹的三维耦合制导律以及终端角度约束制导律,并使用数学仿真验证了所设计制导律的有效性,本文主要内容如下:1、对选题背景与意义进行了充分阐述,同时详细分析了国内外空空导弹相关的研究现状、不足以及其未来发展的趋势。2、从空空导弹常用坐标系以及各个坐标系之间的转换关系入手,对空空导弹进行数学建模,并给出其六自由度仿真模型方案。3、对李群方法进行了简单的介绍,针对空空导弹耦合制导,将李群理论引入到制导律设计中,给出一种不忽略耦合项情况下的三维制导律算法,能够将导弹速度向量的旋转角速度用弹目视线高低角速度和弹目视线方位角速度所表示。4、对状态相关黎卡提方程理论进行了简单的介绍,针对空空导弹终端角度约束制导,将状态相关黎卡提方程理论引入到制导律设计中,给出一种二维平面内满足导弹终端角度约束的制导律,能够在不需要导弹剩余飞行时间参数的情况下很好的满足脱靶量要求和终端角度约束。5、对变结构控制理论进行了简单的介绍,针对空空导弹终端角度约束制导,将变结构理论引入到制导律设计中,给出一种三维平面内满足导弹终端角度约束的制导律,能够保证系统状态在有限的时间内命中开关平面,从而使导弹视线转率零化,达到脱靶量要求和终端角度约束。
吴荣[5]（2019）在《垂直起降可重复使用火箭返回制导与控制方法研究》文中进行了进一步梳理可重复使用运载器是未来低成本快速往返太空的主要手段,其中的垂直起降可重复使用火箭具有基于传统火箭构型的改进幅度小、着陆场需求低、技术跨度和研发成本相对较低等优势,是当前的热点方向。由于火箭垂直返回飞行空域广、速域大,内外扰动和不确定性强,飞行环境复杂多变,返回飞行中不同执行机构在各飞行段切换工作,设计可行的制导和控制方法已成为实现可重复使用火箭垂直返回的一项主要挑战。本文针对火箭垂直返回各飞行段和执行机构不同的特性,并运用最优控制方法和非线性控制方法开展了垂直起降可重复使用火箭返回制导与控制方法的设计研究,具体的研究内容包括:第一,在分析垂直起降火箭返回一子级的执行机构的基础上,建立火箭一子级返回运动数学模型,并结合火箭一子级返回飞行弹道剖面特性,给出火箭一子级返回飞行的方案弹道。第二,针对垂直起降火箭一子级大气层外修航段返回飞行的大偏差条件下高精度制导问题,设计了火箭大气层外双层目标点更新迭代制导方法。考虑到由一二级分离偏差累计的大偏差和地球自转引入的横向偏差,基于最优控制方法推导了大偏差条件下的迭代制导指令的具体形式。在此基础上设计了双层目标点更新算法:一是基于轨道几何关系设计了基于几何关系的目标点自适应更新算法,解决迭代制导方法本身约束维度限制导致放开一个终端位置约束造成的精度损失;二是基于剩余飞行时间关系设计了基于剩余时间估计的目标点自适应更新算法,解决地球自转引起的发射坐标系下目标点相对惯性空间移动造成的偏差累计。仿真结果表明该制导方法能够实现满足火箭一子级大气层外修航段的高精度制导需求。第三,针对垂直起降火箭一子级大气层内多约束制导需求,分别开展了气动减速段和垂直着陆段的制导方法研究:（1）针对气动减速段角度约束制导问题,建立了火箭一子级与虚拟目标的相对运动数学模型和制导状态方程;基于双极限加权齐次性给出了一种二阶固定时间收敛扰动观测器,进而采用基于扰动观测器的控制方法设计了基于固定时间收敛扰动观测器的角度约束非奇异快速终端滑模制导律,实现对扰动的快速高精度估计从而抑制扰动影响和滑模抖振现象。理论分析和仿真结果表明,固定时间收敛扰动观测器能够不依赖扰动边界实现对扰动的快速高精度估计,而垂直起降火箭一子级采用基于该观测器的制导律实现了以期望角度到达预定位置,其有限时间收敛特性能够降低火箭一子级在气动减速段末端的制导压力。（2）针对垂直着陆段动力着陆多约束制导问题,考虑到现有箭载计算机性能和高精度着陆制导需求,将真空环境下的经典多项式方法应用到大气环境下火箭垂直着陆制导问题中。建立了垂直着陆段火箭一子级运动状态方程,进而基于最优控制方法给出了四次多项式制导指令的具体形式。仿真结果表明四次多项式制导律能够应用于解决大气环境下火箭垂直软着陆的制导问题。第四,针对复杂干扰和大不确定性条件下的火箭垂直返回大气层内非线性姿态跟踪控制问题,设计了基于固定时间收敛扰动观测器的双幂次固定时间收敛滑模控制方法。建立了火箭一子级返回飞行非线性控制系统模型;考虑到复杂扰动和不确定性影响,将论文给出的二阶固定时间收敛扰动观测器拓展为任意阶形式;为抑制控制动态过程和控制误差可能造成的滑模制导抖振和垂直着陆制导偏差,通过引入具有固定时间收敛特性的双幂次修正项,给出了一种双幂次固定时间收敛滑模面;在此基础上设计了基于固定时间收敛扰动观测器的双幂次固定时间收敛滑模控制方法。理论分析和仿真结果表明该控制方法能够具有良好的控制性能,设计的观测器能够快速高精度估计系统状态和扰动,并且通过设计观测器能够保证控制精度并抑制抖振影响。最后,进行了火箭垂直返回全程制导与控制六自由度联合仿真,以验证论文设计的垂直起降可重复使用火箭返回制导与控制方法的综合性能。
段美君[6]（2019）在《临近空间拦截器开关制导控制方法研究》文中研究说明临近空间高超声速飞行器因飞行速度快和持续机动能力强,发展迅速。精确制导拦截器通过“直接碰撞杀伤”技术可将其彻底摧毁。这就需要有限时间收敛的精确制导技术。实际中拦截器的发动机只能提供带延迟的开关形式推力,而且目标导引头只能测量视线角信息。本文基于有限时间收敛理论和观测器,研究了临近空间拦截器开关制导控制方法。考虑发动机控制受限和末制导时间有限,基于有限时间控制理论,设计了两种有限时间收敛制导律。其一是bang-bang制导律。在二维平面和三维空间中,严格证明了有限时间收敛的充分条件。根据充分条件和制导周期,设计了带滞环开关的制导律。仿真结果表明,视线角速率有限时间收敛到原点,验证了有限时间收敛条件。提出的制导律可以避免视线角速率抖振,降低发动机开关频率。其二是有限时间收敛制导律和变开关门限的PWPF调节器。理论分析和仿真结果表明提出的制导律对机动目标具有鲁棒性,视线角速率收敛到原点更快,发动机工作时间增加、开关次数减少。考虑弹体动态延迟特性对制导性能的影响,设计了考虑发动机动特性的有限时间收敛制导律。其一,将发动机动特性视为具有开关工作形式的一阶环节,与目标-拦截器相对运动模型,建立了制导模型以设计制导律。采用bang-bang非奇异滑模制导律,严格证明了有限时间收敛的充分条件。基于最小工作时间和有限时间收敛的充分条件,设计了带滞环开关的非奇异滑模制导律。两者组成组合制导律。仿真结果表明提出的制导律能有效补偿动态延迟的影响。其二,建立了不以视线角加速度为状态变量的制导模型,采用bang-bang线性滑模制导律,证明了有限时间收敛条件。相应地,给出了滞环线性滑模制导律和组合制导律。仿真结果表明在存在测量噪声时,提出的制导律具有更好的制导性能。其三,建立了考虑发动机二阶动特性的制导模型。设计了带滞环开关的滑模制导律,可保证视线角速率有限时间收敛到原点的邻域。仿真结果表明,考虑发动机二阶动特性的制导律,与未考虑动特性或只考虑一阶动特性的制导律比较,制导精度更高。考虑目标导引头只能测量视线角信息,将目标机动项扩张为未知状态,设计了两种扩张观测器,在不需要假设目标机动模型的条件下,即可估计视线角速率和目标加速度。其一,基于考虑发动机一阶动特性的制导模型,设计了线性扩张状态观测器。基于估计值,实现了bang-bang非奇异滑模制导律和带滞环开关的非奇异滑模制导律。其二,基于考虑发动机控制受限的数学模型,设计了扩张高增益观测器。基于估计值,实现了有限时间收敛制导律和PWPF调节器。仿真结果表明,观测器可有效地估计视线角速率和目标加速度,基于估计值的复合制导律满足拦截精度要求。考虑拦截器质心偏移,在控制受限条件下,设计了两种鲁棒姿态控制律,并解决了滚转和偏航通道发动机共用问题。其一,针对解耦的三通道姿控模型,采用bang-bang线性滑模控制律,严格证明了有限时间收敛的充分条件。引入边界层去除了抖振,给出了三通道带死区的姿态控制律。仿真结果验证了控制律有限时间收敛条件,发动机分配方案满足要求。其二,应用backstepping方法设计了非线性姿态控制律,将非线性扰动观测器的估计值补偿到控制律中,提高了复合控制律的鲁棒性。PWM将控制律转换为发动机的开机时间。仿真结果验证了观测器和复合控制律的性能,PWM有良好的调制效果。考虑姿态控制和制导控制是密切相关的,针对临近空间两种典型目标,研究了拦截器制导控制方法。反X-51A,姿态控制采用了基于扰动观测器的非线性控制律,制导控制采用了基于线性扩张状态观测器的考虑发动机一阶动特性的组合制导律。反HTV-2,姿态控制采用了bang-bang线性滑模控制律,制导控制采用了基于扩张高增益观测器的有限时间收敛制导律和PWPF调节器。蒙特卡洛仿真中考虑了拦截器质心偏移、发动机推力偏心和导引头测量噪声。结果表明,提出的制导控制方案均可实现“直接碰撞杀伤”拦截目标。
李晨[7]（2019）在《基于改进高阶滑模的可重复使用运载器控制与分配技术研究》文中研究指明可重复使用运载器（RLV）应用广泛,在民用领域和军用领域都受到了国内外学者的高度重视,RLV飞行范围广,气动环境变化剧烈,对飞行控制的自适应性和鲁棒性提出了较高的要求。能够自主的调节控制性能是目前飞行器控制领域的发展趋势。本文主要针对飞行器的再入无动力返回段的控制系统进行研究,主要研究了以下几个方面。首先推导了飞行器的六自由度数学模型,在一定的前提假设下,构建了飞行器姿态控制模型和控制分配模型,为后续的滑模控制和控制分配奠定了基础。其次,对于飞行器的姿态控制问题,依据多时间尺度理论,将控制系统分为内外两个回路,分别设计自适应非奇异积分终端滑模控制器,考虑到外界力矩干扰和转动惯量的摄动,设计了超螺旋干扰观测器对摄动和干扰量进行估计,对于控制量饱和的情况,在原有控制律的基础上增加了超前动态抗饱和补偿方案,有效的缩短了控制饱和的时间,并通过仿真验证了所设计的改进方法的有效性。接着对于滑模控制器产生的虚拟力矩指令,通过引入控制分配,建立起了控制器加多执行机构的控制系统结构,设计了基于烟花算法的控制分配策略,通过混沌初始化,混沌火花策略有效搜索解空间。针对烟花集群现象,通过K近邻算法估计聚集密度,自适应调节子代爆炸半径快速减小聚集度。再通过引入多种群的思想对混沌烟花算法进行改进,提出一种基于天牛须搜索算法的多种群协同搜索策略,对飞行器力矩指令进行跟踪,验证了改进的烟花算法的性能强于传统烟花算法和粒子群算法。然后针对执行机动的速率约束,控制效率矩阵存在不确定性和控制分配方案实时性的需求的特点,设计了一种基于凸优化的鲁棒快速控制分配策略,首先介绍了传统的伪逆法和二次规划处理策略,之后对于偏转量最小的性能指标建立起基于鲁棒优化的数学规划问题,并使用Huber损失函数来代替传统的二范数,然后再将其转换为二阶锥规划进行求解,仿真结果表明了该方法能够在存在不确定性的情况下快速完成控制分配的任务,并且跟踪效果良好。最后,对全文的内容进行了总结,并对本文的研究内容中存在不足进行了分析探讨,对讨论飞行器姿态控制方法未来的研究方向。
王勇[8]（2019）在《高超声速飞行器复合控制方法研究》文中进行了进一步梳理高超声速飞行器具有飞行空域广、高度和速度跨度范围大、飞行环境复杂多变等特点,因而其控制系统面临着控制力矩不足、系统响应延迟和飞行鲁棒性降低等难题。本文以吸气式高超声速飞行器为研究对象,提出了基于气动力和直接力的复合控制方案,对高超声速飞行器动力学建模、执行机构特性、滑模变结构控制律设计和控制指令分配等进行了详细研究。首先,给出了升力体外形的高超声速飞行器总体方案,以及飞行器典型特征参数。提出了“水平副翼+双垂尾”气动力控制系统,辅以燃烧室引流直接力控制的复合控制方案。详细介绍了相关坐标系的定义及其转换关系,建立了高超声速飞行器的姿态动力学模型。其次,以高超声速飞行器复合控制机构为研究对象,开展了复杂系统近似建模技术、空气舵系统和直接力系统的力矩特性研究。基于拉丁超立方采样方法,以极大极小距离作为优化准则,提出了最优拉丁超立方采样方法。系统地研究并实现了Kriging近似建模方法。推导了空气舵系统、直接力系统的控制力矩模型,分析了模型的影响因素,采用最优拉丁立方抽样建立了训练样本集和验证样本集,并通过CFD方法对上述样本集上的力矩特性进行了数值计算。在此基础上,建立了两种控制机构的近似模型。之后,为了提高控制系统的综合性能,设计了自适应滑模控制器。介绍了滑模变结构控制的基本原理。根据飞行器不同状态变量的响应时间不同,利用时间尺度理论将控制系统划分为快变量和慢变量两个子系统。在此基础上,设计了面向高超声速飞行器的自适应滑模控制器。仿真分析结果表明,该控制器能够有效解决复合控制系统快响应、强耦合、非线性和不确定性条件下的控制问题。最后,针对复合控制系统的控制分配策略问题进行了研究。介绍了典型的控制分配策略。针对中高空巡航飞行状态,提出了能量最省的控制分配策略,通过仿真分析验证了分配策略的正确性。而针对高机动飞行或俯冲攻击状态,提出了基于模糊逻辑的控制分配策略,建立了隶属度函数和模糊控制规则,形成了模糊控制分配策略,通过仿真分析验证了该分配策略的有效性。
普承恩[9]（2019）在《超高速二维弹道修正弹的弹道特性与飞行控制律研究》文中提出超高速二维弹道修正弹（Hyper Velocity Two Demensional Trajectory Correction Projectile,HVP）以其飞行速度快、射程远的特点正在被各国重视。其模型存在不确定性和随机干扰等特点,给制导和飞行控制带来了困难,严重影响着弹丸的落点散布。本文以国外已公开的超高速二维弹道修正弹为对象,进行相关制导和飞行控制方法的研究。为研究超高速二维弹道修正弹的弹道特性,根据其气动外形特点建立出六自由度刚体非线性空间运动模型,并对弹道进行数值仿真。在非线性弹道模型的基础上进行小扰动线性化;在复数域内推导俯仰和偏航通道的耦合传递函数,并采用“前馈补偿”法进行解耦;分析在阶跃扰动情况下弹丸攻角的自由运动情况和飞行动态稳定性。为进一步提高弹丸的命中精度,提出一种将拓展卡尔曼滤波（EKF）与敏感矩阵结合的落点预测（IPP）制导方法。首先在质心运动模型的基础上推导出了离散化卡尔曼滤波状态方程和卫星量测方程;其次利用EKF滤波器对一段扰动弹道进行预测,并根据预测得到的落点坐标设计一种基于敏感矩阵的导引律;最后对所设计的制导律进行仿真验证。结果表明EKF能快速进行落点预测,敏感矩阵导引律能有效减小圆概率偏差（CEP）。为实现角运动的指令跟踪控制,针对线性和非线性角运动系统分别设计相应的控制律。第一,在线性系统解耦的基础上设计线性PID控制器,仿真研究PID控制器在模型时变系统中和外界干扰条件下的鲁棒性,结果表明PID控制器在模型时变和外界干扰条件下的鲁棒性差,因此引入模糊控制理论,对攻角控制系统设计Mamdani控制器,并进行仿真分析,结果表明模糊控制器能够很好地克服时变模型和外界干扰的影响,鲁棒性强。第二,推导出非线性角运动系统模型,根据非线性系统理论,引入微分几何理论和滑动模态变结构控制理论。首先采用微分几何理论中的线性化反馈法设计一种控制律;其次以线性化反馈理论为基础结合滑动模态设计一种混合控制律,并利用饱和函数替代符号函数。最后分别对两种控制律进行了系统仿真研究。结果表明线性化反馈控制能实现系统解耦,但无法克服外界干扰,鲁棒性能差。而基于线性化反馈的滑动模态变结构控制具有很好的抗干扰性,鲁棒性能强,并且利用饱和函数替代符号函数,有效地减弱了滑模控制输出的高频抖振现象。
马璐[10]（2019）在《超近程垂发导弹弹道优化与控制系统参数设计研究》文中研究说明垂直发射导弹的系统反应能力快速,发射效率高,360度无发射死角,装弹量大,有利于通用化、模块化,结构简单,工作可靠,成本低等优点。但是导弹在飞行时存在大攻角机动的过程,气动非线性现象十分明显,同时超近程导弹的飞行距离和系统响应时间都很短,要求控制系统必须要具有良好的快速性和动态品质。本文以超近程垂发导弹为研究对象,进行弹体非线性气动力和力矩建模、弹道优化及推力方案一体化设计、非线性控制系统设计等几个方面的研究工作。首先,针对超近程垂发导弹快速转弯存在大攻角机动飞行的特点,对弹体所受力和力矩进行气动分析,建立了描述导弹进行大攻角转弯时非线性力和力矩模型、控制模型、导弹动力学和运动学模型,为本文后续研究搭建了基础理论模型。其次,导弹在快速转弯阶段发动机推力和弹体运动存在耦合现象。根据垂直发射导弹的飞行特性将弹道进行分段设计,把原问题转换为参数规划求解问题,设计导弹的飞行状态参数约束条件,建立导弹多约束多优化变量多飞行阶段条件下弹道优化模型。基于hp-伪谱法将弹道优化问题转变成非线性规划问题,从而得到方案弹道。第三,结合导弹大攻角机动飞行的非线性动力学模型和方案弹道优化结果,设计了基于李雅普诺夫稳定性理论和Backstepping方法的非线性姿态控制律。控制器设计中会出现微分膨胀现象,根据动态面法设计低通滤波器来估计微分项,并进行了仿真对比分析说明Backstepping控制方法具有良好的跟踪精度和稳定性。基于三通道控制模型设计非线性控制律来解决通道之间的运动和惯性耦合项。根据六自由度运动模型进行仿真说明导弹控制系统设计的正确性。第四,考虑到非线性气动不确定性对控制系统的影响,设计非线性干扰观测器（NDO）,提出了基于NDO的Backstepping控制方法,仿真结果表明所设计的控制器具有一定的自抗扰能力,动态品质良好。第五,由于非线性干扰观测器设计结构比较复杂,而滑模控制结构简单,对内部参数摄动具有“不变性”,结合滑模控制和Backstepping控制各自的优点,设计了基于滑模的Backstepping控制器进行仿真。仿真结果表明所设计的基于滑模的Backstepping控制器具有较好的稳定性和鲁棒性。
二、高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究（论文提纲范文）
（1）襟翼飞行器非线性控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及意义 |
| 1.2 BTT控制方法研究 |
| 1.2.1 BTT控制方法国外研究现状 |
| 1.2.2 BTT控制方法国内研究现状 |
| 1.3 飞行器复合控制国内外研究现状 |
| 1.3.1 古典频域方法 |
| 1.3.2 现代控制理论方法 |
| 1.4 高速再入飞行器执行机构国内外研究现状 |
| 1.4.1 襟翼飞行器国外研究现状 |
| 1.4.2 襟翼飞行器国内研究现状 |
| 1.4.3 非襟翼飞行器国内研究现状 |
| 1.5 本文的主要研究内容及章节安排 |
| 第2章 基于襟翼控制的面对称飞行器动力学模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系定义及相关坐标变换 |
| 2.2.1 坐标系定义 |
| 2.2.2 坐标系转换 |
| 2.3 襟翼飞行器的运动方程 |
| 2.4 微分几何基础知识 |
| 2.4.1 微分同胚 |
| 2.4.2 Lie导数 |
| 2.5 襟翼飞行器三通道控制系统能控性分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 基于SDRE方法的过载反馈襟翼飞行器控制律设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 过载反馈襟翼飞行器控制系统模型 |
| 3.3 SDRE控制方法基本原理 |
| 3.4 SDC形式 |
| 3.5 基于SDRE的襟翼飞行器三通道控制律设计 |
| 3.6 基于SDRE控制的襟翼飞行器三通道数值仿真分析 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 基于反馈线性化的襟翼飞行器控制律设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 襟翼飞行器的内动态分析 |
| 4.3 基于反馈线性化的襟翼飞行器三通道控制律设计 |
| 4.4 襟翼飞行器反馈线性化控制系统数值仿真分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 引入直接力的襟翼飞行器滑模控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 引入直接力的襟翼飞行器控制系统模型 |
| 5.3 襟翼飞行器纵向通道控制律的设计 |
| 5.3.1 纵向通道舵偏角线性二次型最优控制律 |
| 5.4 襟翼飞行器侧向通道复合控制律的设计 |
| 5.4.1 侧向通道舵偏角线性二次型最优控制律 |
| 5.4.2 侧向通道直接侧向力控制系统模型 |
| 5.4.3 具有规范形式的线性系统的滑模控制律设计方法 |
| 5.4.4 侧向通道侧喷发动机滑模控制律设计 |
| 5.5 引入直接力的襟翼飞行器控制系统数值仿真分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 基于反馈线性化的直接侧向力与襟翼复合控制 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 直接侧向力与襟翼复合控制飞行器运动模型 |
| 6.3 直接侧向力与襟翼复合控制系统内动态分析 |
| 6.3.1 气动力控制系统零动力学分析 |
| 6.3.2 直接侧向力与气动力复合控制系统零动力学分析 |
| 6.3.3 直接侧向力与气动力相互配合机理 |
| 6.4 直接侧向力与襟翼复合系统控制器设计 |
| 6.5 直接侧向力与襟翼复合控制系统数值仿真分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（2）高速滑翔飞行器制导控制技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 相关领域研究现状 |
| 1.2.1 国外高超声速滑翔飞行器研究现状 |
| 1.2.2 高速滑翔飞行器控制技术研究现状 |
| 1.3 全文组织结构 |
| 第二章 高速滑翔飞行器动力学建模 |
| 2.1 常用坐标系定义 |
| 2.2 坐标系间的转换 |
| 2.3 高速滑翔飞行器气动模型 |
| 2.4 高速滑翔飞行器动力学模型 |
| 2.4.1 运动模型简化条件 |
| 2.4.2 动力学模型 |
| 2.5 面向控制的建模 |
| 2.6 参数不确定性模型 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 基于滑模控制的飞行器控制系统设计 |
| 3.1 滑模变结构控制的基本原理 |
| 3.1.1 滑模变结构控制定义 |
| 3.1.2 滑模面的参数设计 |
| 3.1.3 离散滑模控制系统的描述 |
| 3.1.4 离散滑模控制的特性 |
| 3.2 滑模控制抖振现象分析 |
| 3.2.1 引起抖振的原因 |
| 3.2.2 抖振的削弱方法 |
| 3.3 高速滑翔飞行器的滑模控制器设计 |
| 3.3.1 基于动态逆的反馈线性化方法 |
| 3.3.2 滑模控制系统设计 |
| 3.4 巡航段仿真模型与分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 高速滑翔飞行器的末制导率及BTT控制 |
| 4.1 具有末端角约束的最优末制导律设计 |
| 4.1.1 末制导段弹目运动学模型 |
| 4.1.2 末端角约束问题 |
| 4.1.3 基于落角约束的纵向末制导律设计 |
| 4.2 末制导段BTT控制 |
| 4.2.1 BTT控制技术特点 |
| 4.2.2 BTT-90转弯制导律设计 |
| 4.3 下降攻击段数字仿真 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 本文工作内容 |
| 5.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（3）飞行器耦合及不确定性分析与导引控制设计方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题背景及意义 |
| 1.2 飞行器导引与控制研究现状 |
| 1.2.1 飞行器控制方法研究现状综述 |
| 1.2.2 飞行器导引律研究现状综述 |
| 1.2.3 飞行器导引与控制一体化研究现状综述 |
| 1.3 耦合及不确定系统控制研究现状综述 |
| 1.3.1 不确定系统控制研究现状综述 |
| 1.3.2 耦合系统控制研究现状综述 |
| 1.4 论文主要内容、结构与创新点 |
| 1.4.1 研究内容 |
| 1.4.2 论文结构 |
| 1.4.3 创新点 |
| 第二章 问题的引出 |
| 2.1 导弹的六自由度非线性模型 |
| 2.1.1 常用坐标系 |
| 2.1.2 导弹运动方程组 |
| 2.2 导弹控制系统的设计模型的建立与分析 |
| 2.2.1 导弹控制系统的设计模型的建立 |
| 2.2.2 不确定性分析和耦合特性分析 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 非匹配不确定性系统鲁棒控制器设计 |
| 3.1 滑模控制对匹配不确定系统的鲁棒性 |
| 3.2 基于Levant’s精确微分器的非匹配不确定性系统控制器设计 |
| 3.2.1 控制器设计 |
| 3.2.2 仿真分析 |
| 3.3 基于Backstepping和干扰观测器的非匹配不确定性系统鲁棒控制器设计 |
| 3.3.1 控制器设计 |
| 3.3.2 稳定性分析 |
| 3.3.3 仿真分析 |
| 3.4 基于双层自适应动态面的非匹配不确定性系统鲁棒控制器设计 |
| 3.4.1 控制器设计 |
| 3.4.2 稳定性分析 |
| 3.4.3 仿真分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 耦合系统控制器设计 |
| 4.1 基于状态耦合直接补偿的耦合系统控制器设计 |
| 4.1.1 基于状态耦合直接补偿的分布式控制器设计 |
| 4.1.2 基于状态耦合直接补偿的向量式控制器设计 |
| 4.2 基于状态耦合及参考输入有效补偿的耦合系统控制器设计 |
| 4.2.1 基于耦合及参考输入有效补偿的控制器设计 |
| 4.2.2 稳定性分析 |
| 4.2.3 仿真分析 |
| 4.3 一类含控制输入耦合的系统控制器设计 |
| 4.3.1 一类含控制输入耦合的系统非解耦控制器设计及稳定性分析 |
| 4.3.2 仿真分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 飞行器姿态非解耦矢量控制器设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 有推力飞行器速度与姿态非解耦矢量动态面控制器设计 |
| 5.2.1 模型建立与分析 |
| 5.2.2 控制器设计及稳定性分析 |
| 5.2.3 仿真分析 |
| 5.3 无推力飞行器姿态非解耦矢量控制器设计 |
| 5.3.1 模型建立与分析 |
| 5.3.2 控制器设计及稳定性分析 |
| 5.3.3 仿真分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 考虑自动驾驶仪动态特性三维导引律设计 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 模型建立与分析 |
| 6.3 基于自适应高阶滑模的三维导引律设计 |
| 6.3.1 理论基础 |
| 6.3.2 非奇异确定时间收敛滑模面设计 |
| 6.3.3 确定时间收敛三维滑模导引律设计 |
| 6.4 仿真分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 全状态耦合的导引与控制一体化设计 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 模型建立与分析 |
| 7.3 寻的导弹满足落角约束的导引与控制一体化设计 |
| 7.3.1 导引与控制一体化设计 |
| 7.3.2 稳定性分析 |
| 7.4 仿真分析 |
| 7.5 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 全文总结 |
| 8.2 研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 A 矢量运算法则 |
（4）空空导弹三维耦合及终端角度约束制导研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.1.1 选题背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状及发展趋势 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.2.3 存在的问题及发展趋势 |
| 1.3 论文主要内容及结构 |
| 第二章 导弹数学模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 常用坐标系及其转换 |
| 2.2.1 坐标系的定义 |
| 2.2.2 坐标系的转换 |
| 2.3 导弹数学模型建立 |
| 2.3.1 导弹模型数学基础 |
| 2.3.2 导弹数学模型六自由度仿真方案 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 基于李群理论的三维耦合制导律 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 李群理论 |
| 3.2.1 李群 |
| 3.2.2 三维旋转群 |
| 3.2.3 李代数 |
| 3.2.4 三维旋转群与对应的李代数 |
| 3.2.5 指数映射和对数映射 |
| 3.3 导弹三维耦合制导律设计 |
| 3.3.1 纵向平面制导律设计 |
| 3.3.2 横向平面制导律设计 |
| 3.3.3 纵横耦合项设计 |
| 3.3.4 三维耦合制导律 |
| 3.4 数值仿真验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 基于状态相关黎卡提方程的终端角约束制导律 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 状态相关黎卡提方程理论 |
| 4.3 具有终端角约束的SDRE制导律的设计 |
| 4.3.1 导弹数学模型建立 |
| 4.3.2 状态相关黎卡提方程制导律设计 |
| 4.3.3 状态相关黎卡提方程制导律修正 |
| 4.4 数值仿真验证 |
| 4.4.1 相同初始弹道倾角,不同终端约束角 |
| 4.4.2 不同初始弹道倾角,相同终端约束角 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 基于滑模变结构的终端角约束制导律 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 变结构控制理论 |
| 5.2.1 变结构控制系统的基本理论 |
| 5.2.2 变结构控制系统的数学描述 |
| 5.2.3 变结构控制系统的基本特性 |
| 5.2.4 变结构控制系统抖振现象及削弱方法 |
| 5.3 具有终端角约束的变结构制导律设计 |
| 5.3.1 变结构制导律设计 |
| 5.3.2 系统稳定性及时间有限性分析 |
| 5.4 数值仿真验证 |
| 5.4.1 目标做匀速直线运动 |
| 5.4.2 目标做变机动运动 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 论文总结 |
| 6.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间的研究成果及参与的科研项目 |
| 致谢 |
（5）垂直起降可重复使用火箭返回制导与控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 论文研究背景与意义 |
| 1.2 垂直起降运载器及试验飞行器发展现状 |
| 1.3 返回飞行制导方法研究现状 |
| 1.3.1 修航段制导方法 |
| 1.3.2 气动减速段制导方法 |
| 1.3.3 垂直着陆段制导方法 |
| 1.4 火箭姿态控制方法研究现状 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第2章 垂直起降火箭返回飞行数学模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系定义及坐标转换 |
| 2.2.1 坐标系定义 |
| 2.2.2 坐标转换矩阵及欧拉角 |
| 2.3 垂直起降火箭执行机构 |
| 2.4 垂直起降火箭返回运动数学模型 |
| 2.4.1 质心平动动力学方程组 |
| 2.4.2 绕质心转动动力学方程组 |
| 2.4.3 运动学方程组 |
| 2.4.4 补充方程 |
| 2.5 垂直起降火箭返回飞行方案弹道 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 大气层外修航段双层目标点更新迭代制导方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 大偏航角迭代制导方法 |
| 3.2.1 制导最优解推导 |
| 3.2.2 控制量参数求解 |
| 3.3 双层目标点更新算法 |
| 3.3.1 基于几何关系的目标点自适应更新 |
| 3.3.2 基于剩余时间的目标点自适应更新 |
| 3.3.3 实现流程 |
| 3.4 仿真分析 |
| 3.4.1 制导律仿真 |
| 3.4.2 蒙特卡洛打靶 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 垂直返回大气层内多约束高精度制导方法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 气动减速段角度约束制导律 |
| 4.2.1 火箭-虚拟目标制导问题数学模型 |
| 4.2.2 传统角度约束非奇异终端滑模制导律 |
| 4.2.3 固定时间收敛扰动观测器 |
| 4.2.4 基于FxTDO的角度约束非奇异快速终端滑模制导律 |
| 4.2.5 补充方程 |
| 4.2.6 仿真分析 |
| 4.3 垂直着陆段多约束制导律 |
| 4.3.1 四次多项式制导律 |
| 4.3.2 补充方程 |
| 4.3.3 仿真分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 垂直返回双幂次固定时间收敛控制方法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 火箭垂直返回非线性姿态跟踪控制系统模型 |
| 5.3 基于FxTDO的双幂次固定时间收敛滑模控制方法 |
| 5.3.1 任意阶固定时间收敛扰动观测器 |
| 5.3.2 双幂次固定时间收敛滑模面 |
| 5.3.3 双幂次固定时间收敛滑模控制器 |
| 5.3.4 控制器结构 |
| 5.4 仿真分析 |
| 5.4.1 控制系统仿真 |
| 5.4.2 返回全程六自由度仿真 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 攻读博士学位期间所发表的学术论文 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（6）临近空间拦截器开关制导控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究的目的和意义 |
| 1.1.1 课题背景 |
| 1.1.2 研究的目的和意义 |
| 1.2 制导控制方法研究现状 |
| 1.2.1 姿态控制方法研究现状 |
| 1.2.2 制导方法研究现状 |
| 1.2.3 估计方法研究现状 |
| 1.3 带约束的制导律国内外研究现状 |
| 1.3.1 在控制受限下制导律国内外研究现状 |
| 1.3.2 有限时间收敛制导律国内外研究现状 |
| 1.3.3 有动态延迟的制导律国内外研究现状 |
| 1.3.4 带扩张观测器制导律国内外研究现状 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 第2章 控制受限的有限时间收敛制导律 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基础知识 |
| 2.2.1 常用坐标系 |
| 2.2.2 常用坐标系的转换 |
| 2.2.3 拦截器直接侧向力描述 |
| 2.2.4 拦截中的运动方程 |
| 2.3 目标-拦截器相对运动数学描述 |
| 2.3.1 二维平面制导方程 |
| 2.3.2 三维空间制导方程 |
| 2.3.3 空间和平面制导模型的关系 |
| 2.4 有限时间控制理论 |
| 2.5 控制受限的有限时间滞环制导律 |
| 2.5.1 平面有限时间稳定条件 |
| 2.5.2 三维有限时间稳定条件 |
| 2.5.3 滞环制导律设计 |
| 2.5.4 仿真分析 |
| 2.6 控制受限的有限时间收敛PWPF调制制导律 |
| 2.6.1 PWPF调节器介绍 |
| 2.6.2 有限时间稳定制导律 |
| 2.6.3 变开启门限PWPF调节器 |
| 2.6.4 仿真分析 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 考虑发动机动特性的制导律 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 考虑一阶动特性的非奇异滑模制导律 |
| 3.2.1 考虑一阶动特性的制导方程 |
| 3.2.2 非奇异滑模制导律有限时间收敛条件 |
| 3.2.3 滞环非奇异滑模制导律 |
| 3.2.4 仿真分析 |
| 3.3 考虑一阶动特性的线性滑模制导律 |
| 3.3.1 考虑一阶动特性的制导模型 |
| 3.3.2 线性滑模制导律有限时间收敛条件 |
| 3.3.3 滞环线性滑模制导律 |
| 3.3.4 仿真分析 |
| 3.4 考虑二阶动特性的滑模制导律 |
| 3.4.1 考虑二阶动特性的制导方程 |
| 3.4.2 滑模制导律有限时间收敛条件 |
| 3.4.3 滞环滑模制导律 |
| 3.4.4 仿真分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 基于扩张状态观测器的制导律 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 数学模型 |
| 4.3 基于LESO的滞环非奇异滑模制导律 |
| 4.3.1 线性扩张状态观测器 |
| 4.3.2 基于LESO的制导律有限时间收敛条件 |
| 4.3.3 基于LESO的滞环非奇异滑模制导律 |
| 4.3.4 仿真分析 |
| 4.4 基于扩张HGO的 PWPF调制制导律 |
| 4.4.1 扩张高增益观测器 |
| 4.4.2 基于扩张HGO的有限时间制导律 |
| 4.4.3 基于扩张HGO的变开启门限PWPF调节器 |
| 4.4.4 仿真分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 控制受限的鲁棒控制律 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 控制受限的有限时间收敛滑模控制律 |
| 5.2.1 解耦的姿态运动模型 |
| 5.2.2 有限时间收敛滑模控制律 |
| 5.2.3 姿态控制发动机分配 |
| 5.2.4 仿真分析 |
| 5.3 基于扰动观测器的非线性姿态控制律和PWM |
| 5.3.1 跟踪误差的姿态运动模型 |
| 5.3.2 非线性姿态控制律 |
| 5.3.3 非线性扰动观测器 |
| 5.3.4 PWM设计 |
| 5.3.5 仿真分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 临近空间拦截器制导控制系统仿真 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 拦截器参数与性能指标 |
| 6.3 反临近空间X-51A |
| 6.4 反临近空间HTV-2 |
| 6.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（7）基于改进高阶滑模的可重复使用运载器控制与分配技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 论文组织结构 |
| 2 可重复使用运载器再入模型描述 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 标准大气模型与气动分析 |
| 2.3 可重复使用运载器六自由度运动模型 |
| 2.4 力矩控制分配 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 滑模变结构控制系统设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 可重复使用运载器控制模型 |
| 3.3 多时间尺度控制系统设计 |
| 3.4 基于自适应积分终端滑模的双环控制器设计 |
| 3.5 消弱抖振方式 |
| 3.6 超前动态抗饱和补偿器设计 |
| 3.7 仿真结果及分析 |
| 3.8 本章小结 |
| 4 基于改进烟花算法的控制分配研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 控制分配问题描述 |
| 4.3 烟花算法原理描述 |
| 4.4 改进烟花算法设计 |
| 4.5 仿真结果及分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 5.基于凸优化的鲁棒快速分配方法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 不确定性条件下的控制分配描述 |
| 5.3 基于凸优化的鲁棒快速控制分配策略 |
| 5.4 仿真结果及分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 全文工作总结 |
| 6.2 问题与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录1 攻读硕士学位期间发表的论文 |
（8）高超声速飞行器复合控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 高超声速飞行器发展概况 |
| 1.2.1 国内外发展概况 |
| 1.2.2 控制系统面临的挑战 |
| 1.2.3 分析与思考 |
| 1.3 飞行器复合控制技术研究现状 |
| 1.3.1 飞行器控制执行机构 |
| 1.3.2 控制律设计方法 |
| 1.3.3 控制指令分配算法 |
| 1.4 本文主要研究内容及章节安排 |
| 第2章 高超声速飞行器动力学模型 |
| 2.1 飞行器方案与布局 |
| 2.1.1 飞行器气动外形 |
| 2.1.2 飞行器的气动特性 |
| 2.1.3 控制操纵机构布局 |
| 2.2 常用坐标系定义及其转化 |
| 2.2.1 常用坐标系 |
| 2.2.2 坐标系转换 |
| 2.3 飞行器姿态运动方程 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 高超声速飞行器控制机构特性 |
| 3.1 基于Kriging的近似建模方法 |
| 3.1.1 基于最优拉丁超立方的试验设计 |
| 3.1.2 Kriging近似模型 |
| 3.1.3 算例测试 |
| 3.2 空气舵系统近似模型 |
| 3.2.1 试验设计 |
| 3.2.2 基于CFD的数值仿真 |
| 3.2.3 基于Kriging的近似建模与验证 |
| 3.3 直接力系统近似模型 |
| 3.3.1 试验设计 |
| 3.3.2 基于CFD的数值仿真 |
| 3.3.3 基于Kriging的近似建模与验证 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 滑模变结构控制律设计 |
| 4.1 滑模变结构控制概念 |
| 4.1.1 基本原理 |
| 4.1.2 控制律设计 |
| 4.1.3 系统抖振消除 |
| 4.2 自适应滑模控制律设计 |
| 4.3 仿真分析 |
| 4.3.1 阶跃指令跟踪 |
| 4.3.2 复杂指令跟踪 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 分段自适应控制分配算法 |
| 5.1 典型的控制分配策略 |
| 5.1.1 动压分配法 |
| 5.1.2 链式递增分配方法 |
| 5.1.3 线性规划法 |
| 5.2 基于能量最省的控制分配策略 |
| 5.2.1 控制系统状态方程 |
| 5.2.2 能量最省分配策略 |
| 5.2.3 仿真分析 |
| 5.3 基于模糊逻辑的控制分配策略 |
| 5.3.1 算法思路 |
| 5.3.2 仿真分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间所发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（9）超高速二维弹道修正弹的弹道特性与飞行控制律研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题的研究背景和意义 |
| 1.2 二维弹道修正弹的简介和发展现状 |
| 1.2.1 传统二维弹道修正弹 |
| 1.2.2 超高速二维弹道修正弹 |
| 1.3 相关理论的研究现状 |
| 1.4 国内弹道修正弹研究面临的问题 |
| 1.5 本文的主要工作 |
| 2 六自由度刚体非线性弹道方程建模 |
| 2.1 坐标系的选取 |
| 2.2 各个坐标系之间的转换关系 |
| 2.3 各个角度之间的几何关系 |
| 2.4 弹箭空间六自由度运动微分方程组 |
| 2.5 力和力矩的表达式 |
| 2.5.1 作用在弹丸上的力 |
| 2.5.2 作用在弹丸上的力矩 |
| 2.6 本章小结 |
| 3 超高速二维弹道修正弹的弹道特性分析 |
| 3.1 空间无控弹道仿真 |
| 3.2 弹丸非线性刚体运动方程组线性化 |
| 3.3 角运动系统传递函数的建立 |
| 3.4 飞行动态稳定特性分析 |
| 3.5 高低和方向攻角的耦合特性分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 超高速二维弹道修正弹的落点预测修正方法 |
| 4.1 弹箭质点弹道模型的建立 |
| 4.2 卫星量测模型 |
| 4.3 EKF算法 |
| 4.4 落点预测制导方法设计 |
| 4.4.1 落点预测导引原理 |
| 4.4.2 敏感矩阵法 |
| 4.5 仿真分析 |
| 4.5.1 EKF落点预测仿真 |
| 4.5.2 落点预测制导的弹道仿真与蒙特卡洛打靶精度分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 超高速二维弹道修正弹线性角运动控制律设计 |
| 5.1 基于传递函数的线性PID解耦控制律设计 |
| 5.1.1 PID控制仿真分析 |
| 5.1.2 时变模型及外界干扰对固定参数PID控制性能的影响 |
| 5.2 基于模糊控制的线性解耦控制律设计 |
| 5.2.1 模糊控制的基本理论 |
| 5.2.2 模糊控制器的设计方法 |
| 5.2.3 弹丸攻角系统Mamdani型模糊控制器设计 |
| 5.2.4 仿真分析 |
| 5.3 本章小结 |
| 6 超高速二维弹道修正弹非线性角运动控制律设计 |
| 6.1 非线性系统的微分几何理论基础 |
| 6.2 滑模变结构控制的基本理论 |
| 6.3 非线性攻角的角运动模型推导 |
| 6.4 线性化反馈控制 |
| 6.4.1 弹丸非线性角运动线性化反馈控制律设计 |
| 6.4.2 仿真分析 |
| 6.4.3 误差微分方程的解对非线性攻角控制系统的影响 |
| 6.5 基于线性化反馈理论的滑动模态变结构控制 |
| 6.5.1 角运动非线性系统的线性化反馈滑模控制律设计 |
| 6.5.2 仿真分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 7 总结与展望 |
| 7.1 总结 |
| 7.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（10）超近程垂发导弹弹道优化与控制系统参数设计研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究意义和目的 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 本文的研究目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 垂直发射武器现状 |
| 1.2.2 弹道优化研究现状 |
| 1.2.3 垂直发射控制技术研究现状 |
| 1.2.4 干扰观测器研究现状 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 2 超近程垂发导弹数学模型 |
| 2.1 坐标系定义及其转换关系 |
| 2.1.1 坐标系定义 |
| 2.1.2 坐标系间的转换 |
| 2.2 超近程垂发导弹受力和力矩分析 |
| 2.2.1 非线性气动力和力矩建模 |
| 2.2.2 作用在超近程垂发导弹的力 |
| 2.2.3 作用在超近程垂发导弹的力矩 |
| 2.3 超近程垂发导弹运动学和动力学模型 |
| 2.3.1 基本假设 |
| 2.3.2 质心运动的动力学方程 |
| 2.3.3 绕质心转动的动力学方程 |
| 2.3.4 质心运动的运动学方程 |
| 2.3.5 绕质心转动的运动学方程 |
| 2.3.6 几何关系方程 |
| 2.3.7 超近程垂发导弹空间运动方程组 |
| 2.3.8 超近程垂发导弹控制系统模型 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 超近程垂发导弹弹道优化设计 |
| 3.1 弹道优化设计设计描述 |
| 3.1.1 优化设计需求 |
| 3.1.2 约束条件和优化目标 |
| 3.1.3 优化模型 |
| 3.2 基于hp-自适应伪谱法的弹道优化设计 |
| 3.2.1 自适应伪谱法迭代原则 |
| 3.2.2 自适应伪谱法优化流程 |
| 3.2.3 弹道优化一体化设计 |
| 3.2.4 优化结果与分析 |
| 3.3 优化模型敏感性分析 |
| 3.3.1 Morris法 |
| 3.3.2 敏感性分析结果 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 超近程垂发导弹Backstepping控制参数设计 |
| 4.1 Backstepping控制方法 |
| 4.2 俯仰通道自动驾驶仪设计 |
| 4.2.1 基于Backstepping控制器设计 |
| 4.2.2 闭环系统稳定性分析 |
| 4.2.3 仿真结果及分析 |
| 4.3 基于Backstepping控制的六自由度仿真 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 基于NDO的超近程垂发导弹Backstepping控制参数设计 |
| 5.1 干扰观测器 |
| 5.1.1 干扰观测器的原理 |
| 5.1.2 干扰观测器的设计与稳定性分析 |
| 5.2 基于NDO的 Backstepping控制器设计 |
| 5.3 闭环系统稳定性分析 |
| 5.4 仿真结果及分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 超近程垂发导弹滑模Backstepping控制参数设计 |
| 6.1 滑模变结构控制 |
| 6.1.1 滑模变结构控制的不变性 |
| 6.1.2 滑模变结构控制设计思想 |
| 6.2 改进全局滑模面设计 |
| 6.3 基于滑模Backstepping控制器设计 |
| 6.4 控制系统稳定性分析 |
| 6.5 仿真结果与分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 7 论文工作总结与展望 |
| 7.1 论文工作总结 |
| 7.2 进一步展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
四、高速再入飞行器的变结构控制及其六自由度仿真研究（论文参考文献）
- [1]襟翼飞行器非线性控制方法研究[D]. 董金鲁. 哈尔滨工业大学, 2021
- [2]高速滑翔飞行器制导控制技术研究[D]. 金浩聪. 西安电子科技大学, 2020(05)
- [3]飞行器耦合及不确定性分析与导引控制设计方法研究[D]. 韩阳. 国防科技大学, 2019
- [4]空空导弹三维耦合及终端角度约束制导研究[D]. 周少波. 厦门大学, 2019(09)
- [5]垂直起降可重复使用火箭返回制导与控制方法研究[D]. 吴荣. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [6]临近空间拦截器开关制导控制方法研究[D]. 段美君. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [7]基于改进高阶滑模的可重复使用运载器控制与分配技术研究[D]. 李晨. 华中科技大学, 2019(03)
- [8]高超声速飞行器复合控制方法研究[D]. 王勇. 哈尔滨工业大学, 2019(01)
- [9]超高速二维弹道修正弹的弹道特性与飞行控制律研究[D]. 普承恩. 南京理工大学, 2019(06)
- [10]超近程垂发导弹弹道优化与控制系统参数设计研究[D]. 马璐. 南京理工大学, 2019(06)