一、导弹纵向机动飞行鲁棒控制（论文文献综述）
李鑫宇[1]（2020）在《带有角度约束及执行器饱和的制导与控制一体化设计》文中认为制导系统与控制系统是导弹最为核心的架构,其直接决定着导弹的性能。随着导弹技术的发展,对制导精度提出了更高的要求。制导控制一体化技术将导弹的制导系统与控制系统视为一个整体,可以充分利用这二者之间的耦合关系来提升导弹整体的性能和可靠性。因此对于导弹的制导控制一体化技术进行研究有着十分重要的意义。本文对考虑角度约束及执行器饱和的制导与控制一体化技术进行研究,主要内容包括:首先,引入几种常用坐标系及其之间的相对关系,并结合导弹纵向非线性运动方程组、导弹控制系统模型及弹-目相对运动模型推导出制导控制一体化设计模型。其次,我们使用了一种改进的反步法——动态面方法进行了一体化控制律算法设计。该方法有效地避免了使用传统反步法带来的“计算膨胀”问题。在设计过程中,引入了一种改进的饱和函数来限制虚拟控制量的幅值,然后我们通过构造辅助系统来分析和补偿饱和处理的影响,并基于Lyapunov稳定性理论对算法进行了稳定性分析,同时进行了数值仿真,得到的结果验证了算法的有效性。然后,考虑到动态面方法保留了传统反步法分离设计的本质,且有着难以均匀地使用导弹机动能力的缺点,于是我们便设计了基于凸优化的多约束制导控制一体化算法。在设计过程中,先将制导控制一体化设计模型写为紧凑的线性时变系统形式,再基于“使用一族切换的线性定常系统逼近该线性时变系统”的思想,将问题转化为线性定常系统的控制律设计,随后通过引入线性系统短时间稳定性与短时间镇定的概念来导出输入受限线性系统短时间镇定的概念,最终设计出基于凸优化的多约束制导控制一体化算法,并通过仿真验证了该算法能够有效地处理状态受限及输入饱和的问题。最后,考虑到导弹在末制导飞行过程中会受到各种各样的干扰以及不确定性因素的影响,因而对前文所设计的两种算法进行了抗干扰能力验证。由于近来基于干扰观测器的主动补偿复合控制得到了广泛应用,因此在前文设计的两种算法中添加了干扰观测器,并通过非线性的数值仿真验证了带有观测器算法的有效性,但与原算法仿真结果相比,带有干扰观测器的算法难以在性能上获得本质提升,这就反映出了原算法本身有着一定的抗干扰能力。后来进行的蒙特卡洛仿真也验证了多源干扰下基于动态面的多约束鲁棒制导控制一体化算法与多源干扰下基于凸优化的多约束制导控制一体化算法有着较好的抗干扰能力。
黄景帅[2]（2020）在《高超声速滑翔目标跟踪与拦截制导方法研究》文中指出高超声速滑翔目标（Hypersonic Glide Target,HGT）突破了传统弹道式目标的飞行模式,凭借大升阻比的气动外形在临近空间长时间滑翔飞行。作为当前最具威胁的进攻性武器之一,兼具速度和机动性,如何拦截HGT是当前导弹防御领域的研究热点与前沿问题。论文以此为背景,主要针对目标跟踪和拦截制导方法开展了研究。首先,针对HGT跟踪模型中的建模误差导致跟踪精度不高的问题,基于无迹卡尔曼滤波（Unsencted Kalman Filter,UKF）框架构造了一种鲁棒非线性滤波算法用于目标运动状态的估计。目标跟踪精度与目标跟踪模型和滤波估计算法密切相关。鉴于HGT复杂多变的运动模式,难以建立与其真实运动模式实时匹配的目标运动模型,于是导致模型误差。从动力学角度将未知的气动加速度表征为广义气动参数,假定其符合维纳随机过程,并扩展至目标运动方程中与其运动状态联合进行估计,建立了地基雷达对目标的量测模型。将强跟踪滤波理论和Huber方法嵌入至UKF框架下,分别用于提高UKF对状态模型误差和量测模型误差的鲁棒性,并抑制了两方法间的相互影响。通过蒙特卡洛仿真验证了鲁棒非线性滤波算法能够降低模型误差存在时的状态估计误差。其次,提出了基于交互式多模型（Interacting Multiple Model,IMM）和量测新息的机动频率自适应跟踪方法,通过自适应机动模型参数来增强跟踪方法对HGT复杂多变运动模式的适应性。介绍了几种典型的机动模型,并将HGT的气动加速度建模为Singer机动模型。基于IMM方法对Singer模型中的关键参数机动频率进行自适应,以扩大运动模型的覆盖范围。基于量测新息又提出了一种自适应机动频率的跟踪方法,依据正交性原理由量测新息计算得到可反映模型误差的调整因子,用于实时调整Singer模型中的机动频率。针对多种形式的HGT机动,通过蒙特卡洛仿真验证了上述两种方法的模型适应性,降低了模型参数固定带来的建模误差,提高了跟踪精度,但基于量测新息方法的估计精度优于IMM方法,且计算量小。然后,针对大气层内拦截弹相对于HGT不再具有速度优势的问题,基于微分几何理论提出了可用于大气层内迎面拦截HGT的新型微分几何制导律（Differential Geometric Guidance Law,DGGL）。在拦截弹弧长体系下对弹目拦截交战进行了微分几何建模,在未对拦截弹和目标运动状态作任何假设的条件下推导得到了由曲率和挠率指令构成的扩展DGGL,并分析了捕获性能,给出了捕获充分条件。在扩展DGGL的基础上,给出了可二次设计的广义DGGL,省去了复杂的挠率计算,不再依赖目标加速度信息。通过不同交战场景的仿真,验证了新型DGGL迎面拦截HGT的有效性。最后,将广义DGGL与现代控制方法相结合来抑制由HGT的强机动性引起的弹目视线旋转,分别设计了基于快速趋近律的自适应滑模制导律、自适应积分滑模有限时间收敛制导律和基于路径跟踪的有限时间收敛制导律。为获得拦截制导律对目标机动的鲁棒性,同时指令不发生抖振,采用滑模控制方法跟踪预设的滑模面,并对目标机动实施自适应处理,推导了具有不同收敛特性的先进拦截制导律。通过仿真拦截不同机动形式的HGT,结果表明三种制导律均能够灵活地控制视线转率的收敛,终端脱靶量小,制导指令连续,较好地平衡了鲁棒性和抖振之间的矛盾,并在量测噪声条件下表现出一定的鲁棒性,利于工程实现。论文紧跟导弹防御技术的发展前沿,丰富了HGT跟踪与拦截制导问题的研究思路和方法,能为我国发展HGT防御技术提供理论支持和方案参考。
金浩聪[3]（2020）在《高速滑翔飞行器制导控制技术研究》文中进行了进一步梳理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。
王顺[4]（2020）在《基于翼面鼓包技术的巡飞弹药飞行策略优化研究》文中提出近年来,巡飞弹的发展越来越受到各国的关注,关于巡飞弹的研究进展迅速,对巡飞弹的各项战术指标提出了更高要求,特别是对良好气动特性的要求。加装翼面鼓包可以改善巡飞弹弹翼的气动参数,从而在一定程度上达到提高机动性,延长续航时间等目标。本文根据作战任务和飞行姿态的不同划分了巡飞弹飞行的四个阶段:爬升飞行阶段、平稳飞行阶段、巡弋飞行阶段和制导攻击阶段;参照国内外已有巡飞弹给出了一种设想的巡飞弹基本参数以及作战任务想定;结合飞行阶段和作战任务提出了一种基础的飞行方案,能够实现越过敌方防守,侦察目标区域并攻击预定目标等一系列战术要求;依据提出的飞行方案设计了一种综合了程序角控制、过载控制、高度控制、倾斜转弯控制、滚转稳定控制等控制方法的控制系统,确保巡飞弹能够稳定地按照预设的飞行方案飞行;仿真并分析了巡飞弹在所设计控制系统下的飞行过程,验证了系统的可行性;讨论了翼面鼓包通过改善气动参数优化飞行策略的可行性,认为翼面鼓包有利于提高弹体的可用过载,还可以降低平衡时发动机的推力,从而提高射程,延长续航时间。采用非线性鲁棒控制提高飞行稳定性;使用数学软件MATLAB进行仿真分析。
满朝媛[5]（2019）在《基于主动抗干扰技术的导弹制导与控制系统研究》文中研究指明导弹是一种制导武器,其制导控制系统包含两个重要的组成部分,即导引系统和稳定控制系统。其中,导引系统的主要作用是“制导”,它通过测量导弹和目标之间的相对位置和运动信息,或者测量导弹实际飞行航迹和指定航迹之间的偏差,按照预定制导律计算生成导引指令。稳定控制系统的主要作用是“控制”,它不仅维持导弹在飞行过程中的稳定性,还按照导引指令操纵导弹调整姿态。导弹制导控制系统的设计工作受到诸多因素的影响,如参数摄动、模型不确定性、外界干扰等,这些因素严重影响了导弹的制导性能。为了提高导弹命中精度,增强抗干扰能力逐渐成为导弹制导控制系统的一个重要研究目标。其中,由于主动抗干扰技术设计思路简单,能够快速抑制干扰影响,因此获得了学术界的广泛认可并被成功应用于导弹系统的设计。本论文针对多种干扰的影响,研究了主动抗干扰技术在导弹制导控制系统中的应用。主要内容包括:考虑参数时变的自适应导弹自动驾驶仪设计研究,考虑自动驾驶仪动态基于非线性干扰观测器的导弹三维制导律研究,考虑自动驾驶仪动态基于广义比例积分干扰观测器的导弹三维制导律研究,以及复合次最优导弹三维制导律研究。论文的主要研究内容如下:一、针对导弹稳定控制系统参数时变的特点,设计了一种具有自适应干扰观测器的复合自动驾驶仪。首先将自动驾驶仪模型非线性耦合部分视为部分干扰,实现了三个通道的分离。其次设计线性干扰观测器估计集总干扰。然后基于一维插值算法,使线性干扰观测器中的名义模型随飞行状态自适应变化。最后针对模型线性部分设计状态反馈,并结合基于集总干扰估计值的前馈补偿,获得一种复合自动驾驶仪。仿真结果表明所设计的自动驾驶仪在参数时变情况下,提高了线性干扰观测器的观测性能和导弹稳定控制系统的鲁棒性。二、考虑一阶自动驾驶仪动态的影响,针对三维空间中导弹打击未知目标的问题,设计了一种抗干扰的复合三维制导律。首先采用一阶惯性环节模拟自动驾驶仪动态。然后将未知目标加速度视为干扰,并设计非线性干扰观测器对其进行估计。最后基于反步控制方法将目标加速度的估计值融入虚拟控制量的设计,实现了不匹配干扰的前馈补偿。仿真结果说明所设计的非线性干扰观测器能够准确估计常值/慢变类型的目标加速度,基于此开发的复合三维制导律能够有效增强导弹导引系统的鲁棒性。三、由于非线性干扰观测器只适用于估计常值/慢变类型的干扰,本论文为提高工程实用性改进了前述复合三维制导律。考虑目标加速度无法精确测量的问题,针对带一阶自动驾驶仪动态的导弹导引系统模型,设计了一种基于广义比例积分干扰观测器的复合三维制导律。首先在三维弹-目追击模型中引入一阶惯性环节模拟的自动驾驶仪动态。其次将未知目标加速度视为干扰,并且此干扰是不匹配的。然后设计广义比例积分干扰观测器估计未知目标加速度及其各阶导数。最后通过反步控制方法,在虚拟控制量中纳入目标加速度的估计值,从而实现了前馈补偿。仿真部分对比了基于广义比例积分干扰观测器和非线性干扰观测器的两种复合三维制导律。仿真结果说明广义比例积分干扰观测器能够准确估计以多项式表示的目标加速度,基于此开发的复合三维制导律的工程应用范围更广。四、针对导弹三维制导律的优化问题,设计了一种抗干扰的三维次最优制导律。首先针对不考虑目标机动的三维弹-目追击模型,基于θ-D方法设计三维次最优制导律。然后将目标加速度视为干扰,并设计非线性干扰观测器获取其估计值。最后基于目标加速度的估计值,通过前馈控制的方法补偿目标加速度的影响。仿真部分研究了非线性干扰观测器的引入对三维次最优制导律的影响。仿真结果说明所设计的复合三维次最优制导律显着提高了导弹的制导精度。
段美君[6]（2019）在《临近空间拦截器开关制导控制方法研究》文中进行了进一步梳理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。
石静迎[7]（2019）在《打击机动目标的面对称导弹飞行的多维泰勒网优化控制》文中指出导弹作为精确制导武器中的重要一员,逐渐成为现代化战场中不可或缺的武器装备。制导与控制系统的研究与设计是提高导弹作战性能的关键。本文以面对称导弹为研究对象,研究打击机动目标的末端制导控制系统,提出了基于多维泰勒网优化控制的打击三维空间内机动目标的面对称导弹末端制导控制系统设计方法。同时,为了对比设计了基于PID优化控制和滑模变结构优化控制的制导控制系统,并使用MATLAB对系统进行仿真分析与对比。本文的主要内容如下:首先对面对称导弹进行简单介绍,根据其特点和控制方式,阐述其制导控制系统设计中的主要问题,介绍末端制导控制系统组成及设计思路,并对国内外研究现状进行总结。其次建立面对称导弹数学模型,为后文制导与控制系统的设计与仿真奠定基础。在分析导弹所受的力和力矩的基础上,建立面对称导弹的六自由度非线性运动方程组。考虑面对称导弹受控关键因素,建立起导弹非线性控制系统模型。考虑环境干扰,建立风场模型和风扰动下的导弹运动学模型。然后是末端制导规律设计。为打击三维空间内机动目标,设计自适应滑模末端制导律,并建立仿真模型,对末端制导规律进行仿真,验证了所设计制导规律的有效性。接着是控制系统设计。针对面对称导弹的运动和控制方式的特点,考虑舵机非线性环节和倾斜转弯方式导致的通道间的耦合,分别基于PID、需要精确机理模型的滑模变结构和多维泰勒网设计三通道协调的自动驾驶仪。结合所设计末端制导规律和控制系统,进行打击机动目标的制导控制系统全通道六自由度仿真,并进行气动参数摄动实验和风干扰实验,检验不同控制器作用下的制导控制系统性能。相同条件下的仿真结果表明基于多维泰勒网优化控制的末端制导控制系统具有最好的打击精度、抗风干扰能力和鲁棒性。最后,采用MATLAB GUI设计面对称导弹制导控制系统仿真平台,方便与用户交流及展示仿真结果。
窦雪妍[8]（2019）在《基于有限时间理论的多导弹协同制导律研究》文中提出随着各个国家的导弹防御系统的不断发展,导弹突防面临前所未有的挑战。导弹即使提升自身性能也很难突破防御系统击中目标。导弹协同制导是突破这一困境的最为有效的手段,因此研究协同制导律是一项非常重要的并且具有深远意义的战略任务。同时,研究协同问题要求控制导弹的状态量在制导结束之前趋于一致。利用有限时间理论设计的制导律具有快速收敛性和较好的鲁棒性,这种良好的性能对协同制导来说是非常适合的。因此基于有限时间理论设计协同制导律是有必要的且具有现实意义的。本文把导弹协同攻击类似舰船目标和目标群作为背景,研究基于有限时间控制理论的多导弹协同制导律。本文首先从研究单枚导弹的有限时间制导律开始,应用非线性系统有限时间稳定性理论,提出了在有限时间内确保系统视线角速率收敛至零的充分条件,设计了平面内能够在有限时间使视线角速率收敛至零或零的边界层的制导律。根据实际需要,将该制导律扩展到三维空间,设计三维空间的有限时间制导律。该制导律通过选择合理的制导律参数,在保证较高的制导精度的同时,具有快速收敛性和高鲁棒性。其次,对时间协同制导问题进行研究。为实现导弹齐射攻击目标的效果,设计期望攻击时间协同制导律。该制导律需在发射之前设定一个攻击时间,各个导弹分别按指定的攻击时间独立完成打击任务。这种制导律虽然能够实现时间上的协同,但是导弹之间不存在联系,因此抗干扰性不强,如果一枚导弹出现问题其他导弹无法做出反应。因此,设计有限时间协同制导律,该制导律属于分布式协同制导律。为了避免攻击时间协同制导律的弊端,通过引入通讯矩阵的方法,导弹之间可以彼此交换信息,从而提高抗干扰的能力。制导律设计过程中应用有限时间稳定性理论,能够使导弹视线角速率和相对视线角误差在有限时间内收敛至零,使相对距离和径向速度在有限时间内达到一致,其中相对距离可以收敛到零。有限时间协同制导律具有快速收敛性并且需要的过载较小,有一定的可实现性。最后,对导弹协同攻击多目标的问题进行研究。目标分配是解决多目标协同问题的核心。通过选择适合的目标分配准则和性能代价函数,建立合理的目标分配模型。运用遗传算法得到目标分配结果。通过模拟结果发现多目标协同攻击问题实际可以分为两个部分:一对一制导和多对一协同制导。由此,结合有限时间制导律和协同制导律,搭配目标分配算法,设计多目标导弹有限时间协同制导律。该制导律具有良好的性能,易于实现。
马珍珍[9]（2019）在《基于群智能优化的空空导弹鲁棒PID控制器设计》文中提出空空导弹作为现代空战中的主要武器,其性能的高低成为决定空战胜负的重要因素。目前,新一代导弹面临诸如非线性特性、通道耦合和各类不确定性等控制难题,采用经典控制理论设计的控制器已经难以解决,而采用H∞和μ综合等传统鲁棒控制方法设计的控制器存在阶次过高难以工程化应用的问题。本文以经典PID控制器作为系统控制结构,在控制系统设计中考虑系统的鲁棒性能指标,并且采用群智能优化中的非支配排序化学反应优化算法优化控制器参数,以完成鲁棒PID控制器设计。首先,本文建立了样例空空导弹非线性数学模型并对其进行了配平线性化,对各特征点线性化模型进行了操稳性分析、基于奇异值曲线的频域分析和对象不确定性分析,为后续鲁棒PID控制器的设计提供了基础。其次,通过对线性模型纵向通道的鲁棒控制器设计获取权函数,权函数在鲁棒PID控制器设计过程中用于计算鲁棒性指标。由于权函数的选取没有一般性的理论指导,因此提出群智能优化中的化学反应优化算法优化设计满足控制要求的权函数。再次,在Raytheon驾驶仪控制结构下,同时考虑闭环系统鲁棒性,应用上述优化所得权函数完成样例空空导弹鲁棒PID控制器设计。并且提出了一种非支配排序化学反应优化算法用于控制器参数的优化设计,针对H∞和μ综合控制方法的特点分别对算法进行了改进,并从时域和频域分别分析了鲁棒PID控制器的性能。最后,采用样例空空导弹非线性六自由度模型,对闭环系统的控制性能进行了综合仿真验证。通过参数插值方法得到了特征点间的控制参数,采用给定典型输入信号验证了系统的标称性能,并对其气动参数的主项和交叉项进行拉偏以验证其鲁棒性能。仿真结果表明,本文提出的基于群智能优化方法所设计的样例空空导弹鲁棒PID控制器性能满足要求。
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》文中提出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、导弹纵向机动飞行鲁棒控制（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、导弹纵向机动飞行鲁棒控制（论文提纲范文）
（1）带有角度约束及执行器饱和的制导与控制一体化设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题的来源 |
| 1.2 课题研究的背景和意义 |
| 1.3 国内外研究现状分析 |
| 1.3.1 制导与控制一体化研究现状及分析 |
| 1.3.2 状态受限、输入饱和研究现状 |
| 1.4 主要研究内容 |
| 第2章 制导控制一体化系统建模 |
| 2.1 常用坐标系 |
| 2.2 导弹纵向非线性运动方程组 |
| 2.3 导弹控制系统模型 |
| 2.4 弹-目相对运动模型 |
| 2.5 制导控制一体化设计模型 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 基于动态面的多约束鲁棒制导控制一体化设计 |
| 3.1 制导控制一体化算法设计 |
| 3.2 算法稳定性分析 |
| 3.3 仿真结果及分析 |
| 3.3.1 仿真结果 |
| 3.3.2 仿真分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 基于凸优化的多约束制导控制一体化设计 |
| 4.1 面向凸优化的制导控制一体化设计模型 |
| 4.1.1 制导控制一体化线性模型 |
| 4.1.2 模型分析 |
| 4.2 线性系统的短时间稳定性与短时间镇定 |
| 4.2.1 线性系统的短时间稳定性 |
| 4.2.2 线性系统的短时间镇定 |
| 4.2.3 输入受限线性系统的短时间镇定 |
| 4.3 基于凸优化的多约束制导控制一体化算法设计 |
| 4.4 仿真结果与分析 |
| 4.4.1 仿真结果 |
| 4.4.2 仿真分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 制导控制一体化算法的抗干扰能力研究 |
| 5.1 基于干扰观测器的主动补偿复合控制原理 |
| 5.2 制导控制一体化动态面设计中的干扰补偿 |
| 5.2.1 干扰观测器设计 |
| 5.2.2 带有干扰观测与补偿的基于动态面的制导控制一体化算法设计 |
| 5.2.3 与基于动态面的多约束制导控制一体化设计算法的仿真结果对比分析 |
| 5.2.3.1 仿真结果 |
| 5.2.3.2 仿真分析 |
| 5.2.4 考虑带有干扰信号的情况 |
| 5.2.4.1 仿真结果 |
| 5.2.4.2 仿真分析 |
| 5.3 制导控制一体化凸优化设计中的干扰补偿 |
| 5.3.1 带有干扰观测与补偿的基于凸优化的制导控制一体化算法 |
| 5.3.2 干扰补偿效果仿真与分析 |
| 5.3.2.1 仿真结果 |
| 5.3.2.2 仿真分析 |
| 5.3.3 考虑带有干扰信号的情况 |
| 5.3.3.1 仿真结果 |
| 5.3.3.2 仿真分析 |
| 5.4 多源干扰下基于动态面的多约束鲁棒制导控制一体化算法仿真 |
| 5.4.1 不考虑带有干扰信号的情况 |
| 5.4.1.1 仿真结果 |
| 5.4.1.2 仿真分析 |
| 5.4.2 考虑带有干扰信号的情况 |
| 5.4.2.1 仿真结果 |
| 5.4.2.2 仿真分析 |
| 5.5 多源干扰下基于凸优化的多约束制导控制一体化算法仿真 |
| 5.5.1 不考虑带有干扰信号的情况 |
| 5.5.1.1 仿真结果 |
| 5.5.1.2 仿真分析 |
| 5.5.2 考虑带有干扰信号的情况 |
| 5.5.2.1 仿真结果 |
| 5.5.2.2 仿真分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（2）高超声速滑翔目标跟踪与拦截制导方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 高超声速滑翔飞行器发展现状 |
| 1.2.1 高超声速滑翔飞行器由来 |
| 1.2.2 国内外发展现状及动态 |
| 1.3 导弹防御系统发展现状 |
| 1.3.1 美国导弹防御系统 |
| 1.3.2 其它国家导弹防御系统 |
| 1.3.3 美国高超声速目标防御系统项目进展 |
| 1.3.4 高超声速滑翔目标防御难点分析 |
| 1.4 目标跟踪与拦截制导方法研究进展 |
| 1.4.1 目标跟踪方法 |
| 1.4.2 拦截制导方法 |
| 1.5 论文研究内容及结构安排 |
| 第二章 基于鲁棒滤波的高超声速滑翔目标跟踪方法 |
| 2.1 目标跟踪模型 |
| 2.1.1 地基雷达坐标系下目标运动建模 |
| 2.1.2 地基雷达量测模型 |
| 2.2 基于UKF框架的鲁棒非线性滤波方法 |
| 2.2.1 经典UKF滤波理论 |
| 2.2.2 鲁棒非线性滤波方法 |
| 2.3 仿真分析 |
| 2.3.1 高超声速滑翔目标轨迹生成 |
| 2.3.2 雷达量测量真值生成 |
| 2.3.3 跟踪滤波性能分析 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 基于自适应机动模型的高超声速滑翔目标跟踪方法 |
| 3.1 基于机动模型的目标运动建模 |
| 3.1.1 典型机动模型 |
| 3.1.2 运动学建模 |
| 3.2 基于交互式多模型的机动频率自适应跟踪方法 |
| 3.2.1 交互式多模型算法 |
| 3.2.2 模型集设计 |
| 3.2.3 仿真分析 |
| 3.3 基于量测新息的机动频率自适应跟踪方法 |
| 3.3.1 机动频率自适应 |
| 3.3.2 基于UKF算法的自适应实现 |
| 3.3.3 仿真分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 高超声速滑翔目标拦截微分几何制导方法 |
| 4.1 经典比例导引律 |
| 4.1.1 拦截交战建模 |
| 4.1.2 经典比例导引律 |
| 4.2 微分几何制导方法 |
| 4.2.1 微分几何基本理论 |
| 4.2.2 拦截交战微分几何建模 |
| 4.2.3 扩展微分几何制导律及捕获性能 |
| 4.2.4 广义微分几何制导律 |
| 4.3 仿真分析 |
| 4.3.1 拦截性能分析 |
| 4.3.2 捕获性能分析 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 高超声速滑翔目标拦截先进制导方法 |
| 5.1 基于快速趋近律的自适应滑模制导律 |
| 5.1.1 制导律设计 |
| 5.1.2 稳定性证明 |
| 5.1.3 仿真分析 |
| 5.2 自适应积分滑模有限时间收敛制导律 |
| 5.2.1 制导律设计 |
| 5.2.2 稳定性证明 |
| 5.2.3 仿真分析 |
| 5.3 基于路径跟踪的有限时间收敛制导律 |
| 5.3.1 标准跟踪路径 |
| 5.3.2 制导律设计 |
| 5.3.3 稳定性证明 |
| 5.3.4 仿真分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 论文研究成果及创新点 |
| 6.1.1 论文研究成果 |
| 6.1.2 论文创新点 |
| 6.2 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 CAV-H模型 |
| 附录B 坐标系定义及转换关系 |
| B.1 坐标系定义 |
| B.2 坐标转换关系 |
| 附录C 高超声速滑翔飞行器运动模型 |
（3）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 |
（4）基于翼面鼓包技术的巡飞弹药飞行策略优化研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外的研究发展概况 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第2章 巡飞弹飞行策略设计思路 |
| 2.1 飞行阶段的划分 |
| 2.1.1 巡飞弹的分类 |
| 2.1.2 巡飞弹飞行阶段的划分 |
| 2.2 巡飞弹飞行策略的设计要求 |
| 2.3 巡飞弹飞行策略的总体设计 |
| 2.3.1 铅垂平面的飞行 |
| 2.3.2 水平面内的飞行 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 一种飞行策略的设计与仿真 |
| 3.1 飞行策略的整体思路 |
| 3.1.1 部分作战指标的设定 |
| 3.1.2 飞行方案的选取 |
| 3.1.3 控制方案的选取 |
| 3.2 弹道上升阶段和平稳飞行阶段的控制系统设计 |
| 3.2.1 动力学模型的反馈线性化 |
| 3.2.2 模型的输入/输出线性化 |
| 3.2.3 动力学模型的坐标变换 |
| 3.2.4 纵向模型的非线性控制系统设计 |
| 3.2.5 仿真验证 |
| 3.3 巡弋飞行阶段的非线性鲁棒控制 |
| 3.3.1 非线性鲁棒控制器的设计方法 |
| 3.3.2 巡弋飞行的鲁棒控制器的设计 |
| 3.3.3 仿真验证 |
| 3.4 制导攻击阶段的比例导引法 |
| 3.5 总体分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 翼面鼓包对飞行策略的优化 |
| 4.1 翼面鼓包的作用原理 |
| 4.2 翼面鼓包对弹翼气动参数的影响 |
| 4.2.1 对升力系数的影响 |
| 4.2.2 对阻力系数的影响 |
| 4.3 气动参数对飞行策略的影响 |
| 4.3.1 翼面鼓包对机动性的影响 |
| 4.3.2 翼面鼓包对发动机推力的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文和取得的科研成果 |
| 致谢 |
（5）基于主动抗干扰技术的导弹制导与控制系统研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 导弹制导控制系统研究现状 |
| 1.2.1 传统自动驾驶仪和制导律设计 |
| 1.2.2 基于微分对策理论的制导律设计 |
| 1.2.3 基于滑模方法的自动驾驶仪和制导律设计 |
| 1.2.4 基于干扰观测技术的自动驾驶仪和制导律设计 |
| 1.2.5 基于最优控制方法的自动驾驶仪和制导律设计 |
| 1.2.6 基于其他控制方法的自动驾驶仪和制导律设计 |
| 1.3 研究重点和章节安排 |
| 第2章 导弹建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 常用坐标系介绍和转换关系 |
| 2.2.1 常用坐标系介绍 |
| 2.2.2 坐标系转换关系 |
| 2.3 导弹运动方程组 |
| 2.3.1 假设条件 |
| 2.3.2 动力学方程 |
| 2.3.3 运动学方程 |
| 2.3.4 质量变化方程 |
| 2.3.5 几何关系方程 |
| 2.3.6 控制关系方程 |
| 2.4 BTT导弹稳定控制系统模型 |
| 2.5 三维弹-目追击模型 |
| 2.6 预备知识 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 基于干扰观测补偿的自适应BTT导弹自动驾驶仪设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 BTT导弹姿态控制系统动态模型 |
| 3.3 BTT导弹自动驾驶仪设计 |
| 3.3.1 自适应干扰观测器设计 |
| 3.3.2 BTT导弹自动驾驶仪设计 |
| 3.4 仿真验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 基于非线性干扰观测器的复合三维制导律设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 考虑自动驾驶仪动态的三维制导模型 |
| 4.3 非线性干扰观测器(NDOB)设计 |
| 4.4 基于反步控制和NDOB的三维复合制导律设计 |
| 4.5 数值仿真 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 基于广义比例积分干扰观测器的复合三维制导律设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 考虑一阶自动驾驶仪动态的三维弹-目追击模型 |
| 5.3 广义比例积分干扰观测器(GPIO)设计 |
| 5.4 基于反步控制和GPIO的三维复合制导律设计 |
| 5.5 数值仿真 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 基于θ-D技术的三维次最优制导律设计 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 三维制导模型 |
| 6.3 三维次最优制导律设计 |
| 6.3.1 基于θ-D技术的次最优制导律设计 |
| 6.3.2 非线性干扰观测器(NDOB)设计 |
| 6.3.3 基于θ -D和NDOB的复合三维次最优制导律设计 |
| 6.4 数值仿真 |
| 6.5 本章小结 |
| 第7章 总结与展望 |
| 7.1 内容总结 |
| 7.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 作者简介 (包括论文和成果清单) |
| 致谢 |
（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）打击机动目标的面对称导弹飞行的多维泰勒网优化控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究的背景及意义 |
| 1.2 末端攻击制导控制系统 |
| 1.2.1 末端制导控制系统组成 |
| 1.2.2 末端制导控制系统设计思路 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.3.1 末端制导规律研究 |
| 1.3.2 导弹控制系统设计方法研究 |
| 1.4 课题的研究内容和结构安排 |
| 第二章 面对称导弹数学模型 |
| 2.1 常用坐标系及相互转换 |
| 2.1.1 常用坐标系 |
| 2.1.2 坐标系之间的转换 |
| 2.2 导弹运动方程组数学建模 |
| 2.2.1 作用在导弹上的力和力矩 |
| 2.2.2 导弹运动方程组 |
| 2.3 导弹控制系统模型 |
| 2.4 风扰动下的导弹运动学模型 |
| 2.4.1 风场建模 |
| 2.4.2 考虑风的导弹数学模型 |
| 2.5 非线性舵机模型 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 末端制导规律设计 |
| 3.1 导弹导引规律分析 |
| 3.2 自适应滑模制导规律设计 |
| 3.2.1 三维空间弹目相对运动关系 |
| 3.2.2 自适应滑模制导规律 |
| 3.3 末端制导规律的建模与仿真 |
| 3.3.1 仿真模型的建立 |
| 3.3.2 制导规律的仿真实现与分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 面对称导弹控制系统分析与设计 |
| 4.1 面对称导弹控制系统模型的分析 |
| 4.2 面对称导弹控制系统设计方案 |
| 4.2.1 面对称导弹控制系统设计思路 |
| 4.2.2 面对称导弹控制系统技术要求 |
| 4.2.3 三通道控制回路设计 |
| 4.2.4 性能指标及参数优化方法 |
| 4.3 PID控制器设计与仿真 |
| 4.3.1 PID控制器设计 |
| 4.3.2 三通道联合仿真与分析 |
| 4.4 滑模变结构控制器设计与仿真 |
| 4.4.1 滑模变结构控制器设计 |
| 4.4.2 三通道联合仿真与分析 |
| 4.5 多维泰勒网控制器设计与仿真 |
| 4.5.1 多维泰勒网优化控制原理 |
| 4.5.2 多维泰勒网控制器设计 |
| 4.5.3 三通道联合仿真与分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 制导控制系统六自由度仿真及实验 |
| 5.1 面对称导弹六自由度数学仿真描述 |
| 5.2 打击不同机动目标的全弹道六自由度仿真与分析 |
| 5.2.1 基于PID控制器的全弹道仿真 |
| 5.2.2 基于滑模变结构控制器的全弹道仿真 |
| 5.2.3 基于多维泰勒网控制器的全弹道仿真 |
| 5.2.4 仿真结果分析与对比 |
| 5.3 气动参数摄动实验 |
| 5.4 风干扰实验 |
| 5.4.1 不同类型风干扰下的仿真实验 |
| 5.4.2 风干扰实验对比分析 |
| 5.5 系统仿真平台设计 |
| 5.5.1 系统仿真平台框架设计 |
| 5.5.2 制导与控制系统设计仿真 |
| 5.5.3 制导控制系统六自由度仿真设计 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 主要工作与结果总结 |
| 6.1.1 主要工作 |
| 6.1.2 结果总结 |
| 6.2 下一步工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 发表论文列表 |
（8）基于有限时间理论的多导弹协同制导律研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究意义 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.3.1 制导律的研究现状 |
| 1.3.2 协同制导的研究现状 |
| 1.4 研究内容及论文结构安排 |
| 第2章 导弹运动的数学模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 常用坐标系 |
| 2.3 坐标系间的转换关系 |
| 2.4 导弹的弹道方程 |
| 2.4.1 平面内导弹与目标的相对运动动力学方程 |
| 2.4.2 三维空间下导弹与目标的相对运动动力学方程 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 单枚导弹有限时间制导律研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 有限时间制导律 |
| 3.2.1 有限时间稳定性理论 |
| 3.2.2 平面内有限时间制导律设计 |
| 3.2.3 三维空间中有限时间制导律设计 |
| 3.2.4 仿真分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第4章 单目标导弹有限时间协同制导律研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 期望攻击时间协同制导律 |
| 4.2.1 问题描述 |
| 4.2.2 期望攻击时间协同制导律设计 |
| 4.2.3 仿真分析 |
| 4.3 有限时间协同制导律 |
| 4.3.1 问题描述 |
| 4.3.2 导弹间的通信拓扑 |
| 4.3.3 有限时间协同制导律设计 |
| 4.3.4 仿真分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 多目标导弹有限时间协同制导律研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 目标分配模型 |
| 5.2.1 模型假设 |
| 5.2.2 决策变量与约束条件 |
| 5.2.3 目标分配准则 |
| 5.2.4 性能代价函数 |
| 5.3 目标分配算法 |
| 5.3.1 基于遗传算法的目标分配 |
| 5.3.2 仿真分析 |
| 5.4 多目标导弹有限时间协同制导律 |
| 5.4.1 多目标导弹有限时间协同制导律设计 |
| 5.4.2 仿真分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文和取得的科研成果 |
| 致谢 |
（9）基于群智能优化的空空导弹鲁棒PID控制器设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外发展及现状 |
| 1.2.1 空空导弹发展历史及现状 |
| 1.2.2 空空导弹控制方法研究现状 |
| 1.2.3 群智能优化算法的发展历程及现状 |
| 1.3 论文研究基础 |
| 1.4 论文研究的关键问题 |
| 1.5 论文章节安排 |
| 第二章 导弹数学模型及对象特性分析 |
| 2.1 导弹运动常用坐标系及力学基础 |
| 2.1.1 导弹运动分析的常用坐标系 |
| 2.1.2 导弹运动所受的力与力矩 |
| 2.1.3 导弹执行机构模型 |
| 2.2 导弹六自由度运动方程组 |
| 2.3 对象特性分析 |
| 2.3.1 配平与线性化数学模型 |
| 2.3.2 纵向运动特性分析 |
| 2.3.3 横侧向运行特性分析 |
| 2.4 不确定性分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 导弹鲁棒控制器设计与优化 |
| 3.1 鲁棒控制方法概述 |
| 3.1.1 H_∞混合灵敏度方法概述 |
| 3.1.2 μ 综合方法概述 |
| 3.1.3 鲁棒控制方法权函数选取原则 |
| 3.2 控制性能指标需求描述 |
| 3.3 基于化学反应优化算法导弹鲁棒控制器优化设计 |
| 3.3.1 标准化学反应优化算法 |
| 3.3.2 H_∞混合灵敏度控制器设计 |
| 3.3.3 μ 综合控制器设计 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 多目标优化的导弹鲁棒PID控制器设计 |
| 4.1 多目标优化问题 |
| 4.2 非支配排序化学反应优化算法 |
| 4.2.1 非支配排序算法 |
| 4.2.2 拥挤度计算 |
| 4.2.3 带精英策略的非支配排序化学反应优化算法 |
| 4.2.4 测试函数 |
| 4.2.5 性能评估指标 |
| 4.2.6 算法参数设置 |
| 4.2.7 测试结果分析 |
| 4.3 样例导弹鲁棒PID控制器参数设计 |
| 4.4 H_∞-PID控制器算法改进策略 |
| 4.5 导弹H_∞-PID控制器参数优化 |
| 4.6 μ-PID控制器算法改进策略 |
| 4.7 μ-PID控制器参数优化 |
| 4.7.1 μ-PID控制系统频域分析 |
| 4.7.2 μ-PID控制系统时域仿真与分析 |
| 4.8 本章小结 |
| 第五章 导弹控制系统仿真验证 |
| 5.1 三通道线性化模型仿真验证 |
| 5.2 六自由度非线性模型仿真验证 |
| 5.2.1 标称性能验证 |
| 5.2.2 鲁棒性能验证 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 论文主要工作内容总结 |
| 6.2 论文后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（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、导弹纵向机动飞行鲁棒控制（论文参考文献）
- [1]带有角度约束及执行器饱和的制导与控制一体化设计[D]. 李鑫宇. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [2]高超声速滑翔目标跟踪与拦截制导方法研究[D]. 黄景帅. 国防科技大学, 2020(01)
- [3]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)
- [4]基于翼面鼓包技术的巡飞弹药飞行策略优化研究[D]. 王顺. 沈阳理工大学, 2020(08)
- [5]基于主动抗干扰技术的导弹制导与控制系统研究[D]. 满朝媛. 东南大学, 2019(01)
- [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]打击机动目标的面对称导弹飞行的多维泰勒网优化控制[D]. 石静迎. 东南大学, 2019(06)
- [8]基于有限时间理论的多导弹协同制导律研究[D]. 窦雪妍. 哈尔滨工程大学, 2019(05)
- [9]基于群智能优化的空空导弹鲁棒PID控制器设计[D]. 马珍珍. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [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)