針對空空導(dǎo)彈在敏捷轉(zhuǎn)彎過程中的大攻角飛行姿態(tài)控制問題,設(shè)計大擾動下混合Bang-bang控制律適應(yīng)具有側(cè)向直接力裝置的空空導(dǎo)彈。在混合Bang-bang控制律的基礎(chǔ)上,針對大攻角飛行狀態(tài),提出利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測器實時觀測的方法來修正切換線,提高控制律魯棒性。利用Runge-Kutta法預(yù)測狀態(tài)量,解決側(cè)向直接力裝置時延導(dǎo)致的極限環(huán)問題,改善控制精度。對所設(shè)計控制律,給出了漸進(jìn)穩(wěn)定證明與條件分析。數(shù)字仿真結(jié)果表明,在推力拉偏、氣動力拉偏以及時延拉偏情況下,所設(shè)計的控制律能夠穩(wěn)定控制導(dǎo)彈姿態(tài)完成敏捷轉(zhuǎn)彎。 

【文章來源】：空天防御. 2020,3(03)

【文章頁數(shù)】：7 頁

【文章目錄】：
0 引 言
1 混合Bang-bang控制律原理
2 導(dǎo)彈動力學(xué)模型的建立
2 控制律設(shè)計
    2.1 大擾動下混合Bang-bang控制律設(shè)計
    2.2 擴(kuò)張狀態(tài)觀測器設(shè)計
    2.3 時延補(bǔ)償
    2.4 漸進(jìn)穩(wěn)定性證明
3 仿真驗證
4 結(jié)束語


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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