【摘要】：針對制導彈箭打擊機動目標時帶攻擊角約束的末制導問題,考慮自動駕駛儀動態(tài)特性以及目標機動不確定性對制導過程的影響,結合積分滑模與動態(tài)面控制方法,設計了一種新型魯棒末制導律。自動駕駛儀的動態(tài)特性以含擾動的2階動力學模型來表征,目標機動引起的模型不確定性以光滑非線性擾動觀測器來估計�；Ｃ嫒∫暰�角速率與視線角偏差的組合形式,且引入剩余飛行時間,以使制導彈箭在整個末制導過程中過載性能良好。依據(jù)李雅普諾夫穩(wěn)定性理論證明了閉環(huán)系統(tǒng)中視線角速率與視線角偏差均最終一致有界任意小。通過數(shù)值仿真與彈道成型制導律及非奇異滑模制導律進行了對比,驗證了該末制導律的有效性與優(yōu)越性。
[Abstract]:Considering the dynamic characteristics of autopilot and the influence of target maneuvering uncertainty on the guidance process, the integrated sliding mode and dynamic surface control method are combined to solve the terminal guidance problem with attack angle constraint when the guided projectile strikes a maneuvering target. A new robust terminal guidance law is designed. The dynamic characteristics of autopilot are characterized by a second order dynamic model with perturbation, and the model uncertainty caused by target maneuvering is estimated by a smooth nonlinear perturbation observer. The sliding mode surface takes the combination form of the angle of sight rate and the angle of sight deviation, and introduces the residual flight time to make the missile have good overload performance in the whole terminal guidance process. On the basis of Lyapunov stability theory, it is proved that the angular rate of sight and the deviation of angle of sight in the closed-loop system are ultimately uniformly bounded and arbitrarily small. The effectiveness and superiority of the terminal guidance law are verified by comparing the numerical simulation with the trajectory shaping guidance law and the non-singular sliding mode guidance law.
【作者單位】： 南京理工大學能源與動力工程學院;
【基金】：國家自然科學基金項目(11402117)
【分類號】：TJ765

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本文編號：2174697