CN108958278A - 一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法 - Google Patents
一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN108958278A CN108958278A CN201810919280.4A CN201810919280A CN108958278A CN 108958278 A CN108958278 A CN 108958278A CN 201810919280 A CN201810919280 A CN 201810919280A CN 108958278 A CN108958278 A CN 108958278A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- interference
- guidance
- angle
- coefficient
- entry space
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 33
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 35
- 238000009415 formwork Methods 0.000 claims abstract description 11
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 7
- 230000007723 transport mechanism Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 6
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 abstract description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 7
- 238000011160 research Methods 0.000 description 3
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 2
- 238000013528 artificial neural network Methods 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000010297 mechanical methods and process Methods 0.000 description 1
- 230000005226 mechanical processes and functions Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 1
- 238000002604 ultrasonography Methods 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Algebra (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
本发明涉及一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法。针对空天飞行器巡航段存在气动参数不确定性及阵风干扰而导致制导精度下降的问题，第一步，完成气动参数不确定性和阵风干扰等多源干扰影响及传递机理分析并建立含有等价干扰的飞行器动力学模型；第二步，根据第一步中建立的动力学模型，设计滑模干扰观测器，对飞行器在巡航段受到的等价干扰进行快速估计，并得到干扰估计值；第三步，考虑无干扰影响的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律；第四步，利用第二步获得的干扰估计值和第三步的比例导引控制律设计具有抗干扰能力的复合比例导引控制器，完成空天飞行器巡航段快速抗干扰制导。本发明具有响应速度快，制导精度高，工程实用性强的特点。
Description
技术领域
本发明涉及空天飞行器抗干扰的技术领域，具体涉及一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法。
背景技术
空天飞行器是具有快速反应机动能力的一类战略性前沿飞行器，例如飞行速度超越马赫数5的高超声速飞行器。其所具有的强大的军事应用前景，在世界上掀起了研究和发展相关技术的热潮。
空天飞行器的战略意义在于高机动性，例如高超声速导弹，如果其无法在巡航段克服气动阻力保持高速飞行，将无法满足快速打击的任务需求。然而飞行器巡航段飞行过程中所面临的气动参数不确定性和阵风干扰严重影响了巡航过程的高精度要求。在高超声速条件下，飞行器外壳表面烧蚀产生的机体气动外形变化问题不可避免；同时，大多数空天飞行器采用了轻质材料，在飞行过程中由于气流的扰动等因素作用极易发生气动弹性振动，以上飞行器飞行过程中的各种复杂的力学过程不可能完全精细地考虑在用于控制设计的飞行器控制模型中，从而产生气动参数不确定的模型误差干扰。另外，空天飞行器巡航所在的大气空间内，有时空气对流强烈，阵风干扰将会直接影响飞行器飞行轨迹与姿态。上述特点使得空天飞行器巡航段的高精度制导方法设计非常具有挑战性，因此，设计具备快速抗干扰能力的空天飞行器巡航制导方法尤为重要。
目前，针对空天飞行器巡航段制导问题，国内外学者也进行了大量研究。中国专利申请号为201210258036.0中提出了一种挠性高超声速飞行器的精细抗干扰跟踪控制器，但专利中采用的模型为纵向模型，仅适用于不允许出现横侧向运动的飞行器。中国专利申请号为201510102948.2中提出了一种高超声速飞行器滑翔飞行段的纵向制导方法，但未考虑飞行过程中不可避免的各类干扰，且采用纵向模型为研究对象，忽略了实际模型中的复杂耦合。文章《高超声速飞行器巡航段多约束制导方法》以三自由度动力学方程为模型，设计了一种满足多种飞行过程约束的最优制导律，但未考虑复杂环境下的抗干扰问题。中国专利申请号为201310327296.3中提出了一种具有输入饱和的近空间飞行器鲁棒控制方法，该方法将***不确定性与干扰分为慢回路与快回路两个子***，对于慢回路***采用自适应法处理***中的复合干扰，对于快回路***利用非线性干扰观测器对复合干扰进行处理，用普通滑模方法进行控制器设计并考虑饱和问题，但非线性干扰观测器通过合理设计即使能够保证干扰观测误差收敛，收敛速度也较慢，观测误差存在时间越长，结果与理想轨迹的偏差就越大，无法满足飞行在复杂环境的高超声速飞行器对于高精确性的要求。文章《基于轨迹线性化方法的近空间飞行器鲁棒自适应控制》利用单隐层神经网络的函数逼近能力和被控对象分析模型的有用信息构建一种单隐层神经网络干扰观测器，用于在线估计***中存在的不确定性，但这种干扰观测器只能对离线学习时考虑到的状态不确定性进行估计，具有一定的局限性。
综上所述，现有方法缺乏对空天飞行器所面临的强不确定性、阵风干扰等多源干扰的有效分析和处理，无法在高需求任务下确保空天飞行器的快速、高精度巡航制导，亟需设计一种具有快速抗干扰能力的空天飞行器巡航制导方法。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：针对现有技术抗干扰能力弱的不足，解决含有气动参数不确定性及受到阵风等干扰的飞行器快速抗干扰高精度巡航制导问题，提供一种结合滑模干扰观测器和比例导引控制律的巡航制导方法。
本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法，建立包含气动参数不确定性及阵风等效干扰的动力学模型，设计滑模干扰观测器对等效干扰快速估计，利用比例导引律实现飞行器巡航制导目标，最终结合滑模干扰观测器与比例导引律，设计复合巡航段快速抗干扰控制器，其中，
第一步，完成巡航段气动参数不确定性及阵风干扰的多源干扰影响及传递机理分析，其中气动参数包括升力系数和阻力系数，并建立含有上述多源干扰等价干扰的空天飞行器动力学模型；
第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对空天飞行器巡航段受到的等价干扰进行快速估计，并得到干扰估计值；
第三步，针对无干扰假设的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律；
第四步，利用第二步获得的干扰估计值和第三步的比例导引控制律设计具有抗干扰能力的复合比例导引控制器，完成空天飞行器的巡航段快速抗干扰制导。
具体实现步骤如下：
第一步，建立含有气动参数不确定性及阵风干扰的三维飞行器动力学模型，其中启动参数包括升力系数和阻力系数：
其中，V为空天飞行器相对于地球的速度，为V的一阶导数，θ为速度倾角，为θ的一阶导数，σ为偏航角，为σ的一阶导数，α为攻角，ν为倾侧角，r为地心距，为r的一阶导数，λ和分别为飞行器所在经纬度，和分别为经度和纬度的一阶导数，m为巡航类飞行器的质量，S为机翼有效面积，ρ为大气密度，μm为地球引力常数，T、L与D分别表示推力、升力与阻力。d1、d2、d3、d4、d5、d6表示气动参数不确定性与阵风干扰的等价干扰。升力与阻力表达式如下：
其中，ρ为大气密度，S是飞行器的参考面积，CL与CD分别为整体的升力系数与阻力系数，升力系数与阻力系数的气动参数模型如下：
其中，Ma为马赫数，α为攻角；CL1、CL2、CL3、CL4分别为升力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；CD1、CD2、CD3、CD4分别为阻力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；控制量选取为飞行器倾侧角ν、攻角α和推力T；
将公式(1)转化为如下状态空间表达式：
其中，x是***状态变量，为x的一阶导数，f(x)是关于状态变量x的非线性函数，u是***输入，d是等价干扰。
第二步，针对第一步中的空天飞行器动力学模型设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定性及阵风等效干扰进行快速估计，得到干扰估计值：
设计干扰观测器如下：
其中，z0为状态中间变量，为z0的一阶导数，v0为函数中间变量，为v0的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ0、λ1、λ2为观测器增益，且为正数。sign(·)表示求取符号函数。
第三步，设计比例导引控制律完成控制任务需求：
设计的比例导引律为：
其中，为飞行器的飞行角速度在水平面内的投影角速度，kT为水平导引系数，λT为飞行器水平视线角，λTF为飞行器终端约束的水平视线角，为水平视线角加速度，其中R为飞行器到终端的距离，为R的一阶导数；
由此可得侧向加速度
再由侧向过载ny2＝1可以推导出倾侧角
得到倾侧角后，在根据平衡条件迭代求解攻角，最后得到所需推力大小
将计算得到的倾侧角ν、攻角α和推力T控制量代入状态空间表达式(3)，得到比例导引等价***输入ue：
第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的比例导引控制律设计复合比例导引控制器，完成空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法如下：
设计复合比例导引控制器：
其中，ue为比例导引等价***输入，为未知等价干扰d的干扰估计值。
本发明与现有技术相比的优点在于：与现有方法相比，本方法充分考虑实际模型中的复杂耦合与飞行器巡航段飞行过程中所面临的气动参数不确定性和阵风干扰，适用于多种类型飞行***及其它高空无人飞行器的巡航段快速抗干扰制导***，同时保证制导控制的高精度、快速性。
附图说明
图1为本发明一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法的设计流程图。
具体实施方式
下面结合附图及实例对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明涉及一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法。该方法针对现有巡航制导方法因为存在气动参数不确定性及阵风干扰而导致精度下降的问题，第一步，完成气动参数不确定性和阵风干扰等多源干扰影响及传递机理分析并建立含有等价干扰的飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数；第二步，针对第一步中建立的飞行器动力学模型设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定性及阵风干扰等效干扰进行快速估计，并得到干扰估计值；第三步，针对无干扰假设的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律；第四步，利用第二步获得的干扰估计值和第三步的比例导引控制律设计具有抗干扰能力的复合比例导引控制器，完成空天飞行器巡航段快速抗干扰制导。本发明采用滑模干扰观测器与比例导引相结合的巡航段快速抗干扰制导方法，具有高精度、较强工程实用性的特点，适用于高空飞行***的巡航制导***中，亦适用于飞行器的再入段。
具体实施步骤如下：
第一步，建立含有气动参数不确定性及阵风干扰的飞行器动力学模型，其中气动参数包括升力系数和阻力系数：
其中，V为空天飞行器相对于地球的速度，初始值为1806m/s，为V的一阶导数，θ为速度倾角，初始值为0rad，为θ的一阶导数，σ为偏航角，初始值为0.3rad，为σ的一阶导数，α为攻角，ν为倾侧角，r为地心距，初始值为6386km，为r的一阶导数，λ和分别为飞行器所在经纬度，初始值均为0°，和分别为经度和纬度的一阶导数，m为巡航类飞行器的质量，取值35828kg，μm为地球引力常数，取值398600.4405×109m3/r2，T、L与D分别表示推力、升力与阻力。d1、d2、d3、d4、d5、d6表示气动参数不确定性与阵风干扰的等价干扰。升力与阻力表达式如下：
其中，ρ为大气密度，取值为1.225kg/m3，S为机翼有效面积，取值149.4m2，CL与CD分别为整体的升力系数与阻力系数，升力系数与阻力系数的气动参数模型如下：
其中，Ma为马赫数，初始值为5.3Ma，α为攻角；控制量选取为飞行器倾侧角ν、攻角α和推力T；
将公式(1)转化为如下状态空间表达式：
其中，x是***状态变量，为x的一阶导数，f(x)是关于状态变量x的非线性函数，u是***输入，d是等价干扰。
第二步，针对第一步中的空天飞行器动力学模型设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定性及阵风等效干扰进行快速估计，并得到干扰估计值：
设计干扰观测器如下：
其中，z0为状态中间变量，为z0的一阶导数，v0为函数中间变量，为v0的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ0、λ1、λ2为观测器增益，可分别取2、1.5、1.1。sign(·)表示求取符号函数。
第三步，针对无干扰假设的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律：
设计的比例导引律为：
其中，为飞行器的飞行角速度在水平面内的投影角速度，kT为水平导引系数，取值为4，λT为飞行器水平视线角，λTF为飞行器终端约束的水平视线角，为水平视线角加速度，其中R为飞行器到终端的距离，为R的一阶导数；
由此可得侧向加速度
再由侧向过载ny2＝1可以推导出倾侧角
得到倾侧角后，在根据平衡条件迭代求解攻角，最后得到所需推力大小
将计算得到的倾侧角ν、攻角α和推力T控制量代入状态空间表达式(3)，得到比例导引等价***输入ue：
第四步，利用第二步获得的干扰估计值和第三步的比例导引控制律设计复合比例导引控制器，完成空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法如下：
设计复合比例导引控制器：
其中，ue为比例导引等价***输入，为未知等价干扰d的干扰估计值。
采用本发明方法进行巡航制导，可以实现高精度等高、等速巡航飞行，保持高速巡航飞行50s后，高度误差小于设定高度的5‰，速度误差小于设定速度的1‰，同时控制效果与无干扰估计与补偿的控制器相比，干扰估计误差能够在1s内稳定，使得补偿后的***能够在比例导引律的控制下达到控制目标，满足了稳定性与快速性的要求。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
Claims (5)
1.一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，完成巡航段气动参数不确定性及阵风干扰的多源干扰影响及传递机理分析，其中气动参数包括升力系数和阻力系数，并建立含有上述多源干扰等价干扰的空天飞行器动力学模型；
第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对空天飞行器巡航段受到的等价干扰进行快速估计，并得到干扰估计值；
第三步，针对无干扰假设的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律；
第四步，利用第二步获得的干扰估计值和第三步的比例导引控制律设计具有抗干扰能力的复合比例导引控制器，完成空天飞行器的巡航段快速抗干扰制导。
2.根据权利要求1所述的一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法，其特征在于：所述第一步中，完成巡航段气动参数不确定性及阵风干扰的多源干扰分析，其中气动参数包括升力系数和阻力系数，并建立含有上述多源干扰等价干扰的空天飞行器动力学模型：
其中，V为空天飞行器相对于地球的速度，为V的一阶导数，θ为速度倾角，为θ的一阶导数，σ为偏航角，为σ的一阶导数，α为攻角，ν为倾侧角，r为地心距，为r的一阶导数，λ和分别为飞行器所在经纬度，和分别为经度和纬度的一阶导数，m为巡航类飞行器的质量，S为机翼有效面积，ρ为大气密度，μm为地球引力常数，T、L与D分别表示推力、升力与阻力，d1、d2、d3、d4、d5、d6表示气动参数不确定性与阵风干扰的等价干扰，升力与阻力表达式如下：
其中，ρ为大气密度，S是飞行器的参考面积，CL与CD分别为整体的升力系数与阻力系数，升力系数与阻力系数的气动参数模型如下：
其中，Ma为马赫数，α为攻角；CL1、CL2、CL3、CL4分别为升力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；CD1、CD2、CD3、CD4分别为阻力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；控制量选取为飞行器倾侧角ν、攻角α和推力T；
将公式(1)转化为如下状态空间表达式：
其中，x是***状态变量，为x的一阶导数，f(x)是关于状态变量x的非线性函数，u是***输入，d是等价干扰。
3.根据权利要求1所述的一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法，其特征在于：所述第二步中，根据第一步中的动力学模型，设计滑模干扰观测器对空天飞行器巡航段受到的等价干扰进行快速估计，并得到干扰估计值：
其中，z0为状态中间变量，为z0的一阶导数，v0为函数中间变量，为v0的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ0、λ1、λ2为观测器增益，且为正数，sign(·)表示求取符号函数。
4.根据权利要求2所述的一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法，其特征在于：所述第三步中，针对无干扰假设的飞行器动力学模型，设计比例导引控制律如下：
设计的比例导引律为：
其中，为飞行器的飞行角速度在水平面内的投影角速度，kT为水平导引系数，λT为飞行器水平视线角，λTF为飞行器终端约束的水平视线角，为水平视线角加速度，其中R为飞行器到终端的距离，为R的一阶导数；
由此可得侧向加速度：
再由侧向过载ny2＝1可以推导出倾侧角：
得到倾侧角后，在根据平衡条件迭代求解攻角，最后得到所需推力大小：
将计算得到的倾侧角ν、攻角α和推力T控制量代入状态空间表达式(3)，得到比例导引等价***输入ue：
5.根据权利要求1所述的一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法，其特征在于：所述第四步中，设计复合比例导引控制器为：
其中，ue为比例导引等价***输入，为未知等价干扰d的干扰估计值。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201810919280.4A CN108958278B (zh) | 2018-08-14 | 2018-08-14 | 一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201810919280.4A CN108958278B (zh) | 2018-08-14 | 2018-08-14 | 一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN108958278A true CN108958278A (zh) | 2018-12-07 |
| CN108958278B CN108958278B (zh) | 2021-06-08 |
Family
ID=64470063
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201810919280.4A Active CN108958278B (zh) | 2018-08-14 | 2018-08-14 | 一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN108958278B (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110309576A (zh) * | 2019-06-26 | 2019-10-08 | 西北工业大学 | 基于排队论的视线角速度随机扰动建模方法 |
| CN111399529A (zh) * | 2020-04-02 | 2020-07-10 | 上海交通大学 | 一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法 |
| CN112162567A (zh) * | 2020-09-09 | 2021-01-01 | 北京航空航天大学 | 一种适用于飞行器在线禁飞区规避制导方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103869701A (zh) * | 2014-02-27 | 2014-06-18 | 天津大学 | 基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法 |
| US20150241173A1 (en) * | 2013-07-22 | 2015-08-27 | Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force | Store Separation Autopilot |
| CN107844128A (zh) * | 2017-10-13 | 2018-03-27 | 北京航空航天大学 | 一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法 |
| CN108153323A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-06-12 | 北京航空航天大学 | 一种高空无人飞行器高精度再入制导方法 |
| CN108180910A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-06-19 | 北京航空航天大学 | 一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法 |
-
2018
- 2018-08-14 CN CN201810919280.4A patent/CN108958278B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20150241173A1 (en) * | 2013-07-22 | 2015-08-27 | Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force | Store Separation Autopilot |
| CN103869701A (zh) * | 2014-02-27 | 2014-06-18 | 天津大学 | 基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法 |
| CN107844128A (zh) * | 2017-10-13 | 2018-03-27 | 北京航空航天大学 | 一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法 |
| CN108153323A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-06-12 | 北京航空航天大学 | 一种高空无人飞行器高精度再入制导方法 |
| CN108180910A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-06-19 | 北京航空航天大学 | 一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 方雨君等: "高超声速飞行器巡航段多约束制导方法", 《国防科技大学学报》 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110309576A (zh) * | 2019-06-26 | 2019-10-08 | 西北工业大学 | 基于排队论的视线角速度随机扰动建模方法 |
| CN110309576B (zh) * | 2019-06-26 | 2022-04-29 | 西北工业大学 | 基于排队论的视线角速度随机扰动建模方法 |
| CN111399529A (zh) * | 2020-04-02 | 2020-07-10 | 上海交通大学 | 一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法 |
| CN111399529B (zh) * | 2020-04-02 | 2021-05-14 | 上海交通大学 | 一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法 |
| CN112162567A (zh) * | 2020-09-09 | 2021-01-01 | 北京航空航天大学 | 一种适用于飞行器在线禁飞区规避制导方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN108958278B (zh) | 2021-06-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106774400B (zh) | 一种基于逆动力学的无人机三维轨迹制导方法 | |
| CN108873929B (zh) | 一种固定翼飞机自主着舰方法及*** | |
| Su et al. | A robust back-stepping based trajectory tracking controller for the tanker with strict posture constraints under unknown flow perturbations | |
| Muniraj et al. | Path-following control of small fixed-wing unmanned aircraft systems with H∞ type performance | |
| CN109062042A (zh) | 一种旋翼飞行器的有限时间航迹跟踪控制方法 | |
| CN108958278A (zh) | 一种空天飞行器巡航段快速抗干扰制导方法 | |
| Tsukerman et al. | Optimal rendezvous guidance laws with application to civil autonomous aerial refueling | |
| CN111290278B (zh) | 一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法 | |
| Duan et al. | Predator-prey pigeon-inspired optimization for UAV ALS longitudinal parameters tuning | |
| Guibin et al. | Cooperative formation control of multiple aerial vehicles based on guidance route in a complex task environment | |
| Jiang et al. | Enhanced LQR control for unmanned helicopter in hover | |
| CN109828602A (zh) | 一种基于观测补偿技术的航迹回路非线性模型变换方法 | |
| Xie et al. | Robust trajectory-tracking method for UAV using nonlinear dynamic inversion | |
| Mills et al. | Vision based control for fixed wing UAVs inspecting locally linear infrastructure using skid-to-turn maneuvers | |
| CN116360497B (zh) | 一种基于强化学***流层飞艇轨迹跟踪方法 | |
| Zhang et al. | Line-of-sight path following control on UAV with sideslip estimation and compensation | |
| Yu et al. | Analytical cooperative entry guidance for rendezvous and formation flight | |
| Brezoescu et al. | Straight-line path following in windy conditions | |
| Hervas et al. | Sliding mode control of fixed-wing uavs in windy environments | |
| Serra et al. | Nonlinear IBVS controller for the flare maneuver of fixed-wing aircraft using optical flow | |
| CN114489101A (zh) | 一种无人机的末端制导控制方法及*** | |
| Yong et al. | Immersion and invariance-based integrated guidance and control for unmanned aerial vehicle path following | |
| Almeida | Tight formation flight with feasible model predictive control | |
| Zhou et al. | Control of a tail-sitter VTOL UAV based on recurrent neural networks | |
| CN113110428A (zh) | 一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |