CN116700306A - 一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，包括以下步骤:S1、设置控制***模型，通过控制***模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度、飞行器控制量之间的关系；S2、根据控制***模型，获取飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。本发明公开的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，能够让目标始终在导引头捕获范围内，且具有较高的控制精度。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，属于飞行器制导领域。
背景技术
传统捷联制导飞行器在飞向目标的过程中，通常以被动调整的方式使导引头指向目标，当目标大幅度机动或飞行器飞行过程中发生抖动现象时，视线较窄的捷联导引头在目标逃逸视野范围后，难以通过直接控制飞行器使之快速回准。
一体化的制导控制***设计有助于飞行器的高效控制。对于以传统反步方法设计的飞行器一体化制导控制***，设计过程中通过对虚拟控制量直接求解获取下一步导数，但当虚拟控制量快速变化时直接微分会使得求解出来的导数变量急速膨胀变化，影响控制过程。
因此，有必要提出用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法以解决上述问题。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了深入研究，设计出一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，包括以下步骤:
S1、设置控制***模型，通过控制***模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度、飞行器控制量之间的关系；
S2、根据控制***模型，获取飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。
在一个优选的实施方式中，在S1中，将飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度分别作为模型状态量，将飞行器的控制量作为输入量，构建控制***模型；
其中，视线角状态量表示为，/>，/>为飞行器轴线方向与目标在视线倾角方向的夹角，/>为飞行器轴线方向与目标在视线偏角方向的夹角；
视线角速度状态量表示为，/>，/>表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角，/>表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；
姿态状态量表示为，/>，/>为飞行器的攻角，/>为飞行器的侧滑角、/>为飞行器的滚转角；
角速度状态量表示为，/>，/>为飞行器的俯仰角速度、/>为飞行器的偏航角速度，/>为飞行器的滚转角速度；
飞行器控制量表示为，/>，/>为控制飞行器俯仰的等效舵偏角，为控制飞行器偏航的等效舵偏角，/>为控制飞行器滚转的等效舵偏角。
在一个优选的实施方式中，在S1中，所述控制***模型表示为：
，
其中，
，
，
，
，
，
，
，
其中，表示飞行器俯仰角，/>表示飞行器偏航角，且有：
，
，
表示飞行器与目标之间的相对距离，/>表示飞行器动压，/>，/>为空气密度，/>是飞行器速度，/>表示飞行器推力，/>表示飞行器质量，/>表示飞行器参考面积，/>表示飞行器特征长度，/>表示升力系数；/>表示侧向力系数；/>表示攻角引发的横向静稳定导数；/>表示侧滑角引发的横向静稳定导数；/>表示偏航静稳定导数，/>表示俯仰静稳定导数，/>表示副翼操纵效率，/>表示方向舵操纵效率，/>表示升降舵操纵效率，表示飞行器绕纵轴转动惯量，/>表示飞行器绕竖轴转动惯量，/>表示飞行器绕横轴转动惯量。
在一个优选的实施方式中，S2包括以下子步骤：
S21、设置第一误差面，将视线角速度状态量期望值作为虚拟输入，使视线角趋于0，通过第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率；
S22、设置第二误差面，使视线角速度状态量期望值与视线角速度状态量差值趋于0，通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率；
S23、设置第三误差面，使姿态状态量期望值与姿态状态量差值趋于0，通过第三改进滑模微分器获得角速度状态量期望值的变化率；
S24、设置第四误差面，使角速度状态量期望值与角速度状态量差值趋于0，获得飞行器的控制量。
在一个优选的实施方式中，S21中，所述第一误差面为，
将待求解的视线角速度状态量期望值设置为：，从而通过所述第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率，其中，/>为常数。
在一个优选的实施方式中，所述第一改进滑模微分器表示为：
，
其中，表示/>的估计值、/>为估计/>设置的高阶变量，且有/>。
在一个优选的实施方式中，S22中，所述第二误差面为：，
将待求解的姿态状态量期望值设置为：
，
，
进而通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率，其中，为常数。
在一个优选的实施方式中，所述第二改进滑模微分器表示为：
，
其中，表示/>的估计值、/>为估计/>设计的高阶变量，且有/>。
在一个优选的实施方式中，S23中，所述第三误差面为：，
将待求解的角速度状态量期望值设置为：
，
其中，为常数。
在一个优选的实施方式中，S24中，所述第四误差面为：，
对第四误差面进行求导可得：
，
获得的飞行器控制量为：
，
其中，为常数。
本发明所具有的有益效果包括：
（1）根据本发明提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，能够让目标始终在导引头捕获范围内；
（2）根据本发明提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，可以通过对输入量的进行设计而同时实现制导与控制效果；
（3）根据本发明提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，可以保证在获取设计量近似导数的过程中保证可用的精度。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法流程示意图；
图2示出了实施例1中目标在捷联视场中的位置变化的仿真结果；
图3示出了实施例1与对比例1对目标跟踪的仿真结果。
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
一体化的制导控制***设计有助于飞行器的高效控制。所述一体化的制导控制，是指获取飞行器的速度、位置、姿态角、捷联导引头视线角以及偏转机构的控制反馈信息后，通过机载处理器对上述信息进行一体化处理，并直接输出制导控制指令。
根据本发明提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，包括以下步骤:
S1、设置控制***模型，通过控制***模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度、飞行器控制量之间的关系；
S2、根据控制***模型，采集飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。
根据本发明，在S1中，将飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度分别作为模型状态量，将飞行器的控制量作为输入量，构建控制***模型；
其中，视线角状态量表示为，用于描述飞行器相对目标的视线角，，/>为飞行器轴线方向与目标在视线倾角方向的夹角，/>为飞行器轴线方向与目标在视线偏角方向的夹角；
视线角速度状态量表示为，用于描述飞行器相对目标的视线角速度，/>，表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角，/>表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；
姿态状态量表示为，用于描述飞行器的飞行姿态，/>，/>为飞行器的攻角，/>为飞行器的侧滑角、/>为飞行器的滚转角；
角速度状态量表示为，用于描述飞行器的飞行转动速度，/>，为飞行器的俯仰角速度、/>为飞行器的偏航角速度，/>为飞行器的滚转角速度；
飞行器控制量表示为，/>，/>为控制飞行器俯仰的等效舵偏角，为控制飞行器偏航的等效舵偏角，/>为控制飞行器滚转的等效舵偏角。
进一步地，在S1中，所述控制***模型表示为：
，
，
，
，
，
，
，
，
其中，表示飞行器俯仰角，/>表示飞行器偏航角，且有：
，
，
表示飞行器与目标之间的相对距离，/>表示飞行器动压，/>，/>为空气密度，/>是飞行器速度，/>表示飞行器推力，/>表示飞行器质量，/>表示飞行器参考面积，/>表示飞行器特征长度，/>表示升力系数；/>表示侧向力系数；/>表示攻角引发的横向静稳定导数；/>表示侧滑角引发的横向静稳定导数；/>表示偏航静稳定导数，/>表示俯仰静稳定导数，/>表示副翼操纵效率，/>表示方向舵操纵效率，/>表示升降舵操纵效率，/>表示飞行器绕纵轴转动惯量，/>表示飞行器绕竖轴转动惯量，/>表示飞行器绕横轴转动惯量。
上述模型，在保证可以反映飞行器主要动力学、运动学过程的同时进行了模型简化，提高了控制效率，同时引入飞行器视角约束项，可以对飞行器视角范围进行约束。
在S2中，通过反步控制法获得当前控制信号。
传统反步方法设计的飞行器一体化制导控制***，设计过程中通过对虚拟控制量直接求解获取下一步导数，但当虚拟控制量快速变化时直接微分会使得求解出来的导数变量急速膨胀变化，影响控制过程，在本发明中，通过使用改进滑模微分器对虚拟控制量，可以避免所需导数的极具变化情况，同时改进滑模微分器对比传统滑模微分器可获取更高精度的虚拟控制量导数。
S2包括以下子步骤：
S21、设置第一误差面，将视线角速度状态量期望值作为虚拟输入，使视线角趋于0，即控制飞行器轴线和飞行器质心与目标连线的夹角收敛至0，使飞行器对准目标，通过第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率；
S22、设置第二误差面，使视线角速度状态量期望值与视线角速度状态量差值趋于0，通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率；
S23、设置第三误差面，使姿态状态量期望值与姿态状态量差值趋于0，通过第三改进滑模微分器获得角速度状态量期望值的变化率；
S24、设置第四误差面，使角速度状态量期望值与角速度状态量差值趋于0，获得飞行器的控制量。
具体地，在S21中，所述第一误差面为，
将待求解的视线角速度状态量期望值设置为：从而通过所述第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率，其中，/>为常数。
上述期望值设置方式，仅通过一个参数可实现这一步所需的控制量，结构简单，易于实现。
进一步优选地，所述第一改进滑模微分器表示为：
，
其中，表示/>的估计值、/>为估计/>设置的高阶变量，且有/>。
在第一改进滑模微分器中通过增加非线性项，实现了对所需信号的估计精度的提高。
在一个优选的实施方式中，S22中，所述第二误差面为：，
将待求解的姿态状态量期望值设置为：
，
，
进而通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率，其中，为常数。
同样地，上述期望值设置方式，仅通过引入一个参数实现所需控制量，通过简化结构，易于控制的实现。
进一步优选地，所述第二改进滑模微分器表示为：
，
其中，表示/>的估计值、/>为估计/>设计的高阶变量，且有/>。
同样地，在第二改进滑模微分器中通过增加非线性项，实现了对所需信号的估计精度的提高。
在一个优选的实施方式中，S23中，所述第三误差面为：，
对其进行求导可得：
。
在一个优选的实施方式中，将待求解的角速度状态量期望值设置为：
，
其中，为常数。
同样地，上述期望值设置方式，仅通过引入一个参数实现所需控制量，通过简化结构，易于控制的实现。
进一步优选地，所述第三改进滑模微分器表示为：
，
其中，表示/>的估计值、/>为估计/>设计的高阶变量，且有/>。
同样地，在第二改进滑模微分器中通过增加非线性项，实现了对所需信号的估计精度的提高。在一个优选的实施方式中，S24中，所述第四误差面为：。
进一步地，对第四误差面进行求导可得：
，
进而获得的飞行器控制量为：
，
其中，为常数。
根据本发明一个优选的实施方式的取值范围为1~10，/>的取值范围为5~15，的取值范围为15~25，/>的取值范围为25~35，更优选地，。
实施例
实施例1
进行模拟实验，飞行器对某目标进行追踪，其中，目标以如下的蛇形加速度运动：
，
飞行器采用以下步骤对目标进行跟踪:
S1、设置控制***模型，通过控制***模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度、飞行器控制量之间的关系；
S2、根据控制***模型，采集飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。
在S1中，所述控制***模型表示为：
，
，
，
，
，
，
，
，
其中：
，
。
在S2中，通过反步控制法获得当前控制信号，包括以下子步骤：
S21、设置第一误差面，将视线角速度状态量期望值作为虚拟输入，使视线角趋于0，通过第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率；
S22、设置第二误差面，使视线角速度状态量期望值与视线角速度状态量差值趋于0，通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率；
S23、设置第三误差面，使姿态状态量期望值与姿态状态量差值趋于0，通过第三改进滑模微分器获得速度状态量期望值的变化率；
S24、设置第四误差面，使速度状态量期望值与速度状态量差值趋于0，获得飞行器的控制量。
具体地，在S21中，所述第一误差面为，
将待求解的视线角速度状态量期望值设置为：其中，/>为5。
所述第一改进滑模微分器表示为：
，
其中，。
S22中，所述第二误差面为：，
将待求解的姿态状态量期望值设置为：
，
，
其中，为10。
所述第二改进滑模微分器表示为：
，
其中，。
S23中，所述第三误差面为：，
对其进行求导可得：
。
将待求解的角速度状态量期望值设置为：
，
其中，为20。
所述第三改进滑模微分器表示为：
，
其中，。
S24中，所述第四误差面为：，
对第四误差面进行求导可得：
。
进而获得的飞行器控制量为：
，
其中，为30。
在追踪目标过程中，目标在捷联视场中的位置变化如图2所示，可以看出，飞行器能够将目标始终锁定在导引头的有效视场内，从而实现最终的命中。
对比例1
进行与实施例1相同的模拟实验，区别在于，采用一阶低通滤波器替代步骤S2中的改进滑模微分器，获得模拟结果。
实施例1与对比例1中获得的的信号跟踪结果如图3所示，从图中可以看出，实施例1相对于对比例1，对目标的跟踪具备更快的响应速度和跟踪精度，尤其是在发现目标的初始时刻，能够快速的实现对目标的跟踪，避免目标丢失。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。
Claims (10)
1.一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，包括以下步骤:
S1、设置控制***模型，通过控制***模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度、飞行器控制量之间的关系；
S2、根据控制***模型，获取飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。
2.根据权利要求1所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
在S1中，将飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度分别作为模型状态量，将飞行器的控制量作为输入量，构建控制***模型；
其中，视线角状态量表示为 ，/>，/>为飞行器轴线方向与目标在视线倾角方向的夹角，/>为飞行器轴线方向与目标在视线偏角方向的夹角；
视线角速度状态量表示为，/>，/>表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角，/>表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；
姿态状态量表示为，/>，/>为飞行器的攻角，/>为飞行器的侧滑角、/>为飞行器的滚转角；
角速度状态量表示为，/>，/>为飞行器的俯仰角速度、/>为飞行器的偏航角速度，/>为飞行器的滚转角速度；
飞行器控制量表示为，/>，/>为控制飞行器俯仰的等效舵偏角，/>为控制飞行器偏航的等效舵偏角，/>为控制飞行器滚转的等效舵偏角。
3.根据权利要求2所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
在S1中，所述控制***模型表示为：
，
其中，
，
，
，
，
，
，
，
其中，表示飞行器俯仰角，/>表示飞行器偏航角，且有：
，
，
表示飞行器与目标之间的相对距离，/>表示飞行器动压，/>，/>为空气密度，/>是飞行器速度，/>表示飞行器推力，/>表示飞行器质量，/>表示飞行器参考面积，/>表示飞行器特征长度，/>表示升力系数；/>表示侧向力系数；/>表示攻角引发的横向静稳定导数；/>表示侧滑角引发的横向静稳定导数；/>表示偏航静稳定导数，/>表示俯仰静稳定导数，/>表示副翼操纵效率，/>表示方向舵操纵效率，/>表示升降舵操纵效率，/>表示飞行器绕纵轴转动惯量，/>表示飞行器绕竖轴转动惯量，/>表示飞行器绕横轴转动惯量。
4.根据权利要求1所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
S2包括以下子步骤：
S21、设置第一误差面，将视线角速度状态量期望值作为虚拟输入，使视线角趋于0，通过第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率；
S22、设置第二误差面，使视线角速度状态量期望值与视线角速度状态量差值趋于0，通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率；
S23、设置第三误差面，使姿态状态量期望值与姿态状态量差值趋于0，通过第三改进滑模微分器获得角速度状态量期望值的变化率；
S24、设置第四误差面，使角速度状态量期望值与角速度状态量差值趋于0，获得飞行器的控制量。
5.根据权利要求4所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
S21中，所述第一误差面为，
将待求解的视线角速度状态量期望值设置为：，从而通过所述第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率，其中，/>为常数。
6.根据权利要求4所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述第一改进滑模微分器表示为：
，
其中，表示/>的估计值、/>为估计/>设置的高阶变量，且有/>。
7.根据权利要求4所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
S22中，所述第二误差面为：，
将待求解的姿态状态量期望值设置为：
，
，
进而通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率，其中，为常数。
8.根据权利要求4所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述第二改进滑模微分器表示为：
，
其中，表示/>的估计值、/>为估计/>设计的高阶变量，且有/>。
9.根据权利要求4所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
S23中，所述第三误差面为：，
将待求解的角速度状态量期望值设置为：
，
其中，为常数。
10.根据权利要求4所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
S24中，所述第四误差面为：，
对第四误差面进行求导可得：
，
获得的飞行器控制量为：
，
其中，为常数。
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Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104485866A (zh) * | 2014-12-15 | 2015-04-01 | 南京理工大学 | 基于高阶滑模微分器的电机间接自适应鲁棒输出反馈控制方法 |
| CN104950898A (zh) * | 2015-06-10 | 2015-09-30 | 北京理工大学 | 一种再入飞行器全阶非奇异终端滑模姿态控制方法 |
| CN110008502A (zh) * | 2019-01-29 | 2019-07-12 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法 |
| WO2020073682A1 (zh) * | 2018-10-12 | 2020-04-16 | 北京理工大学 | 抗高过载的一体化制导控制*** |
| CN113791240A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-12-14 | 暨南大学 | 基于高阶滑膜跟踪微分器的加速度估计方法、***、设备和介质 |
| WO2022007509A1 (zh) * | 2020-07-08 | 2022-01-13 | 北京理工大学 | 一种图像制导飞行器延时补偿方法及*** |
| WO2022105408A1 (zh) * | 2020-11-18 | 2022-05-27 | 北京理工大学 | 基于径向基神经网络的自动驾驶仪及其解耦控制方法 |
| CN115993769A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-04-21 | 北京理工大学 | 一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法 |
| CN115993834A (zh) * | 2022-08-09 | 2023-04-21 | 北京理工大学 | 一种用于高动态飞行器的跟踪微分控制制导方法 |
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2023
- 2023-06-02 CN CN202310646328.XA patent/CN116700306B/zh active Active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104485866A (zh) * | 2014-12-15 | 2015-04-01 | 南京理工大学 | 基于高阶滑模微分器的电机间接自适应鲁棒输出反馈控制方法 |
| CN104950898A (zh) * | 2015-06-10 | 2015-09-30 | 北京理工大学 | 一种再入飞行器全阶非奇异终端滑模姿态控制方法 |
| WO2020073682A1 (zh) * | 2018-10-12 | 2020-04-16 | 北京理工大学 | 抗高过载的一体化制导控制*** |
| CN110008502A (zh) * | 2019-01-29 | 2019-07-12 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法 |
| WO2022007509A1 (zh) * | 2020-07-08 | 2022-01-13 | 北京理工大学 | 一种图像制导飞行器延时补偿方法及*** |
| WO2022105408A1 (zh) * | 2020-11-18 | 2022-05-27 | 北京理工大学 | 基于径向基神经网络的自动驾驶仪及其解耦控制方法 |
| CN113791240A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-12-14 | 暨南大学 | 基于高阶滑膜跟踪微分器的加速度估计方法、***、设备和介质 |
| CN115993834A (zh) * | 2022-08-09 | 2023-04-21 | 北京理工大学 | 一种用于高动态飞行器的跟踪微分控制制导方法 |
| CN115993769A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-04-21 | 北京理工大学 | 一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法 |
Non-Patent Citations (7)
| Title |
|---|
| SHIH-YAO LIN等: "A Novel Online Estimation and Compensation Method for Strapdown Phased Array Seeker Disturbance Rejection Effect Using Extended State Kalman Filter", IEEE ACCESS, vol. 7, 31 December 2019 (2019-12-31), pages 172330 - 172340, XP011759080, DOI: 10.1109/ACCESS.2019.2956256 * |
| 刘佳琪等: "考虑驾驶仪动态性能的指令滤波反演制导律", 航空学报, vol. 41, no. 12, pages 3241231 - 32412310 * |
| 卜祥伟;吴晓燕;白瑞阳;马震;: "基于滑模微分器的吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制", 固体火箭技术, no. 01, pages 12 - 17 * |
| 安炳合;王永骥;刘磊;侯治威;王博;: "基于自抗扰终端滑模的高速滑翔飞行器姿态控制", 弹箭与制导学报, no. 06, pages 164 - 170 * |
| 张登辉: "助推滑翔飞行器多约束制导控制一体化设计方法", 中国博士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑, pages 72 - 82 * |
| 邵茂森等: "全捷联光学导引头视场角及输入约束下制导控制一体化设计", 光学 精密工程, vol. 29, no. 6, 29 January 2021 (2021-01-29), pages 1291 - 1300 * |
| 马立群等: "导弹积分反弹制导控制一体化设计", 北京理工大学学报, vol. 37, no. 10, 31 October 2017 (2017-10-31), pages 1043 - 1047 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116700306B (zh) | 2024-02-27 |
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