一、姿态及过载自动驾驶仪比例导引对比研究（论文文献综述）
胡志恒[1]（2020）在《临近空间拦截导弹制导方法及其轨迹预报方法研究》文中提出近些年来,临近空间高超声速飞行器技术不断发展,对临近空间攻防对抗技术的需求越来越迫切。从防御方的角度出发,本文研究了反临近空间高超声速目标拦截导弹的制导律和制导滤波器设计问题;从进攻方的角度出发,本文又研究了临近空间拦截导弹的制导律辨识和飞行轨迹预报问题。在低空环境下,拦截导弹的自动驾驶仪的动态特性通常比较复杂,为二阶系统,并且有两个零点。对于尾控型导弹,还会有一个右半平面内的零点。这会降低导弹制导律的性能。为了解决这一问题,本文设计提出了考虑自动驾驶仪两极点两零点动态特性的微分对策制导律。在这种情况下,系统模型会变得很复杂。为了处理这样的情况,假设导弹和目标分别进行决策,这样可以简化模型,用最优控制的方法求得解析解。我们知道,最优制导律相当于导航系数为3的增广比例导引律。如果不考虑导弹自动驾驶仪的动态特性,这里提出的制导律也可以转化为类似的形式。最后,利用数值仿真说明了该制导律的效果。在仿真中,将増广比例导引律和考虑不同自动驾驶仪动态特性模型的制导律进行对比,发现考虑自动驾驶仪实际动态特性的制导律可以获得更好的拦截性能,而考虑两极点两零点模型的制导律效果最好。在许多临近空间作战条件下,拦截导弹需要释放出动能拦截器（Kinetic Kill Vehicle,KKV）,由KKV通过末制导杀伤目标。在末制导过程中,如何通过导引头的测量获得视线角速率的精确估计是一个重要的研究课题。在KKV的制导系统中,导引头通常采用捷联或半捷联式结构。为了拦截临近空间目标,KKV通过开关脉冲推进器来产生所需的侧向推力。实际上,这个过程会使弹体产生很大的冲击振动,恶化视线角的测量环境。目前关于这个问题还没有很多的研究。处理这个问题的一种思路是把冲击振动和视线角速率一起作为卡尔曼滤波器的估计向量。首先,证明了考虑冲击振动的目标-导弹相对运动系统的可观性。在此基础上设计了増广状态卡尔曼滤波器。为了提高滤波器的精度和速度,引入了连续-离散和最优二阶的特殊滤波方法。仿真结果表明,通过对冲击振动的估计可以提高视线角速率的提取精度,从而提高拦截效果。连续-离散和最优二阶方法的引入,可以进一步提高滤波器性能。临近空间拦截导弹的不断发展也给临近空间进攻方飞行器带来了压力,迫使临近空间进攻方飞行器采取进一步的主动措施。临近空间进攻方飞行器希望通过拦截导弹的制导律信息预测拦截导弹未来的位置,并以此为基础制定策略规避对方拦截。从攻防对抗的角度考虑,本文研究了拦截导弹的制导律辨识和轨迹预报问题。现在发展的制导律种类很多,但归根结底,各种制导律的效果都可以用典型的比例导引律作为近似模型。首先,构造了比例导引律下的目标-导弹相对运动模型,用非线性系统理论分析了系统的可观性。之后,应用了扩展卡尔曼滤波和无迹卡尔曼滤波两种非线性滤波算法,设计了用于制导律辨识问题的非线性滤波器。通过数值仿真,验证和对比了两种非线性滤波方法。最后,研究了轨迹预报问题。建立了用于拦截导弹轨迹预报的计算模型,仿真验证了预报效果,并对仿真结果进行了误差分析。实际的拦截导弹制导情形可能会更加复杂。文中研究了其中一种特殊情形:比例导引律的加速度指令出现饱和。这种情况通常出现于初始对齐误差较大的时候。在比例导引律下,过载指令和视线角速率成正比,所以会在初始阶段产生较大的加速度指令从而达到饱和。这时比例导引律的关系实际上不再成立,不适合应用前面所用的单模型滤波方法。于是,我们讨论了使用多模型滤波方法辨识含饱和情况的比例导引律的问题。首先,在原有比例导引律模型的基础上,增加建立了饱和情况下的模型,并分析了其可观性。之后,采用了交互多模型（interactive multiple model,IMM）算法进行滤波处理。IMM算法的模型切换的能力非常切合本问题的实际情况,是一种很好的处理手段。文中详细论述了算法的具体内容,通过数值仿真对其效果进行了验证,并对结果进行了分析。
杨智博[2]（2020）在《舰载机自动着舰系统纵向控制策略研究》文中提出舰载机自动着舰系统是保证航母战斗力的有力支撑,其控制策略设计一直都是着舰引导技术最重要的研究内容。舰载机在进场着舰阶段受舰尾气流场和航母甲板运动的影响,提高了对自动着舰系统航迹控制和姿态保持能力的要求。同时考虑舰载机发生故障时,着舰性能发生改变可能会导致着舰事故的发生。因此自动着舰系统控制策略的设计需要考虑以下三个问题:一是考虑在进场着舰阶段,提高自动着舰系统对下滑航迹的跟踪能力;二是考虑进场着舰阶段发生故障时,解决自动着舰系统故障状态下安全进场着舰问题;三是考虑改变目前间接升力控制方法提高航迹纠偏能力,实现进场着舰阶段直接升力控制问题。针对以上三个问题,本文对自动着舰系统控制策略进行研究。首先,为保证控制策略得到有效验证和分析现有自动着舰系统控制策略的不足,通过分析外部环境因素的影响建立了舰载机进场着舰模型,对自动着舰系统纵向引导律和控制策略进行研究。在进场着舰模型建立中,采用频谱模型法和工程化模型法分别建立了航母甲板运动模型和舰尾气流场模型,通过坐标系的选取与飞机受力分析对全量非线性动力学模型进行化简得到纵向动力学非线性模型。在纵向引导律和控制策略研究中,参考基于垂直速率引导模式的自动着舰系统设计了PID控制策略。通过分析进场着舰阶段气动阻力与进场速度的关系证明舰载机处于速度不稳定状态,并设计了保持迎角恒定动力补偿系统。在进场着舰环境中对PID控制策略进行仿真,验证控制策略的有效性,通过对仿真结果进行分析确定控制策略的研究方向。其次,针对进场着舰环境下的下滑航迹控制问题设计了一种自动着舰系统反演控制策略。该控制策略在自动驾驶仪设计中采用反演控制,利用反演控制对复杂的俯仰姿态与水平尾翼偏转函数进行降阶处理。在纵向引导律和动力补偿系统设计中采用滑模控制提高系统的鲁棒性,通过连续滑模项减小抖振影响。在舰尾气流场和航母甲板运动影响下与PID控制策略进行仿真对比,仿真结果说明该控制策略能够实现对下滑航迹的精确控制,提高了系统的姿态保持能力,为提高自动着舰系统航迹控制能力提供了一种解决方案。再次,针对故障状态下安全进场着舰问题设计自动着舰系统容错控制策略。根据对自动着舰系统的分析,建立了舰载机进场着舰故障模型。利用模糊径向神经网络实现对未知故障函数的逼近,设计了自适应模糊径向神经网络控制器。在反演控制策略的基础上设计容错控制策略,利用模糊径向神经网路处理自动驾驶仪和动力补偿系统中的执行器故障,并通过自适应律实现网络权值的调整和保证系统稳定。通过与PID控制策略在执行器发生故障情况下进行仿真对比,证明了容错控制策略在执行器发生故障时能够有效的引导舰载机完成进场着舰任务,自动着舰系统容错性强,为故障状态自动着舰系统控制策略设计提供了一种可行性方案。最后,通过对舰载机精密进近技术和直接升力控制进行研究,在分析舰载机进场着舰阶段升力特性的基础上,设计了基于直接升力控制的自动着舰系统控制策略。在直接升力控制系统中通过襟翼偏转实现直接升力控制,并采用航迹角速率反馈和航迹角增量反馈提高航迹纠偏能力。在姿态控制系统中通过控制水平尾翼偏转实现飞行姿态稳定,并引入迎角反馈保持进场着舰阶段迎角恒定。由于采用直接升力控制已具有保持迎角恒定能力,设计了保持速度恒定动力补偿系统。通过与基于垂直速率引导模式的自动着舰系统PID控制策略和反演控制策略在进场着舰阶段进行仿真对比,证明了该控制策略具有很强航迹纠偏能力和保持迎角恒定能力,为自动着舰系统未来的研究提供了一种合理的技术路线。
刘刚[3]（2020）在《基于激光制导的高速拦截设计仿真研究》文中研究表明本文针对激光制导体制的高速来袭目标高效拦截问题,通过理论基分析、建模仿真验证等手段,完成了激光制导体制的高速拦截控制系统设计,开展了对高速目标有效毁伤拦截策略和激光导引头的性能参数对制导精度影响的分析。首先建立了导弹的动力学模型,推导了弹体的传递函数,分析了弹体特性和稳定性;根据传统自动驾驶仪的设计,构建了导弹的稳定控制回路,并对控制器参数进行整定分析,建立了满足导弹控制性能指标的自动驾驶仪。针对高速拦截中导弹速度变化动态范围大的问题,采用了基于Lyapunov稳定性理论为基础的模型参考自适应控制方法对自动驾驶仪进行改进设计,仿真结果表明所得的自适应自动驾驶仪对气动参数的变化不敏感,相比于传统方法设计的自动驾驶仪,其设计量小,控制性能良好。针对拦截高速来袭目标的可控打击角度问题,即以预定攻击角度拦截目标,采用了带攻击角度约束下的偏置比例导引来拦截高速来袭目标,仿真结果表明该导引方法在拦截高速来袭目标时,存在末端角度约束效果下降以及过载急剧变化的问题,提出了基于剩余飞行时间的预测命中点的方法,并对剩余飞行时间进行解析求解。仿真结果表明该方法能有效拦截高速来袭目标,并避免了由于目标速度的提升导致的交会角控制效果下降以及末端过载剧烈变化的问题。最后搭建了激光制导的末制导回路,对激光导引头模型进行简化,构建了激光末制导回路的伴随模型,仿真分析了飞行过程中在不同的弹-目接近速度下,激光导引头的响应速度、角速度测量误差、角速度噪声、制导律的末端攻击角度约束等对导弹脱靶量的影响,初步确定了拦截高速来袭目标的激光导引头技术指标要求。本文工作为激光制导体制的高速拦截空中目标导弹控制系统设计提供了理论基础和技术支持。
韩阳[4]（2019）在《飞行器耦合及不确定性分析与导引控制设计方法研究》文中认为由于飞行环境复杂、飞行包络大、飞行速度快,飞行器导引控制系统存在耦合非线性强、参数与干扰不确定性大、控制约束复杂等问题。这些问题的综合作用给飞行器导引与控制律的设计带来了严峻挑战。本文以耦合及不确定性飞行器为研究对象,基于滑模控制、反演控制和自适应动态面等鲁棒控制技术,深入开展了耦合系统与不确定性系统的基础理论与控制方法研究,并应用到飞行器导引与控制律的设计中。本文的主要研究内容和创新点如下:（1）研究了不确定性系统的控制,提出了三种非匹配不确定系统的鲁棒增强控制方法。本文对于非匹配不确定性系统,首先,为得到系统状态的精确微分,采用Levant’s精确微分器技术,并结合二阶滑模控制,完成非匹配不确定系统的鲁棒控制器设计。其次,将反演控制结合非线性干扰观测器,完成非匹配不确定系统的鲁棒控制器设计。最后,考虑不确定性是系统状态的函数,提出了一种双层自适应动态面控制方法,其控制效果比现存文献中的单层自适应更好。（2）研究了耦合系统的控制,提出了三种耦合系统的控制方法。梳理了耦合系统的分类,按控制输入与系统状态之间的耦合关系将所研究的耦合系统细分为状态耦合系统和控制输入耦合系统。首先,给出了现存文献中关于状态耦合系统最常见的,基于耦合直接补偿的分布式控制方法;并在此基础上,提出了控制结构更为简洁的,基于耦合直接补偿的向量式控制方法。其次,受启发于Backstepping控制区别反馈线性化的基本思想,提出了耦合及参考输入有效补偿的控制方法。最后,针对一类控制输入耦合的系统,基于矢量运算法则,提出了一种新型矢量控制方法。（3）研究了飞行器的姿态控制,提出了新型飞行器姿态非解耦矢量控制方法。综合考虑飞行器控制系统中可能出现的干扰不确定以及模型矢量耦合,有别于传统姿态控制中将飞行器动力学解耦表达在速度坐标系或弹道坐标系内,本文将速度矢量和角速度矢量动力学建立在体坐标系内,将飞行器速度、攻角和侧滑角,以及滚转角速度的控制问题转化为空间矢量的跟踪问题。首先,考虑有推力情况下,设计飞行器速度与姿态非解耦矢量控制器;其次,考虑无推力情况下,设计飞行器姿态非解耦矢量控制器,为飞行器姿态控制提供新的思路和方法。（4）研究了高阶系统的确定时间收敛控制,提出了一种确定时间收敛的自适应积分滑模控制方法,并设计了一种新型三维非线性导引律。为了解决高阶系统确定时间收敛控制存在的奇异问题,许多学者进行了深入广泛的研究,其主要集中在新型滑模面的设计上。然而,滑模面的设计相对复杂,而且需要进行近似处理。本文针对该奇异问题,结合积分滑模和自适应控制,提出了一种确定时间收敛的自适应积分滑模控制方法,并将其应用到三维导引律的设计中,考虑自动驾驶仪动态特性,设计了一种新型三维非线性导引律。（5）研究了导引与控制一体化,提出了一种全状态耦合的导引与控制一体化设计方法。建立了导弹导引与控制一体化的全状态耦合模型,不再将导引系统与控制系统以及各个通道分离开来,而是把它们完全当做一个整体来对待,实现了导引与控制的完全一体化建模,并设计一种自适应动态面控制器实现全状态耦合导引与控制一体化。
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》文中研究表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》文中认为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》文中研究说明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。
郭行[8]（2018）在《高超声速飞行器博弈突防策略研究》文中研究指明高超声速飞行器将显着扩展临近空间攻防对抗内容,未来也将发展成为一种具有战术打击效果但却有战略威慑的进攻型武器,这也必然刺激未来防空反导系统技术的发展与革新。因此,高超声速飞行器将面临着严峻的拦截威胁。相比于传统武器突防,高超声速飞行器突防具备“机动范围广、瞬时机动能力弱、随时根据信息支援进行应变突防”的鲜明特点,面临着始终被探测跟踪、最大可用过载受限、同时对抗防御系统和精确打击目标的主要困难和问题,因此高超声速飞行器应采取博弈策略进行突防制导,即基于自身突防能力与防御方拦截能力（运动学特性、动力学特性、过载能力等）,实时分析攻防对抗态势并预测攻防对抗结果,以最优的策略（能量最少等）完成突防。针对高超声速飞行器整个飞行过程中面临的攻防对抗和突防问题,本文研究如下:（1）在飞行中段,高超声速飞行器利用自身机动范围广的突防能力进行博弈突防。具体包括:首先,提出隐藏飞行航向与攻击目标关系的“指A打B”策略,并结合模型预测静态规划（MPSP）算法生成博弈突防轨迹。对于10000km的目标,在最大可用过载为2.0情况下,以不超过0.2的转弯过载产生水平面内1400km的侧向机动距离,机动范围超过300km/h移动防空反导阵地的机动距离,实现“指A打B”的战术欺骗。其次,提出基于松弛变量（Slack Variables）和滑模变结构控制（Sliding Mode Control）的组合方法来实现动态规避轨迹规划,针对运动信息已知的300km/h移动防空反导威胁区,能够在过载受限情况下实现200km以上航路捷径的安全规避,且算法能够在线实时计算。此外,为弥补动态规避轨迹不具最优性的缺点,引入微分动态规划（DDP）算法进行优化,在保证安全规避前提下显着地减小高超声速飞行器能量消耗,平滑转弯过载变化且过载最大不超过1.0。（2）当进入运动信息未知的防空反导威胁区时,在拦截弹的中制导段,高超声速飞行器利用自身速度优势和机动能力进行博弈突防,打破拦截弹中末制导交接班条件;在拦截弹的末制导段,针对近似逆轨拦截不利态势,高超声速飞行器利用自身机动主动性和拦截弹动力学延迟进行博弈突防,以突防脱靶量最大为目标。具体包括:在拦截弹的中制导段,以弹道规划方式打破近似正迎头的逆轨拦截不利态势,提出优化模型预测静态规划（Optimized MPSP）算法,通过自适应调整权重矩阵增强算法收敛鲁棒性。仿真表明,算法能使高超声速飞行器构建20°以上的速度指向偏差,打破近似正迎头不利态势;基于文中合理假设的攻防对抗双方能力,通过预警距离和航路捷径表示出高超声速飞行器的无需机动突防区、博弈机动突防区和难以机动突防区。以80km预警距离为例,航路捷径在19km以上时,高超声速飞行器无需机动即可突防;航路捷径在8～19km时,高超声速飞行器需进行博弈机动完成突防;航路捷径在8km以内时,高超声速飞行器即使机动也难以突防。当预警距离小于67km时,高超声速飞行器能否突防主要取决于航路捷径和拦截弹的拦截能力。在拦截弹的末制导段,依据微分对策/单边最优理论推导最优突防导引律,以尽量少的能量产生足够大脱靶量。基于文中合理假设,仿真结果表明,平均脱靶量随着高超声速飞行器与拦截弹过载能力之比增加而增加,且近似呈现指数关系;当高超声速飞行器最大速度滚转角速度较小（小于45 s）时,突防脱靶量显着减小;当拦截弹和高超声速飞行器均采用微分对策制导律时,则此过载能力之比大于约0.39时即可实现突防（脱靶量5m以上）;当拦截弹采用导引系数为N?的修正比例导引律时,若高超声速飞行器采用单边最优突防制导律,则过载能力之比大于约0.36时可实现突防且过载指令切换次数为N?-1,若飞行器采用微分对策突防制导律,则突防要求过载能力之比应大于约0.63;对于同一修正比例导引的拦截弹,当过载能力之比大于约0.66时,微分对策突防制导律优于单边最优突防制导律,反之则单边最优突防制导律更优。微分对策突防制导律侧重发挥机动能力,而单边最优突防制导律侧重机动时机的选择。此外,当模型的内部干扰、不确定性对模型参数的影响在20%以内时,微分对策和单边最优突防制导律的平均脱靶量基本不变。（3）在接近最终攻击目标时,高超声速飞行器发动机关机后摆脱攻角限制,因此机动能力增强,并与拦截弹的能力相当,利用此机动能力和拦截弹动力学延迟进行博弈突防,以较大过载飞行尽早引起拦截弹过载饱和。在水平平面内,提出以一定脱靶量合理突防的最优制导策略突防拦截弹;而在铅垂平面内,为克服无动力之后的速度损失、兼顾精确攻击目标并满足终端约束要求,采取“规划轨迹跟踪+落角约束比例导引”的组合制导策略。基于文中合理假设,仿真结果表明,高超声速飞行器能够完成博弈突防任务的与目标的距离窗口为[62.79,68.33]（km）,且高超声速飞行器速度越快,最大可用过载越大,则该窗口的远界越大,拦截弹的速度越慢,最大可用过载越小,则该窗口的近界越小,最终窗口范围越大;在最佳俯冲起始点（距离目标68.33km）,在保证打击精度的前提下,飞行器以13°攻角大过载机动突防拦截弹,产生10m以上的脱靶量,且最终打击目标的速度在2Ma以上,落角接近-70°;当模型的内部干扰、不确定性对模型参数的影响在20%以内时,博弈突防末制导律的突防和打击性能基本不受影响。
林时尧[9]（2018）在《防空导弹制导与控制技术研究》文中进行了进一步梳理精确制导弹药在战场中的出现是新军事变革的重要标志,精确毁伤目标对于震慑敌军、迅速取得战争的胜利发挥了极其重要的作用,在此背景下制导与控制系统是精确制导弹药精准命中目标的前提和保障。所以提高制导与控制系统性能实现更加精确地打击机动目标是未来战争的发展趋势。本文以制导弹药对机动目标的精确拦截任务为背景,以反步设计方法与自抗扰控制理论为基础,对制导弹药的自动驾驶仪、制导律以及制导控制一体化技术进行了研究与设计,在增强系统鲁棒性的同时提高系统响应时间,配合严格Lyapunov函数和数学仿真验证所设计算法的稳定性与实用性。研究了经典自动驾驶仪结构,提出了一种基于遗传算法的经典三回路自动驾驶仪控制参数优化方法,通过仿真对比,验证了优化参数比解析设计方法具有更强的鲁棒性。研究了考虑自动驾驶仪动态特性和输入饱和约束制导律的设计问题。针对自动驾驶仪动力学滞后问题,将自动驾驶仪视为二阶滞后环节建立了考虑自动驾驶仪动态特性的制导系统数学模型。针对系统输入饱和问题,设计了辅助的平滑方程补偿输入饱和的影响。引入扩张状态观测器对目标加速度做在线估计与补偿。采用动态面控制设计方法以及指令滤波反步法设计了三维空间非线性制导律,通过数学仿真验证了制导律的实用性与鲁棒性。研究了制导控制一体化控制器的设计问题。建立了考虑气动力和气动力矩系数不确定性、转动惯量不确定性、三通道间耦合作用和目标机动等多种误差与干扰的三维空间制导控制一体化模型。引入自抗扰技术的降阶扩张状态观测器对系统内外存在的多种误差与干扰进行估计与补偿。引入最速微分器对虚拟控制量进行跟踪微分计算且有效避免了采用反步法设计制导控制一体化系统时所存在的“微分膨胀”问题,采用反步法设计了三维空间鲁棒制导控制一体化控制器。构造Lyapunov函数证明其稳定性以及通过数学仿真表明该控制器具有强鲁棒性。
郝晓兵[10]（2018）在《某制导火箭弹的制导控制系统设计》文中进行了进一步梳理本文以某制导火箭弹为研究对象,针对火箭弹的制导控制系统设计问题展开研究,在完成火箭弹的数学模型建立、气动特性分析的基础上,对火箭弹自动驾驶仪设计、制导律设计和全弹道仿真等问题进行了研究。具体研究内容如下:针对火箭弹数学建模问题选取适当的坐标系,给出各坐标系之间的转换关系。分析弹体在飞行过程中受到的力和力矩,建立准确描述弹体运动的数学模型,用于火箭弹飞行运动的六自由度仿真。基于Fluent计算平台,采用CFD方法,完成对火箭弹的气动力数值计算和该弹在多种飞行状态下的数值模拟。研究了不同马赫数和攻角下的升力系数、阻力系数等气动参数的变化规律,并与风洞试验结果进行对比分析。最后总结了制导火箭弹在飞行过程中的气动力特性和表面压力分布规律。介绍自动驾驶仪的功能和设计指标,给出弹体传递函数的推导过程,针对未校正弹体性能不足的问题,分别采用解析法和极点配置法设计两回路自动驾驶仪,并对自动驾驶仪的稳态性能进行验证。建立弹目相对运动方程,并针对弹体击中目标时的落点和落角约束问题,设计了基于真比例导引的过重力补偿比例制导律和偏置比例制导律,并对两种制导律进行仿真验证。利用Matlab软件编写火箭弹六自由度弹道仿真程序,并针对打击地面固定目标完成仿真实验。仿真结果表明火箭弹的落点精度、落角约束等各项指标均满足设计要求,验证了本文所设计制导控制系统方案的正确性和有效性。
二、姿态及过载自动驾驶仪比例导引对比研究（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、姿态及过载自动驾驶仪比例导引对比研究（论文提纲范文）
（1）临近空间拦截导弹制导方法及其轨迹预报方法研究（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 |
| 1.2 滤波技术的国内外研究现状 |
| 1.2.1 卡尔曼滤波 |
| 1.2.2 可观性分析 |
| 1.2.3 非线性滤波算法 |
| 1.2.4 特殊滤波算法 |
| 1.2.5 多模型滤波算法 |
| 1.3 考虑自动驾驶仪动态特性的制导律 |
| 1.4 视线角速率提取 |
| 1.5 制导律辨识 |
| 1.6 轨迹预报 |
| 1.7 本文的主要研究内容 |
| 第2章 考虑自动驾驶仪动态特性的微分对策制导律 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 考虑自动驾驶仪动态特性的制导系统描述 |
| 2.3 考虑自动驾驶仪动态特性的微分对策制导律设计 |
| 2.3.1 最优解求解过程 |
| 2.3.2 求终端状态 |
| 2.3.3 与比例导引律的关系 |
| 2.4 仿真结果及分析 |
| 2.4.1 仿真情形1 |
| 2.4.2 仿真情形2 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 强冲击振动干扰下的视线角速率估计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 考虑冲击振动干扰的制导系统模型 |
| 3.3 考虑冲击振动干扰的制导系统模型可观性分析 |
| 3.4 考虑冲击振动干扰的制导滤波器设计 |
| 3.4.1 连续-离散增广状态卡尔曼滤波 |
| 3.4.2 连续-离散最优二阶卡尔曼滤波 |
| 3.5 三维空间制导滤波器设计 |
| 3.6 仿真结果及分析 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 拦截导弹制导律系数辨识及轨迹预报 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 拦截导弹制导律系数辨识问题数学描述 |
| 4.2.1 相关坐标系的定义 |
| 4.2.2 状态方程建立 |
| 4.2.3 测量方程建立 |
| 4.3 制导律系数辨识问题的可观性分析 |
| 4.4 制导律系数辨识滤波器设计 |
| 4.4.1 扩展卡尔曼滤波算法及滤波器参数选择 |
| 4.4.2 无迹卡尔曼滤波算法及滤波器参数选择 |
| 4.4.3 仿真结果及分析 |
| 4.5 拦截导弹轨迹预报 |
| 4.5.1 拦截导弹轨迹预报方程 |
| 4.5.2 仿真结果及分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 拦截导弹制导律的多模型辨识及轨迹预报 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 制导律辨识多模型建立及可观性分析 |
| 5.2.1 饱和模型 |
| 5.2.2 比例导引律模型 |
| 5.3 制导律辨识交互多模型滤波器 |
| 5.3.1 交互多模型滤波算法 |
| 5.3.2 仿真结果及分析 |
| 5.4 包含饱和情况的拦截导弹轨迹预报 |
| 5.4.1 包含饱和情况的拦截导弹轨迹预报方法 |
| 5.4.2 仿真结果及分析 |
| 5.5 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 |
（2）舰载机自动着舰系统纵向控制策略研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景、目的和意义 |
| 1.2 舰载机着舰引导技术和自动着舰系统的发展 |
| 1.2.1 舰载机着舰引导技术的发展 |
| 1.2.2 舰载机自动着舰系统的发展与原理 |
| 1.3 课题研究内容 |
| 第2章 舰载机进场着舰模型 |
| 2.1 进场着舰环境模型 |
| 2.1.1 航母甲板运动模型 |
| 2.1.2 舰尾气流场模型 |
| 2.2 舰载机动力学模型 |
| 2.2.1 进场着舰过程中坐标系的选取与转换 |
| 2.2.2 进场着舰过程中受力分析 |
| 2.2.3 纵向动力学模型 |
| 2.3 舰尾气流场对飞行姿态影响 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 自动着舰系统纵向引导律与控制策略研究 |
| 3.1 自动着舰系统纵向控制策略设计 |
| 3.1.1 基于俯仰角引导模式自动着舰系统设计 |
| 3.1.2 基于垂直速率引导模式自动着舰系统设计 |
| 3.2 保持迎角恒定动力补偿系统控制策略设计 |
| 3.2.1 舰载机进场着舰反区特性分析 |
| 3.2.2 保持迎角恒定动力补偿系统控制策略设计 |
| 3.3 甲板运动补偿系统设计 |
| 3.4 纵向控制策略仿真验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 自动着舰系统反演控制策略研究 |
| 4.1 反演控制在飞控系统设计中的应用 |
| 4.2 控制器设计原理 |
| 4.3 反演控制策略设计 |
| 4.3.1 自动驾驶仪控制策略设计 |
| 4.3.2 动力补偿系统控制策略设计 |
| 4.3.3 纵向引导律设计 |
| 4.4 仿真结果对比分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 自动着舰系统容错控制策略研究 |
| 5.1 容错控制在着陆与着舰控制系统的应用 |
| 5.2 舰载机进场着舰故障模型建立 |
| 5.2.1 执行器故障模型 |
| 5.2.2 传感器故障模型 |
| 5.2.3 结构性故障模型 |
| 5.3 自适应模糊径向神经网络控制器设计 |
| 5.3.1 模糊径向神经网络的应用 |
| 5.3.2 模糊径向神经网络设计 |
| 5.3.3 自适应模糊径向神经网络控制器设计 |
| 5.4 自动着舰系统容错控制策略设计 |
| 5.4.1 自动驾驶仪控制策略设计 |
| 5.4.2 动力补偿系统控制策略设计 |
| 5.5 仿真结果对比分析 |
| 5.5.1 进场着舰阶段仿真结果对比分析 |
| 5.5.2 不同故障程度下容错能力对比 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 基于直接升力控制的自动着舰系统控制策略研究 |
| 6.1 舰载机精密进近技术发展 |
| 6.1.1 精密进近技术原理 |
| 6.1.2 精密进近技术发展 |
| 6.2 直接升力控制应用与原理 |
| 6.2.1 直接升力控制应用 |
| 6.2.2 直接升力控制原理 |
| 6.3 基于直接升力控制的自动着舰系统控制策略设计 |
| 6.3.1 舰载机进场着舰阶段升力特性分析 |
| 6.3.2 飞行控制系统控制策略设计 |
| 6.3.3 纵向引导律设计 |
| 6.3.4 保持速度恒定动力补偿系统控制策略设计 |
| 6.4 仿真结果对比分析 |
| 6.4.1 进场着舰阶段仿真结果对比分析 |
| 6.4.2 不同进场状态下航迹纠偏能力仿真结果对比分析 |
| 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和取得的科研成果 |
| 致谢 |
（3）基于激光制导的高速拦截设计仿真研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.1.1 课题研究背景 |
| 1.1.2 研究内容及意义 |
| 1.2 国内外发展及现状 |
| 1.2.1 激光制导武器 |
| 1.2.2 导弹自动驾驶仪设计 |
| 1.2.3 攻击角度约束的导引律设计 |
| 1.2.4 制导精度分析方法 |
| 1.3 研究内容及主要工作 |
| 2 导弹空间运动模型的构建 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 常用坐标系及其之间的转换 |
| 2.3 导弹空中运动的数学模型 |
| 2.3.1 作用在导弹上的力和力矩 |
| 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 控制方程 |
| 2.3.6 几何关系方程 |
| 2.3.7 导弹纵向运动方程组 |
| 2.3.8 模型结果仿真 |
| 2.4 弹体动态特性分析 |
| 2.4.1 纵向运动的传递函数 |
| 2.4.2 纵向运动的传递系数 |
| 2.4.3 纵向动态特性分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 控制回路设计仿真 |
| 3.1 自动驾驶仪回路设计 |
| 3.1.1 自动驾驶仪 |
| 3.1.2 稳定控制系统性能指标 |
| 3.1.3 稳定控制回路设计 |
| 3.1.4 飞行参数变化的适应性 |
| 3.2 自适应控制 |
| 3.2.1 自适应控制的基本结构 |
| 3.2.2 自适应控制律的设计 |
| 3.2.3 自适应控制回路仿真 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 拦截高速目标的导引方法设计 |
| 4.1 常用导引律 |
| 4.1.1 经典导引律 |
| 4.1.2 现代导引律 |
| 4.1.3 经典比例导引法的相对运动方程 |
| 4.2 带角度约束的偏置比例导引 |
| 4.2.1 带角度约束的偏置比例导引推导 |
| 4.2.2 带角度约束的偏置比例导引的仿真分析 |
| 4.3 基于预测命中点的改进比例导引 |
| 4.3.1 预测命中点 |
| 4.3.2 带角度约束的偏置比例导引简化 |
| 4.3.3 剩余飞行时间求解 |
| 4.3.4 剩余飞行时间仿真分析 |
| 4.3.5 基于预测命中点的带拦截交会角约束的导引律仿真分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 制导精度分析 |
| 5.1 末制导回路 |
| 5.2 伴随方法 |
| 5.2.1 激光导引头模型 |
| 5.2.2 弹体动力学模型 |
| 5.3 制导精度仿真分析 |
| 5.3.1 导引头角速度测量误差对制导精度的影响 |
| 5.3.2 导引头角速度噪声对制导精度的影响 |
| 5.3.3 导引律的角度约束对制导精度的影响 |
| 5.3.4 仿真结论总结 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（4）飞行器耦合及不确定性分析与导引控制设计方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题背景及意义 |
| 1.2 飞行器导引与控制研究现状 |
| 1.2.1 飞行器控制方法研究现状综述 |
| 1.2.2 飞行器导引律研究现状综述 |
| 1.2.3 飞行器导引与控制一体化研究现状综述 |
| 1.3 耦合及不确定系统控制研究现状综述 |
| 1.3.1 不确定系统控制研究现状综述 |
| 1.3.2 耦合系统控制研究现状综述 |
| 1.4 论文主要内容、结构与创新点 |
| 1.4.1 研究内容 |
| 1.4.2 论文结构 |
| 1.4.3 创新点 |
| 第二章 问题的引出 |
| 2.1 导弹的六自由度非线性模型 |
| 2.1.1 常用坐标系 |
| 2.1.2 导弹运动方程组 |
| 2.2 导弹控制系统的设计模型的建立与分析 |
| 2.2.1 导弹控制系统的设计模型的建立 |
| 2.2.2 不确定性分析和耦合特性分析 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 非匹配不确定性系统鲁棒控制器设计 |
| 3.1 滑模控制对匹配不确定系统的鲁棒性 |
| 3.2 基于Levant’s精确微分器的非匹配不确定性系统控制器设计 |
| 3.2.1 控制器设计 |
| 3.2.2 仿真分析 |
| 3.3 基于Backstepping和干扰观测器的非匹配不确定性系统鲁棒控制器设计 |
| 3.3.1 控制器设计 |
| 3.3.2 稳定性分析 |
| 3.3.3 仿真分析 |
| 3.4 基于双层自适应动态面的非匹配不确定性系统鲁棒控制器设计 |
| 3.4.1 控制器设计 |
| 3.4.2 稳定性分析 |
| 3.4.3 仿真分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 耦合系统控制器设计 |
| 4.1 基于状态耦合直接补偿的耦合系统控制器设计 |
| 4.1.1 基于状态耦合直接补偿的分布式控制器设计 |
| 4.1.2 基于状态耦合直接补偿的向量式控制器设计 |
| 4.2 基于状态耦合及参考输入有效补偿的耦合系统控制器设计 |
| 4.2.1 基于耦合及参考输入有效补偿的控制器设计 |
| 4.2.2 稳定性分析 |
| 4.2.3 仿真分析 |
| 4.3 一类含控制输入耦合的系统控制器设计 |
| 4.3.1 一类含控制输入耦合的系统非解耦控制器设计及稳定性分析 |
| 4.3.2 仿真分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 飞行器姿态非解耦矢量控制器设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 有推力飞行器速度与姿态非解耦矢量动态面控制器设计 |
| 5.2.1 模型建立与分析 |
| 5.2.2 控制器设计及稳定性分析 |
| 5.2.3 仿真分析 |
| 5.3 无推力飞行器姿态非解耦矢量控制器设计 |
| 5.3.1 模型建立与分析 |
| 5.3.2 控制器设计及稳定性分析 |
| 5.3.3 仿真分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 考虑自动驾驶仪动态特性三维导引律设计 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 模型建立与分析 |
| 6.3 基于自适应高阶滑模的三维导引律设计 |
| 6.3.1 理论基础 |
| 6.3.2 非奇异确定时间收敛滑模面设计 |
| 6.3.3 确定时间收敛三维滑模导引律设计 |
| 6.4 仿真分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 全状态耦合的导引与控制一体化设计 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 模型建立与分析 |
| 7.3 寻的导弹满足落角约束的导引与控制一体化设计 |
| 7.3.1 导引与控制一体化设计 |
| 7.3.2 稳定性分析 |
| 7.4 仿真分析 |
| 7.5 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 全文总结 |
| 8.2 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 矢量运算法则 |
（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）高超声速飞行器博弈突防策略研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及相关发展现状 |
| 1.1.1 应用背景 |
| 1.1.2 高超声速飞行器发展现状 |
| 1.1.3 反导系统概述 |
| 1.2 高超声速飞行器突防特点分析 |
| 1.2.1 高超声速飞行器突防有利因素 |
| 1.2.2 高超声速飞行器突防面临困难和问题 |
| 1.3 高超声速飞行器博弈突防策略及主要方法 |
| 1.3.1 高超声速飞行器博弈突防策略概述 |
| 1.3.2 高超声速飞行器主要博弈突防方法 |
| 1.4 高超声速飞行器博弈突防相关理论研究现状 |
| 1.5 本文研究内容与研究计划 |
| 第二章 攻防对抗数学模型建立 |
| 2.1 常用坐标系定义及其转换 |
| 2.1.1 坐标系定义 |
| 2.1.2 坐标系之间转换关系 |
| 2.2 高超声速飞行器数学模型 |
| 2.2.1 飞行器质心动力学模型 |
| 2.2.2 飞行器质点运动学模型 |
| 2.2.3 飞行器模型描述辅助方程 |
| 2.3 防空反导阵地性能模型 |
| 2.3.1 防空反导阵地基本性能参数 |
| 2.3.2 防空反导阵地在攻防对抗中的数学描述 |
| 2.4 拦截弹数学模型 |
| 2.4.1 拦截弹制导律基本假设 |
| 2.4.2 拦截弹主要飞行性能 |
| 2.4.3 拦截弹在攻防对抗中的数学模型 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 飞行中段博弈突防轨迹规划 |
| 3.1 飞行中段攻防对抗场景及博弈策略概述 |
| 3.1.1 飞行中段攻防对抗场景概述 |
| 3.1.2 突防轨迹博弈策略概述 |
| 3.1.3 博弈突防轨迹中间点设计 |
| 3.2 基于模型预测静态规划的博弈突防轨迹生成 |
| 3.2.1 模型预测静态规划算法原理 |
| 3.2.2 博弈突防轨迹生成数学描述 |
| 3.3 飞行中段防空反导阵地规避策略 |
| 3.3.1 移动防空反导阵地动态规避基本假设 |
| 3.3.2 移动防空反导阵地动态规避问题数学描述 |
| 3.4 基于松弛变量和滑模变结构方法的动态规避轨迹规划 |
| 3.4.1 松弛变量的引入 |
| 3.4.2 动态规避轨迹实现原理 |
| 3.4.3 博弈突防动态规避轨迹规划 |
| 3.5 基于微分动态规划的动态规避轨迹优化 |
| 3.5.1 微分动态规划原理 |
| 3.5.2 规避轨迹优化数学描述 |
| 3.6 博弈突防轨迹数学仿真 |
| 3.6.1 博弈突防轨迹仿真 |
| 3.6.2 博弈突防动态规避轨迹仿真 |
| 3.6.3 博弈突防动态规避轨迹优化仿真 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 防空反导威胁区内博弈突防制导策略 |
| 4.1 防空反导威胁区内攻防对抗场景及博弈突防策略 |
| 4.2 拦截弹中制导段高超声速飞行器突防弹道规划 |
| 4.2.1 突防弹道规划问题数学描述 |
| 4.2.2 优化模型预测静态规划算法 |
| 4.2.3 基于优化模型预测静态规划算法的突防弹道规划 |
| 4.3 拦截弹末制导段高超声速飞行器突防制导律 |
| 4.3.1 突防制导律设计问题数学描述 |
| 4.3.2 微分对策突防制导律 |
| 4.3.3 单边最优突防制导律 |
| 4.4 防空反导威胁区内博弈突防制导策略数学仿真 |
| 4.4.1 突防弹道规划仿真 |
| 4.4.2 微分对策突防制导律仿真 |
| 4.4.3 单边最优突防制导律仿真 |
| 4.4.4 微分对策、单边最优突防制导律对比仿真 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 俯冲末制导段博弈突防制导策略 |
| 5.1 俯冲末制导段攻防对抗场景描述及博弈策略 |
| 5.2 博弈突防制导问题数学描述 |
| 5.3 博弈突防制导问题任务分解 |
| 5.3.1 铅垂平面内俯冲攻击轨迹规划 |
| 5.3.2 水平平面内博弈突防制导 |
| 5.4 水平平面内博弈突防制导策略设计 |
| 5.4.1 不考虑控制约束的最优突防制导律理论推导 |
| 5.4.2 考虑控制约束的最优突防制导策略实现方法 |
| 5.4.3 最优制导策略事例仿真验证 |
| 5.5 俯冲末制导段博弈突防制导策略仿真 |
| 5.5.1 仿真条件说明 |
| 5.5.2 博弈突防策略仿真结果 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 全文总结与展望 |
| 附录 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 发表论文及参加科研情况说明 |
（9）防空导弹制导与控制技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 本论文研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状及发展趋势 |
| 1.2.1 国内外防空导弹武器系统发展历程 |
| 1.2.2 制导律国内外发展现状分析 |
| 1.2.3 自动驾驶仪设计国内外研究现状分析 |
| 1.2.4 制导与控制一体化国内外研究现状分析 |
| 1.3 研究内容与章节安排 |
| 第2章 导弹制导与控制系统设计非线性模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系建立与转换关系 |
| 2.3 末制导段三维空间导弹与目标运动学几何模型 |
| 2.3.1 视线角和视线角速率的计算 |
| 2.3.2 导弹与目标相对运动几何模型 |
| 2.4 末制导段导弹六自由度非线性模型 |
| 2.4.1 末制导段导弹运动的动力学方程组 |
| 2.4.2 末制导段导弹运动几何关系方程组 |
| 2.4.3 末制导段导弹运动的控制关系方程组 |
| 2.5 本章总结 |
| 第3章 基于遗传算法的自动驾驶仪设计与研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 经典自动驾驶仪相关研究 |
| 3.3 基于传统解析方法的经典自动驾驶仪设计 |
| 3.4 遗传算法简述 |
| 3.5 基于遗传算法的经典自动驾驶仪设计 |
| 3.6 仿真研究 |
| 3.6.1 经典两回路自动驾驶仪仿真研究 |
| 3.6.2 经典三回路自动驾驶仪仿真研究 |
| 3.7 本章总结 |
| 第4章 考虑自动驾驶仪动态特性和输入饱和约束的制导律 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 制导律数学模型 |
| 4.3 理论简述 |
| 4.3.1 动态面控制技术 |
| 4.3.2 指令滤波反步法控制技术 |
| 4.3.3 自抗扰控制技术 |
| 4.4 扩张状态观测器设计 |
| 4.5 动态面制导律设计 |
| 4.5.1 制导律设计 |
| 4.5.2 稳定性证明 |
| 4.6 指令滤波反步法制导律设计 |
| 4.6.1 制导律设计 |
| 4.6.2 稳定性证明 |
| 4.7 仿真研究 |
| 4.7.1 目标无机动情况 |
| 4.7.2 目标蛇形机动情况 |
| 4.8 本章总结 |
| 第5章 基于自抗扰控制技术的三维制导控制一体化设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 导弹制导与控制一体化三维三通道耦合设计非线性模型 |
| 5.3 降阶扩张状态观测器简述 |
| 5.4 降阶扩张状态观测器设计 |
| 5.5 制导控制一体化设计 |
| 5.6 稳定性证明 |
| 5.6.1 降阶扩张状态观测器稳定性证明 |
| 5.6.2 制导控制一体化设计稳定性证明 |
| 5.7 仿真研究 |
| 5.7.1 对照组一 |
| 5.7.2 对照组二 |
| 5.8 本章总结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
（10）某制导火箭弹的制导控制系统设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究意义 |
| 1.2 制导火箭弹的研究和发展状况 |
| 1.3 制导控制系统的组成及发展 |
| 1.3.1 自动驾驶仪的发展历程 |
| 1.3.2 制导律的发展 |
| 1.4 本文的研究内容及章节安排 |
| 第2章 制导火箭弹数学建模与运动描述 |
| 2.1 坐标系建立及坐标系转换 |
| 2.1.1 常用坐标系 |
| 2.1.2 旋转弹坐标系 |
| 2.1.3 坐标系间的关系及转换 |
| 2.2 火箭弹数学模型的建立 |
| 2.2.1 弹体动力学方程 |
| 2.2.2 弹体运动学方程 |
| 2.2.3 弹体质量变化方程 |
| 2.2.4 弹体操纵关系方程 |
| 2.2.5 弹体几何关系方程 |
| 2.3 火箭弹力学描述 |
| 2.3.1 弹体受到的力 |
| 2.3.2 弹体受到的力矩 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 弹体气动特性研究 |
| 3.1 气动力数值计算方法 |
| 3.2 气动特性分析 |
| 3.3 气动力计算设置 |
| 3.3.1 建模和确定计算域 |
| 3.3.2 Fluent软件简介 |
| 3.3.3 Fluent数值计算的步骤 |
| 3.4 气动力计算 |
| 3.4.1 计算条件 |
| 3.4.2 阻力系数 |
| 3.4.3 升力系数 |
| 3.4.4 表面压力分布 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 旋转弹自动驾驶仪分析与设计 |
| 4.1 弹体传递函数及参数定义 |
| 4.2 自动驾驶仪设计 |
| 4.2.1 自动驾驶仪功能及设计要求 |
| 4.2.2 解析法设计 |
| 4.2.3 极点配置法设计 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 带落角约束的制导回路设计 |
| 5.1 制导回路简述 |
| 5.1.1 弹目相对运动方程组 |
| 5.1.2 制导回路性能要求 |
| 5.2 无控弹道 |
| 5.3 末制导律设计 |
| 5.3.1 过重力补偿比例制导律 |
| 5.3.2 偏置比例制导律 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 弹道仿真与分析 |
| 6.1 六自由度飞行弹道仿真 |
| 6.2 本章小结 |
| 结论 |
| 1.工作总结 |
| 2.工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
四、姿态及过载自动驾驶仪比例导引对比研究（论文参考文献）
- [1]临近空间拦截导弹制导方法及其轨迹预报方法研究[D]. 胡志恒. 哈尔滨工业大学, 2020(02)
- [2]舰载机自动着舰系统纵向控制策略研究[D]. 杨智博. 哈尔滨工程大学, 2020(04)
- [3]基于激光制导的高速拦截设计仿真研究[D]. 刘刚. 南京理工大学, 2020(01)
- [4]飞行器耦合及不确定性分析与导引控制设计方法研究[D]. 韩阳. 国防科技大学, 2019
- [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]高超声速飞行器博弈突防策略研究[D]. 郭行. 西北工业大学, 2018(04)
- [9]防空导弹制导与控制技术研究[D]. 林时尧. 北京理工大学, 2018(07)
- [10]某制导火箭弹的制导控制系统设计[D]. 郝晓兵. 北京理工大学, 2018(07)