高超声速目标拦截弹的制导与控制研究
摘要
近年来，临近空间高超声速飞行器以其超高的速度和较强的机动能力在国际战争中
具有很强的威慑力，因此，针对这类目标的防御研究是非常必要的。本文针对临近空间
高超声速目标拦截弹进行了制导与控制系统的研究与设计。
本文首先建立了拦截弹的六自由度数学控制模型。给出了常用的坐标系及其转换关
系，在三维坐标系中描述了拦截弹的运动方程和动力学方程，给出了拦截弹的空气动力
和力矩模型，在考虑气动参数不确定性的情况，给出了导弹较为完整的六自由度建模分
析。
传统的制导律设计都是基于目标机动已知的情况进行分析的，但实际情况下目标机
动信息很难获得，而对于机动性较强的高超声速目标，不仅速度快，还可能躲避导弹的
拦截，这种情况就变成了研究双方博弈的问题，而基于微分对策理论的制导律就是用来
解决这类问题的，它可以做到在不要具体目标机动信息的情况下，仍然指引拦截弹拦截
目标，因此，本文都是基于此理论来设计制导律的。首先建立了二维制导模型，基于微
分对策理论，以视线角速率为性能指标，运用极值定理，得到了铅锤平面下的制导律；
进一步，又建立了三维制导模型，以最终脱靶量和能量损耗为性能指标，同样运用极值
定理，得到了三维空间下的微分对策制导律。
由于高超声速目标的机动能力较强，因此，要想最终拦截弹能够拦截到目标，拦截
弹也必须保证足够的机动能力。而在临近空间中，空气密度大大降低，这导致气动力的
效用也大大降低，仅靠气动力已经无法保证拦截弹的机动能力，需要进一步加入直接力。
因此，本文研究了拦截弹的直/气动力复合控制问题。首先，由之前所设计的六自由度数
学模型得到面向控制的姿态模型，以便于更好的进行控制系统的设计。接着先在不考虑
气动参数不确定性的情况下进行控制器的设计，采用滑模变结构理论，进行复合控制器
的设计，并进行直接力和气动力的分配。考虑气动参数不确定性，并加入扩张状态观测
器对这些扰动进行估计和补偿，以减小滑模控制器的设计压力。
最后，进行了制导与控制系统的联合仿真。给出了制导系统于控制系统之间的联系，
在此基础上结合之前所设计的制导和控制器，通过仿真实验来验证整体制导与控制系统
的有效性。
关键词：高超声速目标；微分对策理论；滑模控制；扩张状态观测器；直/气动力复合控
制
哈尔滨工程大学硕士学位论文
ABSTRACT
Inrecentyears,nearspacehypersonicaircrafthavestrongdeterrenceininternationalwars
duetotheirhighspeedandstrongmaneuverability.Therefore,defenseresearchforsuchtargets
isverynecessary.Thisarticlefocusesontheresearchanddesignofguidanceandcontrol
systemsforhypersonictargetinterceptorsinnearspace.
Inthispaper,thesixdegreesoffreedommathematicalcontrolmodeloftheinterceptoris
firstestablished.Thecommonlyusedcoordinatesystemanditstransformationrelationshipare
given.Themotionequationanddynamicequationoftheinterceptoraredescribedinthethree-
dimensionalcoordinatesystem.Theaerodynamicandtorquemodelsoftheinterceptorare
given.Consideringtheuncertaintyofaerodynamicparamet