旋转导弹舵指令限幅方法研究北大核心

在将控制指令送给导弹舵机时都需要根据舵机的输入范围进行指令限幅,旋转导弹的指令为正弦形式,采用常规的限幅方法将会造成较大的相位滞后;结合旋转导弹舵机的特点,在指令限幅中采用对幅值进行限幅而不改变频率和相位信息,在实现限幅功能的同时保留原有的频率和相位信息,保证舵机的工作性能,为导弹控制建立良好的基础。     

考虑舵机动力学的旋转导弹指令限幅方法研究

输送到导弹舵机的指令需要根据舵机的输入范围对指令的幅值进行限制。对于旋转导弹,其输入到舵机系统的指令一般为正弦形式,通常的限幅方法不仅会产生较大的相位滞后,而且由于不考虑舵机动力学特性,会产生较大的跟踪误差。针对这一缺陷,结合旋转导弹指令特性和舵机的动力学特性,提出了考虑舵机动力学的旋转导弹指令限幅方法。该方法将对舵机动力学的补偿结合到对舵机指令限幅的过程中。仿真结果表明,新的限幅方法在实现限幅的同时,减少了由于舵机动力学导致的跟踪误差,为旋转导弹的控制建立良好的基础。     

一种旋转导弹解耦控制方法

针对旋转导弹的耦合现象,提出了基于频率域耦合度稳定性理论的控制方法.描述了采用Nyquist阵列进行判定的机理,结合实际算例对不同转速情况下的旋转导弹耦合度进行了分析,得出舵机系统、弹体动力学对耦合谐振频率的影响情况.基于目前的工程需求,给出了解耦控制器的设计方法,并进行了验证.     

考虑效率补偿的旋转弹舵机控制耦合解耦算法

针对传统超前角度补偿解耦法引起的舵机效率降低的问题,提出了一种考虑效率补偿的指令补偿解耦算法。该算法通过量化分析舵机效率与弹体转速的关系,结合旋转火箭弹单通道舵系统控制指令的特点,确定了不同频率下的相角补偿矩阵和效率补偿矩阵算法。仿真结果表明:效率补偿解耦法对不同转速和指令频率条件,既能有效解耦,又能保证不降低舵机效率,而且实现简单,适合工程应用。     

数字化电动舵机测控系统设计

舵机作为导弹飞行控制系统的执行机构,接收飞行控制系统指令驱动空气舵偏转,调整导弹的飞行姿态和轨迹,实现对导弹的飞行控制。舵机的性能直接影响导弹的总体性能,影响导弹的飞行品质和制导精度。随着伺服系统的发展和数字化控制技术的应用,数字化电动舵机已在导弹研制中得到广泛应用。设计了一套基于DSP与FPGA的数字化电动舵机测控系统,从总体设计、电源设计、控制电路、驱动电路、测控软件等几方面介绍了测控系统的组成。该系统可以验证不同控制算法对电动舵机的控制效果以及实现对电动舵机的功能测试和性能分析。     

电动舵机动力学与旋转导弹转速关系研究

利用准弹体坐标系下舵机环节传递函数,推导了由舵机延迟而产生方位误差的表达式。将此方位误差等效为控制回路耦合,通过分析横向偏差和视线角速率等性能指标,得到旋转弹转速和电动舵机无阻尼自振频率的约束关系,为旋转弹转速设计和电动舵机设计提供参考,具有一定的理论和工程价值。     

导弹舵机MIT-Lyapunov复合控制研究

建立了导弹舵机系统的数学模型,提出了模糊自适应控制分配与复合控制器设计方案,使采用MIT-Lyapunov复合控制方法设计的控制器能够克服导弹舵机系统在导弹飞行范围发生大的变化时,舵机参数剧烈变化带来的影响。最后利用Matlab/Simulink对舵机系统进行了仿真分析。仿真结果表明:该控制器能够解决舵机在参数发生变化后控制效果变差的问题,使舵机系统具有较好的稳定性和快速响应性。     

弹用电动舵机加载性能测试系统设计

舵机性能测试系统是导弹舵机研制、生产过程中的关键测试设备.设计了一套便携式舵机性能加载测试系统,采用直流程控电源提供舵机工作电源、信号发生单元模拟弹载计算机控制指令,通过扭力杆模拟舵机飞行过程中的铰链力矩.测试过程中,舵机实时位置反馈信号由同步信号采集单元隔离、调理后进入测试计算机系统.基于虚拟仪器技术开发的舵机性能测试软件,能够手动/自动完成测试数据的读取、显示、处理、报表生成以及存储.该系统已经应用于某型舵机的功能和性能指标测试,操作简单、运行稳定.     

直接侧向力与气动力复合控制系统的反步法设计研究

研究在导弹控制中采用直接侧向力与气动力复合控制技术,以提高导弹响应过载指令的速度.针对复合控制动力学模型提出了虚拟控制的概念,采用反步法设计稳定回路的控制律,应用Lyapunov稳定性定理进行稳定性分析,按一定的原则将虚拟控制指令在舵与脉冲发动机之间进行分配.实验结果表明该方法设计的复合控制导弹能够快速的响应过载指令.     

带有死区环节的电动舵机鲁棒控制技术

电动舵机对输入指令的响应特性和控制精度会受到舵机中死区环节的影响。当死区范围较大时,将死区近似处理为线性环节的方法会严重影响系统响应特性,甚至造成系统失控。采用基于滑模方法改进的鲁棒控制方法,将死区环节分解为线性环节与扰动的合成,再抑制扰动所带来的不利影响。仿真结果表明,与传统PD控制方法相比,该方法可有效改善带死区环节电动舵机的响应特性,并提高控制精度。     

Bang-Bang控制方式旋转导弹气动特性数值分析

为研究Bang-Bang控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转,对Bang-Bang控制式旋转导弹在不同攻角、马赫数和转速下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律。研究表明,因鸭舵洗流方向的改变,耦合导弹自旋会导致弹体和尾翼的侧向力发生突变。通过与不控鸭舵的旋转导弹进行对比,采用Bang-Bang控制式鸭舵的旋转导弹的周期平均侧向力系数变小,周期平均法向力系数变大。由于侧向力的存在,导弹在一个周期内的合力会偏离竖直方向,合力偏离竖直方向的角度随着马赫数、自旋速率和攻角的增大而减小。     

捷联干涉仪导引头旋转弹体角运动解耦设计

捷联导引头在结构上与弹体固连,由于耦合有弹体角运动信息,从而不能直接得到比例导引所需的制导信号.针对采用相位干涉仪制导的旋转导弹,分析了相位干涉仪的测角机制,探讨了弹体角运动解耦原则.最后,提出了一种采用动力陀螺实现弹体角运动解耦的可行性方法,并易得到比例导引所需要的制导信号.仿真结果表明,该方法可以很好地隔离弹体角运动的影响,去耦效果良好,具有一定的工程可行性.     

反坦克导弹微波无线数据传输技术

针对现有采用有线指令传输的反坦克导弹战场应用环境的限制,在深入分析反坦克导弹有线指令传输机理的基础上,提出利用微波跳频通信原理,探索微波无线数据传输技术用于反坦克导弹指令传输的可行性.着重研究反坦克导弹的微波无线指令传输技术方案、工作原理、通信传输距离、抗干扰性能分析以及实际应用问题,并经初步摸底试验验证,效果良好.     

旋转导弹

前言旋转导弹是一类系统简单、成本较低、可靠性也较高的小型导弹,这类弹型最早被大多数反坦克导弹采用。随着导弹,尤其是战术导弹向小型化,自动化、自主化、弹药化方向的发展,许多小型防空导弹,尤其是便携式导弹也逐步选用了旋转弹。本文企图从国内外目前已有的旋转导弹统计资料出发,全面系统地介绍旋转导弹的发展和应用情况,分析这类导弹的特点和问题,并对其发展前景和主要研究方向进行综合讨论。     

逆系统空空导弹控制器设计(英文)

利用非线性控制的逆系统方法,设计了导弹质心运动动力学系统的控制器。该控制器通过对弹道坐标系下导弹的切向过载和法向过载的控制,使导弹在控制系统中的速度、弹道倾角和弹道偏角输出信息渐近跟踪制导指令,以实现空空导弹对攻击目标的打击。仿真结果表明,导弹的质心运动参数以较高的精度快速跟踪制导指令,系统性能良好。     

超声速导弹的光滑二阶滑模控制器设计

建立了带有气动系数不确定量和外界干扰的超声速导弹的运动模型。采用输出重定义技术克服了导弹过载输出的非最小相位特性,利用容易测量的过载和角速度相组合重新定义了新输出量。为了削弱滑模控制的颤振影响,同时又保持滑模控制的强鲁棒性,采用光滑二阶滑模控制方法设计了导弹过载控制系统中的控制器。设计了二阶滑模观测器对汇总不确定量进行有效估计。为了检验所设计的观测器和控制器的控制效果,仿真分析中对比了光滑二阶滑模控制器和传统滑模控制器的仿真结果。仿真结果表明：光滑二阶滑模控制器能够有效地削弱颤振影响,使导弹过载输出快速准确地跟踪上过载指令信号。     

旋转导弹的气动布局与旋转效应

本文在对导弹的各种气动布局进行综合分析的基础上,结合导弹气动布局的发展趋势与旋转导弹研制使用中的特点指出,鸭式布局的旋转导弹是一种很有竞争能力、生存能力的导弹,特别是对于中小型,低空、超低空,末端寻的导弹更有其独特的优越性。对旋转导弹气动布局设计,静、动稳定性设计,马格努斯效应的产生机理和影响因素,气动力试验中的难点和应考虑的问题等作了较全面的分析;提出了旋转效应对导弹气动特性的影响,马格努斯力和力矩随攻角和转速的变化规律,在旋转导弹设计计算中使用的一些方法和方法的应用范围,以及旋转导弹与非旋转导弹流场之间差异。指出在非旋转导弹设计计算中惯用的概念、术语应用于旋转导弹时,应根据旋转导弹的特性作相应的修改。     

基于自适应遗传算法的弹道性能优化设计

在以往分阶段优化导弹弹道研究的基础之上,通过对整个弹道的导弹指令程序角和飞行时序进行设计,使得导弹在三级分离时,海拔高度更低,航程更远。首先对导弹进行了动力学建模,随后对优化问题的优化变量、目标函数、约束条件进行了设计,最后采用自适应遗传算法对导弹弹道优化问题进行仿真求解,结果表明,采用该算法的优化设计弹道海拔更低、射程更远、性能更好。     

基于鲁棒高阶滑模的电动舵机伺服控制

电动舵机伺服系统是导弹飞行控制不可缺少的组成部分,按照指令模型装置或敏感元件输出的电信号来操纵舵面,实现角运动或航迹运动的自动稳定和控制。系统的静、动态性能、鲁棒性等对飞行控制非常重要。滑模控制以其强鲁棒性受到广泛关注,然而却存在抖颤问题,介绍一种克服抖颤的高阶滑模控制原理及设计方法,并针对电动舵机设计了相应的控制器。实验结果表明,尽管系统存在参数不确定和有界扰动,系统仍具有较强的鲁棒性以及较高的控制精度。     

旋转导弹姿态稳定控制方法研究

旋转导弹往往采用初始静不稳定的结构形式使得在攻击目标时具有较大的过载能力,如何能够保证旋转导弹平稳地度过静不稳定段是导弹正常飞行的关键.采用姿态稳定控制方法对初始段进行控制,使导弹顺利度过静不稳定段,通过数学仿真及半实物仿真验证了该控制方法的有效性.基于正交试验设计的仿真试验表明,在各种气动干扰因素影响下,旋转导弹均能实现较高的姿态控制精度.