基于μ综合的导弹自动驾驶仪设计

为了满足高机动性要求,空空导弹常采用大攻角飞行;然而导弹大攻角飞行时存在通道间耦合严重、气动力系数摄动范围大等问题,使设计模型与实际对象误差严重,传统方法设计的自动驾驶仪很难满足鲁棒性要求.考虑导弹自动驾驶仪设计中存在的未建模误差和气动力系数摄动等不确定性因素,采用μ综合设计方法,以某型导弹为例对其俯仰通道驾驶仪进行了...     

大攻角飞行导弹自动驾驶仪反馈线性化设计

针对大攻角空空导弹飞行过程中复杂的非线性空气动力学特性,提出了采用反馈线性化进行控制器设计的方法.在完成导弹俯仰通道的非线性建模的基础上,采用反馈线性化理论对导弹模型进行精确线性化,然后,对线性化后的系统给出了变结构控制系统设计.最后,通过仿真验证了所设计的控制器具有良好的动态性能及较好的工程参考价值.     

大攻角飞行空空导弹鲁棒自动驾驶仪设计

当前,导弹自动驾驶仪多采用经典设计方法。是在导弹气动参数变化不大、通道间的耦合较小的情况下设计的。为了满足导弹高机动性能要求,常采用大攻角飞行;然而导弹大攻角飞行时,将会出现空气动力学系数不确定性、非线性和通道间的严重耦合问题,这就要求所设计的自动驾驶仪具有较好的鲁棒性。就导弹在大攻角飞行状态下、通道间解耦的基础上,针对空气动力学系数不确定性,用μ方法对俯仰通道驾驶仪进行了设计,仿真表明该方法具有较好的鲁棒性能。     

越肩发射空空导弹大攻角飞行自动驾驶仪设计

研究了越肩发射空空导弹大攻角飞行时的两种自动驾驶仪的设计方法.一种是利用双时标的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看作快子系统和慢子系统,解决由气动力剧烈变化引起的非线性.另一种采用了变结构控制策略.这两种方法均使用了反作用喷气装置来增强在大攻角情况下的转弯能力和机动能力.数学仿真显示出两种自动驾驶仪的良好性能.     

综合系统多重递阶控制设计方法(二)空-空航炮模态协调控制器设计方法

采用多重递阶控制,研究综合控制系统的控制结构及其协调控制器设计方法.根据综合系统中各个子系统之间的功能耦合作用需求,提出综合系统多重递阶控制结构.基于该结构,提出协调控制器设计方法,即准稳态运动和运动解析关系的组合方法.采用所提出的控制结构和协调控制器设计方法,基于某验证机的控制增稳系统,设计了综合飞行/火力控制系统.仿真结果表明,所设计的综合控制系统获得了良好的动态性能,所提出的控制结构和协调控制器设计方法是可行的.     

综合系统多重递阶控制设计方法(三)空-地轰炸模态协调控制器设计方法[1]

基于综合系统的多重递阶控制结构,研究了空-地轰炸模态的协调控制器设计方法.综合系统控制结构是根据综合系统的子系统之间的功能耦合作用确定的.基于该结构,提出了航迹准稳态运动和运动解析关系组合的协调控制器设计方法.采用所提出的设计方法,基于某验证机的控制增稳系统,设计了空-地轰炸模态的综合飞行/火力控制系统.仿真结果表明,所设计的综合控制系统获得了良好的动态性能,所提出的协调控制器设计方法是可行的.     

综合系统多重递阶控制设计方法(三)空-地轰炸模态协调控制器设计方法[1]

基于综合系统的多重递阶控制结构,研究了空-地轰炸模态的协调控制器设计方法.综合系统控制结构是根据综合系统的子系统之间的功能耦合作用确定的.基于该结构,提出了航迹准稳态运动和运动解析关系组合的协调控制器设计方法.采用所提出的设计方法,基于某验证机的控制增稳系统,设计了空-地轰炸模态的综合飞行/火力控制系统.仿真结果表明,所设计的综合控制系统获得了良好的动态性能,所提出的协调控制器设计方法是可行的.     

导弹大攻角高机动飞行特性分析与仿真

以新一代无翼式气动布局导弹为背景,在大攻角气动特性理论基础上,分析了在导弹主动段、攻角在180°范围内变化的导弹飞行特性,得出了90°内大攻角最大转弯能力和180°攻角附近最大降速效果的结论。进行了俯仰平面S型轨迹机动飞行仿真,仿真结果说明了大攻角飞行的高机动特性。     

环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略

针对埋入式进气道在发动机点火时刻对导弹飞行攻角的严格限制,提出了攻角点火窗口的概念;以助推器在低温、常温和高温下的推力数据为基础,分别计算了导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻,并对时刻差异进行动力学分析;为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响,引入伪攻角信号,设计攻角控制律。半实物仿真结果表明,该控制方法能有效消除环境温度变化对导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的影响,且能够使导弹攻角在发动机点火过程中保持稳定,具有一定的工程实用价值。     

综合系统多重递阶控制设计方法(三) 空-地轰炸模态协调控制器设计方法

基于综合系统的多重递阶控制结构,研究了空-地轰炸模态的协调控制器设计方法。综合系统控制结构是根据综合系统的子系统之间的功能耦合作用确定的。基于该结构,提出了航迹准稳态运动和运动解析关系组合的协调控制器设计方法。采用所提出的设计方法,基于某验证机的控制增稳系统,设计了空-地轰炸模态的综合飞行/火力控制系统。仿真结果表明,所设计的综合控制系统获得了良好的动态性能,所提出的协调控制器设计方法是可行的。     

MAV飞行控制器的μ综合设计方法

从MAV飞行控制系统的基本组成出发,讨论了MAV飞行控制器设计的性能评估准则、鲁棒性评估准则、安全性评估准则和控制能量准则。重点研究了在MAV质量、展长、质心位置、飞行速度和气动计算误差等参数摄动情况下的线性化建模方法,由此建立了MAV的Δ-P-K结构,求取了广义被控对象的传递函数矩阵,进一步讨论了利用μ综合手段进行MAV飞行控制器设计的方法和步骤。     

武装直升机IFFC系统的多重递阶结构设计

传统综合飞行/火力控制系统使用飞/火耦合器或者协调控制器实现系统综合,不利于整个系统的功能解耦.针对某型武装直升机的空-地射击模态设计了基于多重递阶控制结构的IFFC系统.第一重应用H∞二自由度设计方法实现直升机三姿态通道间的解耦控制,解决姿态跟踪问题.第二重通过火控解算,向第一重提供期望的姿态角指向.该结构极大减弱了各重回路间的功能耦合.仿真结果表明,系统具有良好的作战性能和较强的鲁棒性.     

大攻角导弹控制的经典和现代方法比较

比较研究了大攻角导弹的经典和现代控制方法的精度和鲁棒性.基于大攻角非线性弹体动力学模型,根据经典三回路控制系统结构和动态逆双时标极点配置方法分别设计了控制器,研究了两种控制方法的指令跟踪精度和抗弹体气动参数摄动的鲁棒性.结果表明,传统控制方法的鲁棒性和快速性与现代方法基本一致,而现代方法则具有更好的稳态精度.     

再入快速抵达轨迹优化设计方法

针对再入初始速度大、飞行时间约束苛刻的轨迹设计问题,提出一种基于遗传算法和攻角+倾侧角联合优化的再入快速抵达轨迹优化设计方法。该方法在再入初段利用较大攻角迅速减小弹道倾角和拉平弹道,在再入后段/滑翔段联合设计和优化攻角+倾侧角变化规律以显著降低终端飞行速度,同时满足终端高度、终端航向角、最大动压、最大热流等约束条件。该方法能够提升传统升力体飞行器再入快速到达能力并拓展其应用范围。仿真结果表明,在典型飞行器参数和较大初始再入速度条件下,全程飞行时间小于12 min,终端速度能够小于7Ma,横向机动距离超过800 km。     

综合火力/飞行控制技术

综合火力/飞行控制技术是实现武器系统自动攻击的关键技术之一.在阐述IFFC系统工作原理及组成部分的基础上,研究了空空机炮、空空导弹、空地攻击等不同攻击模态下采取的设计方法;阐明采用耦合控制器衔接火控系统与飞行控制系统的设计方法的缺点,论述了综合火力/飞行控制系统设计应以功能综合核心,由顶层向下整体的设计思想,使火控解算...     

基于遗传算法的反导拦截弹助推段自动驾驶仪的设计

针对反导拦截弹助推段一般不进行大机动飞行、弹道相对平直的特点,基于小扰动线性化方程,设计了由阻尼回路、攻角回路和过载回路组成的三回路自动驾驶仪。在理想弹道计算的基础上选取特征点,在每个特征点处将弹体简化为二阶环节来近似。针对待优化参数多、且处于不同控制回路的特点,采用遗传算法对控制器参数进行优化。仿真结果证明所设计的控制器能够很好地跟踪指令信号。     

大攻角下基于卡尔曼滤波的大气参数修正算法

针对新一代航空飞行器在大攻角飞行时大气数据系统测量精度严重下降问题,提出了基于卡尔曼滤波的大气参数修正算法。该算法利用大气数据测量信息和惯性导航信息,基于飞行器力学方程构建卡尔曼滤波器,通过卡尔曼滤波的方法实现对大气参数的修正。仿真结果表明,经卡尔曼滤波修正后的大气参数能够有效消除大攻角下原始大气参数的剧烈波动性误差,并与真实大气参数吻合较好,有效的提高了大气数据系统在大攻角飞行状态下的测量精度和可靠性。     

考虑几何及力和力矩非线性时弹丸运动方程的研究

从矢量形式的六自由度弹丸运动方程组出发,推导出了在全部力和全部力矩作用下考虑几何非线性及力和力矩非线性时的弹丸运动方程组,并导出了其用于数值计算的柯西标准形式,得到了攻角和进动角的计算表达式.此动力学模型可用于弹丸大攻角飞行时的弹道计算及某些灵巧弹药(如末敏弹)的设计.     

综合火力/飞行控制空对空射击模态研究

本文对综合火力/飞行控制空对空射击模态进行了理论上的探讨。建立了综合火力/飞行控制系统的数学模型;进行了侧向耦合控制器的设计;并对所设计的系统进行数字仿真,仿真结果表明整个系统具有良好的性能。     

综合系统多重递阶控制设计方法研究(一)空-空航炮的机身指向火控解算方法

为了满足综合系统多重递阶控制设计方法的需求,建立了空-空航炮的机身指向火控解算方法.该方法是在期望弹丸命中目标的情况下求解机身期望指向及其变化率.在某验证机的控制增稳系统上,采用所建立的火控解算方法以及综合系统多重递阶控制设计方法,设计了综合飞行/火力控制系统.仿真结果表明,所建立的空-空航炮机身指向火控解算方法较好地满足了综合飞行/火力控制系统的设计需求,获得了良好的综合控制系统动态性能.