防空导弹的复合控制系统设计方案研究

为了适应现代防空导弹对高速、大机动目标实施精确打击的要求,导弹的飞控系统可采用直接力/气动力复合控制设计方案.复合控制综合了气动力控制和直接力控制的优点,具有较快的动态响应,同时其过载能够满足快速打击大机动目标的需求.直接力控制和气动力控制的协调是复合控制的重点问题,解决思路包括子系统独立设计和子系统联合设计两种.根据子系统联合设计思想,以直接力为主控回路、气动力为前馈回路建立了前馈-反馈复合控制回路,采用模糊PD控制器调节直接力回路参数,采用模糊理论的复合控制系统设计方案.在给定条件下进行仿真,结果表明,采用模糊PD控制器的复合控制系统的动态特性优于现有的复合控制系统,并具有较强的鲁棒性.     

直接侧向力/气动力复合控制系统稳定性分析

研究战术导弹发动机控制优化问题,针对直接侧向力姿态控制的脉冲发动机非线性量化特性和死区特性影响系统的响应速度和稳定性.为解决上述问题,对直接侧向力/气动力双反馈复合控制方案,提出了描述函数法的鲁棒性控制方法.首先建立了直接侧向力/气动力复合控制系统数学模型,进而推导出脉冲发动机量化非线性描述函数;在完成复合控制系统设计的基础上,根据非线性系统分析特点把复合非线性控制系统简化成一个非线性环节和一个线性环节的典型闭环结构形式,对脉冲发动机非线性量化特性及死区特性进行仿真.结果表明,改善了发动机的性能,提高了驾驶仪的稳定性和响应速度,证明了方法的正确性.     

基于前馈—反馈控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析

针对一类前馈—反馈的气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构特点,基于对直接力喷流装置放大因子与攻角的对应关系和直接力寄生回路的耦合机理的分析,完成了气动力/直接力复合控制系统的非线性建模,并采用Lyapunov非线性稳定性理论,对复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性问题进行了证明,给出了采用气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的稳定域,具有较好的工程参考价值。     

气动力／直接力复合控制系统零极点配置设计

为提高气动力/直接力复合控制系统的性能,针对直接力喷流操纵不确定性对复合控制系统的动态品质的影响,采用零极点配置设计复合控制系统自动驾驶仪的方法.给出了气动力反馈/直接力前馈的复合控制自动驾驶结构,分析了直接 力前馈控制对复合控制系统零点的影响.分别采用极点配置和零点配置方法设计了气动力反馈控制回路和直接力前馈回路,保证了复合控制系理想的动态品质和对喷流不确定性的鲁棒性.通过复合控制系统六自由度仿真验证了方法的有效性.研究对于气动力/直接力复合控制系统设计具有较强的工程应用价值.     

一类多执行机构系的滑模控制设计及其应用

针对一类具有多执行机构的非线性系统,利用滑模控制和backstepping技术,研究了输出跟踪问题.针对执行机构的不同特点,利用离散执行机构实现滑模控制中的不连续控制量,利用连续执行机构实现滑模控制中的连续控制量.然后利用backstepping技术实现连续执行机构的输出对滑模控制中的连续控制量的有限时间收敛.将提出的设计方法应用于导弹直接侧向力与气动力复合控制系统设计,并进行了仿真验证.     

基于参数空间方法和变结构控制的直接力/气动力复合控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制防空导弹飞行控制系统快响应、强鲁棒的需求,提出了一种双反馈控制方案;考虑侧向喷流气动干扰及气动参数的不确定性,采用参数空间方法设计了角速度/伪攻角复合增稳回路;基于变结构控制理论完成了法向过载回路控制算法的设计;仿真结果可知,本文所设计的直接力/气动力复合控制系统对于脉冲发动机喷流因子的影响具有较强的鲁棒性。     

直接力/气动力复合控制系统鲁棒稳定性分析

针对直接力控制的脉冲发动机非线性量化特性和喷流因子的不确定性,结合直接力/气动力双反馈复合控制方案,为了导弹飞行高速稳定性设计,提出了圆判据的鲁棒稳定性分析方法.首先建立了直接力/气动力复合控制系统数学模型,在完成复合控制系统设计的基础上,采用圆判据稳定性分析特点把非线性复合控制系统简化成一个非线性环节和一个线性环节的典型闭环结构形式,并根据圆判据的结论分析了脉冲发动机喷流因子不确定性和非线性量化特性对导弹自动驾驶仪稳定性影响.最后仿真结果验证了方法的正确性.     

基于遗传算法优化LQR复合控制导弹控制器设计

针对大气层内拦截弹直接力/气动力复合控制系统设计问题,首先根据直接力机构特性建立了复合控制系统动力学模型;其次,给出了一种控制器结构,并应用LQR最优控制理论求解出导弹自动驾驶仪的增益矩阵,按ITAE准则用遗传算法对其进行计算寻优;最后,在Matlab环境下进行仿真;仿真结果表明,与传统的LQR结果对比,该方法设计的自动驾驶仪跟踪具有速度快、稳态误差小并有一定的鲁棒性等优点,验证了该控制器的有效性。     

基于侧喷流控制的运载器弹道建模与仿真

直接侧向力技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用。运载火箭的飞行弹道跨越大气层,可以尝试采用直接侧向力对其进行控制。在介绍直接侧向力控制技术原理的基础上,建立了采用直接侧向力进行姿态控制的运载火箭弹道的简化模型（不考虑风干扰和弹体滚转）,运用Matlab／Simulink软件进行了计算机数字仿真,并与传统的摆动喷管控制方式进行了对比,给出了第一级弹道的仿真结果。得出了直接侧向力控制作用下的弹道能够满足运载器总体设计要求的结论。     

可机动弹道导弹三维飞行状态建模与仿真研究

为提供接近实际的弹道导弹飞行状态数据,根据弹道导弹气动特性和飞行控制原理,在实际飞行环境下,建立了可进行气动力及质心侧向力控制的多级助推弹道导弹三维飞行状态模型,并分别对单级、双级、三级助推的弹道导弹在气动力及质心侧向力控制下的飞行状态进行仿真。仿真结果表明:该模型能真实模拟质心侧向力及气动力控制的弹道导弹飞行规律,为弹道导弹拦截、突防、攻防对抗仿真等研究提供实时飞行的位置、速度等仿真数据。     

A fuzzy controller for an electro-hydraulic fin actuator using phase plane method

The objective of this paper is to realize a fuzzy controller for an electro-hydraulic fin servo system of a missile. In this paper, we propose a new fuzzy controller using the phase plane, in order to improve the overall performance of the fin servo system. The design procedure and method of this controller are easy and simple such that performance evaluation can be carried out in a phase plane mapped from a decision rule table. The effectiveness of this control scheme is verified by comparison with a PID and a fixed fuzzy control through a series of simulation studies and experiments.     

具有侧向推力控制的自旋导弹建模与仿真

对于复合侧推力控制的自旋防空导弹,其末端控制时,由于侧喷发动机的工作,动力学特性属于具有离散事件的混杂系统。该文简单介绍了离散事件系统的有限状态机建模方法。利用有限状态机对姿控发动机的离散事件特性建模,同时实现导弹侧推力发动机的推力曲线仿真和复合控制系统仿真模型。由于有限状态机很容易通过仿真软件来实现,因此使用有限状态机能够很方便地建立导弹的一体化仿真环境。文中展示了建立在Simulink环境下的导弹仿真模型,并通过仿真结果展示了控制器的控制效果。     

基于非线性干扰观测器的KKV气动力/ 直接力复合控制器设计

针对动能杀伤器独特的弹体特征,提出一种基于姿控和轨控发动机的气动力/直接力复合控制方案.该复合控制方案能有效利用弹体自身升力,使姿、轨控发动机协同作用,共同提供法向过载.建立了基于非线性干扰观测器的滑模反演控制方法,并进行了闭环控制回路的Lyapunov稳定性分析.最后对复合控制方案、非线性干扰观测器和滑模反演控制律进行了仿真实验,仿真结果表明了所提出的控制方案是可行而有效的.     

大攻角导弹法向过载控制的变结构设计

通过分析大攻角导弹在飞行过程中出现的问题和滑模变结构理论所具有的优势,本文针对法向过载控制进行优化设计,目的是使其对内在参数变化等因素有较强的适应能力和鲁棒性。基于"过载+角速度+角度"三回路自动驾驶仪,将气动参数的变化等效为动力参数的摄动,设计变结构控制器,重构法向过载微分信号,易于工程实现。通过仿真验证了变结构控制器的性能,结果表明在大攻角飞行条件下,导弹法向过载变结构自动驾驶仪抗模型参数摄动的鲁棒性方面优于传统设计方法。     

An optimum bistable controller for increased missile autopilot performance

One of the major problems in missile control is the change in missile dynamics caused by changing aerodynamic parameters. The method of control described herein possesses control capability for a wide range of aerodynamic parameters utilizing only information derived from the state variables of the system. Liapunov's second method was used to derive the form of the control signal. The analysis was based on the control of an autonomous, stable plant. However, with only a slight change in the form of the signal, it was possible to stabilize a forced unstable system. The control signal was constructed by summing the weighted states of the plant and using this to trigger a bistable amplifier. The output of the bistable amplifier was summed with the command to the system. The analysis and analog computer study used a 3rd-order linearized model of typical missile dynamics. The computer study has shown that it was possible to control this model for a wide range of aerodynamic parameters. The advantages of this controller over more sophisticated adaptive control systems that might yield similar control characteristics are its simplicity and its all-electrical nature.     

Nonlinear adaptive control design for ship-to-ship missiles

Ship-to-ship missiles have relatively large weight and complex cross couplings between each channel and, practically, the aerodynamic uncertainties also make it difficult to analyze and control it. In this paper, an approximate missile model is presented with parametric affine structure applicable to all operating points. An approximate minimum phase dynamics is also derived. The uncertainties in aerodynamic forces are modeled into parametric form to design a nonlinear adaptive controller.     

Design of a Bio-Inspired Autonomous Underwater Robot

The following paper presents the design and fabrication of an ostraciiform swimming robot and its navigation control and guidance system. Compared to other biomimetic vehicles, the chosen architecture has a lower propulsive efficiency but is easier to waterproof and capable to withstand greater pressures. To generate the alternating motion of the robot bio-inspired thruster, namely a plane fin, a transmission system was designed to replace the direct drive widely adopted in underwater biomimetic vehicles. The mechanical efficiency of two alternative mechanisms capable to actuate the fin were computed according to a preliminary sizing of the robot and its targeted swimming performances. Therefore, the more suitable solution was manufactured and installed aboard. At the same time, a proper navigation, guidance and control architecture (NGC) was designed and then integrated in the robot main controller. The proposed solution allows the vehicle to perform different missions autonomously once their profiles are received from the base station. Preliminary tests results and future works are discussed in the final conclusions.     

带有推进器故障的船舶动力定位系统的鲁棒滑模容错控制

由于海洋工作环境具有复杂性和不可预测性,船舶动力定位系统的可靠性一直备受关注.针对带有推进器故障的船舶动力定位系统的鲁棒容错控制问题展开研究.首先,建立更一般且统一的推进器故障模型,该模型能全面描述推进器失效、卡死、中断3种故障情形;然后,设计一种不依赖故障检测模块(FDI)和故障信息上下界的自适应滑模控制器, 其中自适应机制用于在线估计故障信息和未知外部扰动的上界,基于李雅普诺夫稳定性理论和滑模控制理论,所设计的自适应滑模控制器能保证船舶动力定位系统在有推进器故障发生和海洋环境外部有界扰动存在情况下的所有信号一致有界;最后,在一艘过驱动船舶模型上进行仿真,其结果验证了所设计方法的有效性.     

导弹异形卷弧翼安装选型

为在空中发射武器外形设计中引入异形卷弧翼,将其作为导弹主升力面,研究其相对于弹身的安装选型问题．模型设计采用1对异形卷弧翼,并将其沿弹体纵向平面对称布置．定义异形卷弧翼相对于弹身的安装位置角和安装偏角参数,选取2组计算模型,基于计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）仿真计算评估这2个角度的变化对异形卷弧翼-弹身组合体纵向超音速气动参数的影响,得到组合体升力因数、阻力因数以及升阻比随2个角度参数变化而变化的规律．结果表明,在设计任务中,当安装位置角等于120°,安装偏角等于-10°时,组合体的升力因数和升阻比达到最大值．该方法可以改善导弹的升力特性,提高导弹的升阻比,使导弹获得更好的飞行性能．     

Velocity-free fault-tolerant control allocation for flexible spacecraft with redundant thrusters

This paper proposes a novel velocity-free nonlinear proportional-integral (PI) control allocation scheme for fault-tolerant attitude control of flexible spacecraft under thruster redundancy. More specifically, the nonlinear PI controller for attitude stabilisation without using body angular velocity measurements is first designed as a virtual control of the control allocator to produce the three-axis moments, and can ultimately guarantee uniform boundedness of the closed-loop system in the presence of external disturbances and possible faults. The associated stability proof is constructive and accomplished by the development of passivity filter formulations together with the choice of a Lyapunov function containing mixed terms involving the various states. Then, a robust least-squares-based control allocation is employed to deal with the problem of distributing the three-axis moments over the available thrusters under redundancy, in which the focus of this control allocation is to find the optimal control vector of the actuator by minimising the worst-case residual, under the condition of thruster faults and control constraints like saturation. Simulation results using the orbiting flexible spacecraft model show good performance under external disturbances and even in different thruster fault scenarios, which validates the effectiveness and feasibility of the proposed scheme.