导弹混合BTT/STT变结构控制器设计与仿真

针对传统的侧滑转弯(STT)控制机动能力相对不高和倾斜转弯(BTT)控制在机动上有一定的时延等缺点,以空射导弹为例,将导弹的飞行过程划分为三个阶段,采用混合BTT/STT逻辑将导引头输出的过载信号转换为攻角、侧滑角和滚转角指令信号,并且分别设计了导弹俯仰-偏航通道和滚转通道滑模变结构控制器,使其能够准确跟踪给定的攻角、侧滑角、滚转角指令。为了减小变结构控制器的抖振影响,采用了将切换控制连续化的方法。最后通过仿真验证混合BTT/STT控制逻辑的可行性和变结构控制器设计的有效性。     

防空导弹BTT控制解耦算法

防空导弹为提高射程、平均速度,配置冲压发动机,要求导弹在飞行过程中侧滑角小,同时只允许导弹有正攻角；与侧滑转弯（STT）导弹相比,倾斜转弯（BTT）导弹有机动性强、稳定性好、升力大等优点,但因面对称气动外形和快速滚转决定了BTT导弹存在运动学耦合、气动耦合和惯性耦合等耦合因素；在考虑耦合的情况下,进行BTT自动驾驶仪解耦设计；通过非线性仿真分析表明,能够实现精确控制和快速滚转的要求,有效地减小导弹的侧滑角,保证导弹偏航通道稳定性.     

引入侧向加速度反馈的侧滑转弯控制方法

针对大展弦比滑翔增程弹大侧滑飞行时滚转干扰力矩大,容易导致滚转舵饱和并造成滚转控制困难的问题,提出了大展弦比滑翔增程弹自动驾驶仪引入侧向加速度反馈的侧滑转弯(STT)控制方法。该方法通过在传统侧滑转弯自动驾驶仪的倾斜通道引入侧向加速度反馈,实现了倾斜角对侧向加速度的跟随,相当于在传统的侧滑转弯控制上增加了倾斜转弯(BTT)控制的效果。六自由度非线性仿真实验表明:大展弦比滑翔增程弹侧滑转弯自动驾驶仪倾斜通道引入侧向加速度反馈后,显著降低了飞行过程的侧滑角,使滚转舵偏远离饱和状态,提高了驾驶仪的滚转控制裕度。     

BTT导弹自动驾驶仪的积分LQG控制设计

为实现BTT导弹准确跟踪指令的要求,将LQG积分多变量控制应用于BTT导弹的自动驾驶仪设计中.以某飞机型BTT导弹为例,根据其气动特点建立了俯仰独立、偏航-滚转耦合的气动模型,并分别设计了俯仰及偏航-滚转通道自动驾驶仪,对设计结果进行仿真.仿真表明所设计的自动驾驶仪能够很好地跟踪指令,且具有一定的抗噪声干扰能力.     

受油机横侧向对接飞行控制研究

针对插头锥管式受油机在对接状态时的横侧向飞行控制问题,提出稳定滚转角和偏航角为目标的控制器设计原理.分析了对受油机对接产生重要影响的扰动因素,包括大气紊流、阵风和受油机质量变化;给出了受油机横侧向受扰运动方程;采用μ综合方法设计了受油机的滚转和偏航鲁棒飞行控制器.对受油机滚转角、偏航角和侧向位移进行了数字仿真,结果表明受油机系统具有较好的指令跟踪和干扰抑制能力,基于稳定滚转角和偏航角方式的控制律适用于横侧向对接控制.     

临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制

为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态,进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛,在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机,将系统构建为一个复合控制系统,并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明,新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象,且使侧滑角快速收敛,同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。     

远程空空导弹BTT精确控制问题

从远程空空导弹的特点及倾斜转弯控制(BTT)相对侧滑转弯控制(STT)的优势出发,讨论了远程空空导弹采用BTT控制的必要性,并较详细地分析了BTT导弹的控制信号特点、提取方法及需解决的主要问题。研究了BTT导弹诸如最小滚转偏差逻辑设计,导弹回路中的三种耦合效应及相应的去耦补偿方法等控制问题。最后提出了BTT导弹设计中需要解决的一些关键技术。     

大展弦比滑翔弹STT驾驶仪设计

针对大展弦比滑翔弹大侧滑飞行容易造成滚转控制饱和的问题,提出了一种降低侧滑角的STT驾驶仪设计方案。该驾驶仪与传统STT驾驶仪结构形式相同,包括俯仰、偏航、倾斜3个通道,通过在倾斜回路中引入侧向加速度反馈,以实现倾斜角对侧向加速度的跟随,达到减小侧滑角的效果。六自由度非线性数学仿真结果表明,改进的驾驶仪有效降低了滑翔弹STT转弯过程的侧滑角,可以应用于此类面对称导弹的飞行控制。     

BTT导弹鲁棒飞行控制系统设计

飞行控制系统设计是倾斜转弯(BTT)控制型导弹的一项关键技术。BTT导弹转弯和机动时需绕其速度矢量快速滚转,因而会导致较强的俯仰与偏航通道耦合,给飞行控制系统设计带来困难。本文对BTT导弹飞行控制系统进行设计,内回路采用LQR控制方法以抑制系统不确定性;外回路采用混合灵敏度H_∞鲁棒控制方法以抑制外部干扰和消除模型不确定带来的影响。仿真验证表明,所设计的BTT导弹飞行控制系统满足控制性能要求,目标拦截性能优于基于经典控制方法设计的BTT导弹飞行控制系统性能。     

巡飞导弹BTT自动驾驶仪设计及仿真

对巡航飞行BTT导弹，采用侧向过载反馈的协调转弯方式进行自动驾驶仪设计。根据巡航飞行导弹的气动特点建立了BTT导弹的数学模型，并以某BTT导弹为例，分别设计了俯仰、偏航、滚转通道自动驾驶仪，对设计结果进行六自由度仿真。在仿真过程中，对各种耦合项进行检验，结果表明运动学耦合对BTT自动驾驶仪性能影响最为严重。     

小灵巧导弹自抗扰BTT控制器设计与仿真

针对非线性、时变、强耦合和具有不确定性的小灵巧导弹(SSM)控制系统,运用自抗扰控制理论,设计了一种新的BTT控制器。滚转通道单独设计控制器,对俯仰和偏航通道建立多输入—多输出二阶非线性耦合模型,采用扩张状态观测器对系统的不确定性与干扰进行实时估计和补偿,并由非线性状态误差反馈律设计BTT控制器,以实现对导弹的解耦控制。数字仿真结果表明:所设计的自抗扰BTT控制器可以满足导弹系统的控制要求,具有优良的跟踪性能、鲁棒性能以及对非线性强耦合系统的解耦性能。     

襟翼控制的欠驱动飞行器自抗扰/鲁棒控制系统设计

针对含不稳定内动态的襟翼控制欠驱动高超声速飞行器现有控制策略普遍存在的机动性能不足、工程应用困难等问题，设计欠驱动飞行器的自抗扰/鲁棒控制系统。提出一种基于通道级联的欠驱动控制策略，令偏航通道作为滚转通道的内回路，利用±1.5°的侧滑角合法波动范围，提升滚转角的指令跟踪速度。结合自抗扰与鲁棒控制理论设计自动驾驶仪，该自动驾驶仪不仅适用于过载反馈/欠驱动的非最小相位对象，还在摆脱自抗扰系统对关键模型参数依赖的同时减小了鲁棒控制器的降阶难度，有广阔的工程应用前景。为验证方案有效性，以参数存在±20%随机摄动的欠驱动高超声速飞行器模型为对象进行了1 000次蒙特卡洛仿真，结果表明新的欠驱动策略能够在保证侧滑角不越界的同时提高滚转通道的响应速度，自抗扰/鲁棒控制系统在面对模型摄动与复合干扰时均有较好的鲁棒性。     

基于混合BTT/STT控制的滑翔制导炸弹自动驾驶仪设计

研究了混合BTT/STT控制技术在大升阻比滑翔制导炸弹上的应用。根据滑翔制导炸弹的动态特性和控制需求建立了BTT控制模型,设计了BTT控制结构。为解决BTT控制在小过载指令作用下可能会产生的滚转角指令抖动现象,提出了混合BTT/STT控制方法,即在小过载指令下适时引入STT控制。对比了六自由度弹道仿真与纯BTT控制模式。仿真结果表明,混合BTT/STT控制可有效解决滚转角指令抖动问题,研究结果可为滑翔制导炸弹BTT控制系统的工程实现提供技术参考。     

自动驾驶仪倾斜转弯技术

美国空军对今后的近程空-空导弹的要求,是显著地提高其机动能力和增加精度。目前许多导弹设计的特点,是具有十字形的弹体结构并采用侧滑转弯(STT)控制。由于空气动力效应低,这种设计不可能满足上述要求。采用倾斜转弯(BTT)的方式控制,能够设计出气动特性最佳的弹体,因而能达到近程空-空导弹(SRAAM)的机动性和精度的要求。此外它还具有另外的一些优点,从而能提高整个导弹的可控性,诸如: 纵向攻角小(α≤14°) 法向加速度高(100g) 侧滑角小(β≤3°) 诱导滚转力矩最小空军装备试验室已经着手用FY76研究在近程空—空导弹上应用倾斜转弯操纵的技术。由于效果良好,这项努力一直在继续进行。BTT的概念,在FY78上将通过回路试验的硬设备进一步得到验证。     

高超声速飞行器横航向MIMO系统控制及稳定裕度评估

以超燃冲压发动机为动力的飞行器存在严重的横航向耦合特性,同时具有多维非线性约束,如动压、空气流量、侧滑角范围等限制。飞行控制系统一方面需对横航向机动需求与发动机稳定工作需求进行平衡,一方面需控制飞行器滚转和偏航通道的协调变化。针对两输入两输出的高超声速飞行器横航向系统模型,设计基于极点配置的姿态渐进跟踪耦合控制器实现对滚转机动指令的跟踪,采用副翼方向舵交联控制策略抑制滚转机动过程中的侧滑角,并通过仿真验证了控制算法的有效性;在此基础上,采用闭环系统回差阵奇异值分析方法评估了MIMO控制系统的稳定裕度,仿真验证了稳定裕度评估的合理性并分析了稳定裕度计算结果的保守性。     

巡逻攻击型导弹飞行控制系统设计

针对巡逻攻击导弹倾斜转弯（BTT）飞行控制中俯仰、偏航和滚转三通道之间很强的交叉耦合作用，采用古典控制理论设计了其自动驾驶仪，通过加入协调支路的方法来抵消各个通道之间的运动学及惯性耦合作用，并采用等效舵偏角的方法消除气动耦合的影响。非线性数字仿真结果表明，本文的方法，可以明媪降低通道同耦合作用，能够满足指标要求。     

遭毁伤巡航导弹气动特性风洞实验研究

通过对“战斧”多用途巡航导弹风洞实验模型的设计和不同马赫数、攻角及侧滑角下气动特性参数的测试,得到弹翼折弯角对侧向力系数、偏航力矩系数、升力系数以及前部阻力系数的影响规律.结果表明,随着弹翼折弯角的增大,侧向力系数和偏航力矩系数近似呈线性增长,这种影响随马赫数增大而增强,但对升力系数、前部阻力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数等特性参数的影响并不显著.     

大气层内无动力滑翔炸弹倾斜转弯控制设计

倾斜转弯(BTT)控制在机动性、稳定性、升阻比以及与吸气式发动机兼容性等方面与侧滑转弯(STT)控制相比具有一定的优势.以大气层内无动力滑翔弹为背景,研究BTT-180制导逻辑,采用两环控制模式设计姿控系统,并通过协调支路抑制侧滑角.六自由度仿真结果表明,滑翔弹采用BTT-180方案是可行的,并且具有较好的弹道机动性能.     

推力矢量控制导弹的滚转阻尼器

仅有俯仰和偏航推力器的十字翼推力矢量控制（ＴＶＣ）导弹的控制系统，由具有适当增益和补偿的单独反馈回路中的倾斜角数据产生滚转阻尼反馈信号。把补加的滚转速率补偿加在导弹的俯仰和偏航速率控制分系统中，方法是俯仰和偏航控制的偏转乘以实际滚转率；并且把得到的滚转率补偿指令加到俯仰和偏航率误差控制回路中。把这两个控制反馈回路加到现有的俯仰和偏航推力矢量控制系统中，不需使用空气动力学或反作用滚转控制装置，就能减小由空气动力引起的滚转率。     

基于专家PID的滚转导弹控制系统

针对滚转导弹俯仰和偏航通道较强的气动不确定性和运动耦合,设计了一种专家PID控制系统。建立了滚转导弹的动力学模型,并采用十字舵来控制俯仰和偏航通道,利用专家PID控制方法设计该导弹的控制系统,并在Matlab中对控制系统进行仿真。仿真结果表明:该控制器能满足良好的性能要求,具有较强的鲁棒性和自适应性,能有效应对俯仰和偏航通道产生较强气动和运动耦合。