低速滚转弹道导弹运动模型及变结构姿态控制系统设计

滚转是弹道导弹的一种新的突防手段,在主动段进行滚动飞行,可以减少强激光照射的驻留时间,有效对抗激光反导。导弹滚转会导致控制耦合、惯性耦合和气动耦合,特别由于采用力矢量合成的操纵方式,俯仰和偏航运动不能独立处理。介绍了滚转弹道导弹的推力矢量控制方式和运动模型,设计了一种具有鲁棒性能的变结构姿态控制系统,得到了有益的结论。     

制导炮弹滚转控制系统设计

某鸭式布局的制导炮弹,采用自旋尾翼的方式可实现鸭舵对弹体的滚转控制。基于小扰动假设推导出制导弹滚转运动的扰动方程,分析了滚转运动特性及鸭舵偏转对滚转运动的影响,建立了相应的滚转运动稳定回路模型,回路中滚转控制用比例微分(PD)控制方式来实现。采用Matlab/Simlink软件建立了制导弹滚转控制的仿真模型,根据系统的性能要求用Simulink中的Simulink Response Optimization模块对控制系统进行了优化设计。结果显示弹体滚转位置0.2s可以控制到位,设计结果较好地满足了滚转控制系统品质指标的要求。     

基于误差四元数的火箭主动滚转控制技术研究

火箭助推段主动滚转飞行时,由于箭体的持续性滚转引起耦合效应,使其动力学和控制特性变得复杂。对于采用捷联惯组方案的主动滚转火箭,四元数控制方法可以不需要或减少姿态角的三角函数解算,避免欧拉角解算出现奇异值等问题。针对捷联惯组方案的助推段主动滚转火箭,对其动力学特性和误差四元数控制技术进行了相关研究。     

弹道式再入飞行器的飞行动力学问题

本文从作者的观点对弹道再入飞行器的飞行力学问题作了历史回顾与总结,重点放在近15年中在小型化高性能弹道式导弹弹头研制中所遇到的关键技术—弹头滚转与滚转异常,滚转对弹头精度的影响及滚转控制。 60年代中,在高弹道系数小型化再入飞行器试验中出现了滚转异常现象,已证明滚转异常是由再入飞行器质量和外形的不对称及其综合作用而造成的,它曾经是高性能弹道导弹弹头研制中令人吃一惊的一个问题。文中介绍了作者如何发展与应用经典的欧拉角坐标系来描述现代弹道式再入飞行器的运动,讨论了经典欧拉角坐标系的产生,它与气动弹道坐标系和体轴坐标系的关系,以及它在近15年中在高性能小型化弹道导弹研制中在一些关键问题上的应用。文中还谈到了再入飞行器滚转异常问题的解决,再入飞行器的被动式滚转控制、主动式滚转控制以及主动式端头冷却。     

鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究

根据具有较大翼面的鸭式布局火箭弹难以进行滚转控制的特性,文中采用数值流体力学分析手段,建立鸭式布局火箭弹外流场模型,仿真分析了鸭舵滚转效应产生机理、鸭舵下洗对尾翼气动耦合规律以及后掠角对火箭弹滚转性能的影响.仿真结果表明由于鸭舵下洗作用,在尾翼上诱导出一个舵控方向相反的滚转力距,使滚转控制能力降低甚至反效;在后缘后掠角x≠0°时,随着后缘后掠角的减小火箭弹的滚转控制能力基本不变.     

采用脉宽调制式舵机的滚转导弹自动驾驶仪设计与研究

滚转导弹广泛采用脉宽调制(PWM)模式控制继电式操纵机构,因此研究PWM模式在滚转导弹控制中的应用。给出了两回路驾驶仪设计增益与弹体振荡频率、阻尼之间的关系;重点分析低频PWM所带来的控制耦合效应特性,讨论了耦合大小与弹体时间常数、自旋频率之间的等量关系。通过频谱分析,得到通道耦合干扰的频谱特性。制导与控制指令经PWM后频谱保持不变,但引入了与自旋频率、调制频率和弹体振荡频率相关的高频干扰。为消除控制耦合的影响,根据以上结论,提出这类导弹自动驾驶仪频带设计的一般准则,对这类导弹控制系统的总体设计有参考意义。数学仿真和半实物仿真结果表明,合理设计自旋频率、调制频率和驾驶仪频率,可以有效抑制控制耦合,提高制导精度。     

基于最优二次型理论的滚转导弹三回路驾驶仪设计与研究

建立了存在交叉耦合的滚转导弹动力学模型,并将通道耦合效应视为外界干扰,利用最优二次型(LQR)控制理论,提出了一种三回路驾驶仪的单输入多输出(SIMO)设计方法。分析了三回 路驾驶仪的基本特点,并研究了权系数矩阵与驾驶仪性能指标之间的关系,可辅助设计者更合理地选择权系数矩阵。将考虑耦合的动力学模型视为多输入多输出(MIMO)系统,对滚转导弹控制系统进行了设计。设计结果表明：对于存在状态耦合的滚转导弹而言,以SIMO设计的三回路驾驶仪可以很好地抑制耦合的影响,与MIMO设计得到的控制律差异很小。通过对滚转导弹耦合系统的非线性数学仿真,验证了以上结论的正确性。     

简易制导弹滚转控制研究

研究了鸭式布局简易制导弹的滚转控制方案,在对固定尾翼弹滚转控制进行分析的基础上提出了一种自适应式自旋尾翼设计方案,实现了可根据转速自适应改变尾翼滚转控制方式的结构布局。分析了自适应自旋尾翼自动解锁的原理与可行性,通过对固定尾翼与自旋尾翼滚转气动特性进行比较,表明了用鸭舵可实现对自旋尾翼弹滚转的有效控制。对全弹道进行了弹体转速的仿真计算,得到了理想的滚转控制性能。     

鸭舵位置参数对弹箭滚转特性的影响

采用数值模拟方法,研究了一尾翼固定的鸭式布局弹箭舵尾间距以及鸭舵安装位置对滚转特性的影响。分析了其流场特性与气动特性,结果显示,固定尾翼鸭式布局弹箭的舵尾间距对滚转控制特性有较大的影响,且舵尾间距越小,鸭舵下洗诱导尾翼产生反向滚转力矩越大,鸭舵滚转控制效率越低; 鸭舵安装位置对滚转特性亦有较大的影响,安装在圆柱段上较安装在圆锥段上,其滚转力矩系数在跨音速得到提升,在亚音速和低超音速都有所下降,超音速时几乎不变。     

基于固定鸭舵的弹道修正弹建模与仿真

针对固定鸭舵和弹体具有不同的滚转角速度,传统六自由度弹道模型不能有效描述修正弹的飞行状态的问题,为研究固定鸭舵弹道修正弹的弹道特性,将弹丸与修正组件分别作为2个独立刚体建立六自由度弹道模型,分析了两者的运动耦合关系,建立了可表示具有相对滚转向量的七自由度弹道模型。以某型旋转稳定弹为例,通过基于Simulink的弹道仿真,得到了攻角、侧滑角的变化曲线,仿真结果表明该模型能够描述弹丸的弹道特性。     

非定常非线性系统解耦控制理论及其在滚转导弹制导中的应用研究

本文研究了非定常非线性系统的解耦控制理论,该理论不仅将非定常非线性系统的输入和输出之间的交叉耦合关系化为一一对应关系,从而把非线性系统分解为若干子系统,而且将这些子系统同时化为线性子系统,实现了精确线性化。本文将该理论用于滚转导弹解耦制导的设计中,数字仿真表明所设计的制导系统不仅精度高,而且具有鲁棒性。该理论也可用于其它含有耦合的非定常非线性控制系统。     

考虑滚仰导引头寄生回路的旋转导弹驾驶仪稳定性设计

针对滚仰导引头寄生回路对旋转导弹动态稳定性影响的问题,建立滚仰导引头隔离度模型和旋转导弹的数学方程,推导分析导弹弹体旋转运动对控制系统的交叉耦合效应,研究自动驾驶仪增益系数与期望频率或阻尼的关系,解析出旋转导弹动态稳定性的充要条件。采用数学仿真方法分析不同条件下的旋转导弹动态稳定性,并得到旋转导弹稳定性与滚仰导引头隔离度的幅值、滚转率和自动驾驶仪设计等指标之间的定量关系。结果表明,旋转导弹自动驾驶仪设计频率的稳定区域与非旋转导弹相比明显变小,低旋转速度有利于减小滚仰导引头寄生回路对旋转导弹稳定性的影响。     

飞行器滚转尾翼设计

采用自由滚转尾翼技术是解决鸭式布局导弹横滚控制的有效途径,针对某试飞器助推飞行段需求,设计了一型滚转尾翼.试验结果表明,滚转尾翼设计合理,性能良好,成功用于飞行试验.     

激光寻的空地导弹制导控制方法

针对半主动激光寻的空地导弹的精确快速打击需求,提出一种基于测姿陀螺中制导与激光寻的末制导的空地导弹制导控制方法。分析激光寻的空地导弹的制导特性,在弹上仅安装陀螺仪条件下,分别对导弹俯仰、偏航、滚转3个通道构建不同的控制系统结构,通过倾斜稳定控制、姿态控制、比例导引控制以及程序控制的设计与有机结合,实现导弹弹体的稳定控制以及高概率目标截获,并对高精度激光启动照射时间的确定进行研究。飞行试验结果表明,采用该方法可实现激光寻的空地导弹的稳定控制,飞行所得弹道和弹体姿态结果与理论设计相吻合。     

近距格斗导弹发射分离安全分析

载机在大机动条件下发射近距格斗导弹的安全性是导弹发射系统研制中的重要问题。基于近距离格斗导弹发射系统,分析了导弹发射时影响载机安全的主要因素;建立了导弹在轨上运动和自主飞行2个阶段的运动学、动力学模型;通过对导弹气动特性、轨上运动、自主飞行和起控时间的仿真分析,提出了载机机动发射近距离格斗导弹的基本条件,以及载机安全发射近距格斗导弹应采取的措施。     

基于积分滑模的BTT导弹鲁棒反演控制律设计

针对不确定非线性强耦合BTT导弹的控制器设计问题,将滑模控制与反演控制思想相结合,在标称模型的基础上进行反演控制器设计.针对系统所存在的模型不确定性和外界干扰,增加一个积分滑模补偿器,提高系统的鲁棒性能.该方法通过合理地设计积分滑模面,保证系统初始状态处于滑模面上,消除了滑模到达阶段,从而有效地提高了系统的鲁棒性.仿真...     

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。     

直升机载空地导弹关键技术研究

旨在通过关键技术分析,预测直升机空地导弹的发展趋势和研究方向。首先概述了直升机载空地导弹的发展现状,然后重点分析了未来直升机载空地导弹在总体设计、制导体制、动力装置和目标毁伤等方面所采用的关键技术,最终提出了未来直升机载空地导弹的研究方向,为进一步的设计和论证工作提供了基本依据。     

防空导弹直接力和气动力复合控制方法

直接力和气动力复合控制是防空导弹对付高速机动目标、兼有反导能力以及发展为动能拦截弹的最现实有效的技术途径。文中对复合控制方法进行了综述,介绍了轨控方式和姿控方式两种典型的复合控制方法,分析了复合控制方法的优越性,并针对姿控式复合控制方法总结分析了其中主要关键技术及当今两种主流的复合控制系统设计方法,最后从工程应用的角度提出复合控制研究中需进一步解决的关键技术问题。