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对于寻的制导导弹来说,弹体气动力特性是整个闭环控制系统的一部分。而为了使所设计的自动驾驶仪性能满足要求,必须对弹体气动力特性进行约束。文中首先分析了在无捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性的约束条件;进而讨论了在带有捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性约束情况,并通过仿真验证了这种约束的合理性。 相似文献
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杨军 《战术导弹控制技术》1996,(1):12-15
本文将多变量参数空间方法用于空空倾斜转弯自动驾驶仪的设计中,受导弹飞行条件变化和空气动力特性的影响,描述其偏航/滚动动力学特性的参数具有不确定性。因而使用常规的设计方法设计导弹的自动驾驶仪有较大困难本文给出一种新的多变量参数空间方法,可以直接用于多变量参数不确定系统的控制器设计中,以EMRAAT导弹为例,用多变量参数空间方法完成了导弹倾斜转弯自动驾驶仪设计,计算结果表明设计是成功的。 相似文献
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莫明岗 《战术导弹控制技术》2003,(1):54-57
惯导系统是导弹控制部分的核心部件,其抗干扰设计是关键环节之一,本文从自动驾驶仪制导计算机的硬件、软件以及看门狗等方面,给出了抗干扰的措施,使导弹控制系统更可靠地工作。 相似文献
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介绍了用两个挠性陀螺和两个挠性加速度计构成的速率捷联惯导系统的基本原理,以及将速率捷联惯导系统应用于反舰导弹的控制系统方案。进行了稳定回路和自动导引系统的设计。在参考自动驾驶仪控制方案的基础上,给出了稳定回路的控制规律和自动导引系统的导引规律,并说明了用计算机实现前置比例导引规律的方法。 相似文献
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导弹线性分式变换模型及其在Hoo增益调度自动驾驶仪设计中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
釆用图形法建立了导弹线性分式变换(LFT)模型,将导弹动カ学明确描述为确定性与不确定性两部分,构造了线性参数时变(LPV)/μ控制结构,运用D-K-D迭代算法设计了导弹H∞增益调度自动驾驶仪。LPV/μ控制技术明确考虑了导弹的时变特性,设计生成的控制器能够在导弹飞行过程中自动进行参数调节,适应导弹动力学特性的变化,从而稳定自动驾驶仪的动カ学特性。_仿真结果表明:建立的线性分式变换模型能够准确描述导弹的动力学特性,同时所设计的H00增益调度自动驾驶仪的动力学特性基本与导弹飞行条件的变化无关。 相似文献
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惯导系统是导弹控制部分的核心部件,其抗干扰设计是关键环节之一.本文从自动驾驶仪制导计算机的硬件、软件以及看门狗等方面,给出了抗干扰的措施,使导弹控制系统更可靠地工作. 相似文献
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本文介绍了利用GPS连续定位功能测定反舰导弹飞行过程中的动态位置信息,为使用自动驾驶仪控制飞行的反舰导弹提供侧向偏移信号,通过PID调节器将此信号反以航向控制电路,对导弹航向进行修正。从而实现对此类导弹的侧向质心控制,提高导弹的抗干扰能力和控制精度,仿真结果表明这种方法对非惯导类导弹有明显效果。 相似文献
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研究了有关鲁棒的多变量自动驾驶仪的设计问题。首先介绍了标准的普棒控制设计方法,并用自动驾驶仪设计问题于以说明。该设计方法涉及导弹指令跟踪、模型参数变化、操纵机构动力学、弹性动力学和寄生反馈影响等研究问题。然后完成了哈夫达什Ⅱ导弹系统三种鲁棒性自动驾驶仪设计。控制器是用广义哈米尔顿方法来设计解决的。广义哈米尔顿方法是利用系统设计方案、数据结构及求解算法结构相同的,统一成一体化的一类普棒设计方法。仿真结果表明,这种设计方法对运动学和惯性耦合及气动力参数变化获得了良好的响应特性。 相似文献
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李新纯 《战术导弹控制技术》2003,(4):7-12
论述了一种空舰导弹激光捷联惯导系统空中动基座对准方案,进行了方案设计,包括传递对准的原理和方法,以及水平对准和调平设计,重点是方位直接装订、水平速度传递对准。该方案对中近程空射战术导弹惯导系统的应用具有较强的工程性。 相似文献
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一种捷平式数字角信息处理系统 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍一种用于空空导弹主动雷达导引头的捷联式数字角度信息处理系统。这种系统统由捷联模块、稳定模块、自主模块、遥控模块和跟踪模块组成,可以完成“自主惯导-指仿修正-主动寻的”复合制导过程中的角信息处理。为探索天线平台和驾驶仪平台的一体化设计作了先期研究。 相似文献
16.
基于反馈线性化理论的BTT导弹自动驾驶仪设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
基于反馈线性化理论和简化的BTT导弹控制设计模型,在一定的假设条件下,提出了一种不存在零动力学的BTT导弹自动驾驶仪基本设计方法,该方法基于导弹动力学系数的名义值,适合于控制导弹作全空域飞行。仿真研究结果进一步验证了本文方法的正确性与有效性。 相似文献
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捷联惯导系统振动耦合特性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
建立了采用整体减振措施的捷联式惯导系统的空间振动动力学方程,从理论上详细讨论了振动耦合的不同形式及其原因,可为捷联式惯导系统的误差分析和减振系统的设计提供有效的指导。 相似文献
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基于自适应控制理论的自动驾驶仪设计 总被引:1,自引:0,他引:1
由于导弹在飞行过程中弹体参数变化剧烈,所以基于自适应控制理论来设计自动驾驶仪是一种很好的解决方案。针对某型导弹,本文采用在经典控制系统的基础上引入自适应控制器的方法,应用模型参考自适应控制理论设计了一种导弹自动驾驶仪。在分析了导弹原经典自动驾驶仪的结构、动态特性及其控制系统设计要求的基础上,确立了自适应控制器的被控对象和参考模型,然后利用李雅普诺夫第二法推导了自适应控制规律。最后选取了几个典型气动特征点进行数学仿真研究,结果表明所设计的控制系统能够达到良好的性能指标,具有很强的鲁棒性。由此可见,在导弹控制系统中采用自适应方案是合理有效的。 相似文献