数字式姿态控制系统的离散变结构控制

随着数字计算机的发展，数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统当中。文中针对数字式导弹姿态控制系统，通过对离散变结构控制的研究，提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法，设计了变结构控制律。该变结构控制律在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时，有效地抑制了传统变结构控制的抖振现象。仿真结果验证了文中方法的有效性。     

模糊滑模控制在数字式导弹姿态控制系统中的应用

随着数字计算机的发展，数字式控制器已成功地应用于导弹姿态控制系统中。文中针对数字式导弹姿态控制系统，将模糊控制与传统的滑模控制相结合，提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法，并设计了变结构控制律。该方法在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时，还有效地抑制了抖振现象。仿真结果验证了方法的有效性。     

基于改进趋近律的模糊自适应滑模控制的导弹姿态控制系统

针对导弹姿态控制系统的参数具有时变性和不确定性的特点,设计了一种具有指数趋近律的变结构控制器.为克服常规指数趋近律的抖动现象,提出了一种改进的算法.同时,针对姿态控制系统的不确定项,利用模糊逻辑系统设计切换控制项来克服其对系统的影响.结果表明,该控制器在导弹姿态控制系统中的仿真效果较为满意.     

数字式导弹姿态控制系统的变结构控制

针对数字式导弹姿态控制系统,通过对离散变结构控制的研究,提出了一种姿态控制系统的离散变结构控制方法,设计了变结构控制律。该变结构控制律在实现姿态控制系统鲁棒控制的同时,有效地抑制了传统变结构控制的抖振现象。仿真结果验证了本文方法的有效性。     

模糊控制在飞航导弹自动控制系统中的应用

研究模糊控制在飞航导弹自动控制系统中的应用，首先对自动控制系统的整体结构进行分析，然后在导弹姿态控制回路中应用模糊控制理论设计模糊控制器，用于对导弹姿态运动实施控制，进而设计仿真模型，通过仿真实验展示该控制器良好的品质，验证设计的正确性及将模糊控制理论应用于飞航导弹自动控制中的可行性和有效性，为模糊控制与导弹传统控制及其它非线性控制理论相结合，以进一步提高导弹控制系统性能奠定基础。     

基于反演法的导弹姿态控制律设计

提出一种应用反演法来设计导弹的姿态控制律,该控制律能够提高非线性系统的鲁棒性。在设计过程中,首先介绍了反演设计方法从第1步到第n步的设计步骤;然后,将导弹姿态角度作为提出的姿态控制律的控制对象,并根据给定的俯仰角、偏航角和滚转角作为参考信号,得到相应的舵偏输入,使导弹能够按照给定姿态角度确定的轨迹飞行;最后非线性仿真结果证明该控制律的设计可行。     

导弹控制系统半实物仿真研究与适配器设计

文章阐述了导弹控制系统半实物仿真和实时仿真原理;介绍了半实物仿真适配器的电路设计思想,并创建了导弹控制系统半实物仿真平台;实时性是半实物仿真的一个重要特征,文中从实时积分算法、仿真步长和控制周期的选取等方面详细地阐述了半实物仿真系统的实时性要求.     

模糊指数型终端滑模控制的模型参考控制及其在导弹姿态控制系统中的应用

针对导弹姿态控制系统具有不确定性和时变性的特点,同时为保证系统状态能在有限时间内收敛到状态原点,在研究了不确定多变量指数型终端滑模控制的基础上,给出并证明了其模型参考控制的控制律特性.为克服不确定性给系统造成的抖动现象,参考模糊控制的优点,设计了模糊补偿控制以消除这种抖动.最后将所设计的控制律在导弹姿态控制系统中做了仿真应用,结果表明,所设计的控制器性能满足要求,控制效果满意.     

模糊自适应调整趋近律的导弹姿态滑模控制系统设计

将模糊控制理论与滑模变结构控制相结合,给出一种在模糊自适应调整下的滑模变结构控制方法。该方法在保持常规滑模变结构控制鲁棒性和自适应性的同时,有效削弱了滑模变结构控制产生的抖振。在给定参数设置的情况下,将该方法应用到某导弹俯仰通道姿态控制系统进行仿真,仿真结果表明系统具有较快的响应速度和较强的鲁棒性,同时有效削弱了滑动模态切换引起的抖振,验证了该方法的有效性。     

导弹姿态控制系统的分布式仿真方案研究

以某型导弹为研究对象,简要介绍了导弹姿态控制系统的功能及组成部分.仿真试验是武器研制过程中一项重要的内容,是对导弹武器控制系统性能指标全面准确的验证;本文介绍了分布交互仿真方法、仿真硬件CAN总线和嵌入式计算机PC/104以及硬件的典型特点,并且给出了一种基于总线的导弹姿态控制系统的分布式仿真方案.     

基于地磁传感器与陀螺仪的姿态测量法

姿态测量系统是火箭弹简易制导领域不可或缺的一部分。文中基于地磁传感器与MEMS陀螺仪的姿态测量系统,对传统单点姿态测量方法进行了研究与改进。以MEMS陀螺仪解算所得的偏航角作为三轴地磁传感器输入,推导了姿态角测量方法。针对姿态测量方法,设计了三轴地磁传感器姿态测量模块,在三轴旋转平台上进行了半实物仿真实验。实验结果表明,改进后的方法可以满足火箭弹姿态解算,提高了姿态角解算精度。     

抗干扰弹载地磁测姿系统设计

实时准确的弹丸姿态测试是实现高速旋转弹丸正确修正的关键技术。受弹丸高转速、发射时高过载及全天候使用等因素的限制,地磁测量弹体姿态成为解决该关键问题的唯一途径。根据地磁场基本特性、磁阻传感器测量姿态的基本原理,建立了飞行过程中实时解算弹体姿态的简化模型。针对弹体剩磁、舵机干扰等众多影响磁传感器准确测量的问题,设计了抗干扰的弹载地磁测姿系统。为了评估地磁测量弹体转速和滚转角的精度,与基于光敏器件和太阳方位角的绝对滚转角测量系统同时进行飞行试验,通过飞行试验验证,所设计的抗干扰系统有效地减小了弹体剩磁和舵机干扰的影响,基于地磁信息解算出的滚转角速率与光敏器件测量得到的绝对滚转角速率误差在0.5 Hz,解算出的滚转角度误差为6°,符合工程应用的要求。     

考虑导弹速度变化的攻击时间和攻击角度控制滑模制导律

为了解决导弹速度变化时对攻击时间和攻击角度的控制问题,提出了一种基于成型理论和非奇异终端滑模理论的攻击时间和攻击角度控制制导律,并证明了该制导律的Lyapunov稳定性。以弹目相对运动关系为基础,将导弹速度变化的制导律问题转化为导弹速度恒定的制导律问题。利用成型理论构造视线角多项式,通过数值方法计算其系数,得到了满足攻击时间和攻击角度约束的理想视线角表达式。基于非奇异终端滑模理论设计了导弹法向加速度,使导弹实际视线角按照理想视线角变化,实现了攻击时间和攻击角度控制。不同条件下的数值仿真结果验证了所设计制导律的有效性。     

机动目标拦截含攻击角约束的新型滑模制导律

针对导弹带有攻击角约束的机动目标拦截问题,结合积分滑模和全局滑模控制方法的优点,设计了一种全新的导弹滑模制导律(SMGL)。在纵向平面内建立考虑攻击角约束的弹目相对运动方程。采用一种新的非线性饱和函数来构造积分滑模面中的积分项,提出了一种新型的非线性全局积分滑模控制方法,解决了传统积分滑模控制中系统暂态性能恶化的问题,降低了系统的稳态误差,保证导弹在有限时间内以更理想的攻击角命中目标,同时使导弹在整个拦截过程中具有很强的鲁棒性。采用动态面控制方法设计了考虑攻击角约束和自动驾驶仪动态特性的导弹全局非线性积分SMGL,基于Lyapunov稳定性准则证明了闭环系统所有状态最终一致有界。与传统线性积分SMGL和偏置比例导引律进行仿真对比,仿真结果验证了全局非线性积分SMGL的有效性和优越性。     

基于地面坐标系偏置法的导弹制导半实物仿真目标模拟能力拓展方法

针对在导弹制导半实物仿真试验中目标模拟能力受阵列视场角范围限制的问题,引入虚拟地面坐标系,将原本与实验室坐标系重合的地面坐标系偏置后进行半实物仿真试验。详细推导了转台姿态和阵列上目标辐射位置的变换方法,给出了地面坐标系偏置角度的确定原则,并针对地面坐标系只在方位上进行旋转的情形进行了讨论。仿真结果表明,应用地面坐标系偏置法可突破阵列视场角范围对目标角位置模拟的限制,有效的拓展了导弹制导半实物仿真系统的目标模拟能力。     

带末端落角约束的变结构导引律

使被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下，以较小的俯冲过载和最佳攻击姿态精确命中目标。采用带落角约束的变结构导引律，对弹目距离及距离变化率进行估计，克服被动寻的导弹不能测距的约束，同时使切换开关增益随时间自适应变化以减小俯冲过载，利用某型在研被动寻的导弹的气动参数，对此变结构导引律进行了数学仿真，仿真结果表明，在较低的平飞弹道约束条件下及过载要求范围内，该导引律能以期望落角命中静止与机动的坦克目标，对弹目距离变化率及距离的较大估计误差具有较强的鲁棒性。     

基于反步法和非线性动态逆的无人机三维航路跟踪制导控制

为实现无人机在大范围内稳定、精确地跟踪三维参考航路,基于制导与控制回路独立设计的思路,提出了一种无人机三维航路跟踪制导控制方法。在制导外环,引入沿参考航路飞行的虚拟无人机作为向导并利用反步法设计三维航路跟踪的非线性制导律;在控制内环,以非线性动态逆理论和奇异摄动理论为基础,设计由机动指令生成器、角度转换器、慢回路姿态控制器和快回路角速度控制器所组成的飞行控制模块,对制导外环给出的制导指令进行快速精确地跟踪。基于Lyapunov稳定性理论证明了无人机航路跟踪制导控制方法的稳定性。通过对比分析无人机6自由度模型下的三维航路跟踪仿真,说明所提出的制导控制方法能够使得无人机精确地跟踪参考航路,从而验证了该方法的有效性、合理性。     

风载荷对舰载导弹出筒影响的仿真

针对舰载导弹垂直冷发射装置位于甲板之下容易忽略所受风载荷作用的问题,对风载荷对舰载导弹出筒 影响进行仿真研究。分析高海情条件下导弹出筒后所受风载荷作用特点,建立风载荷模型,根据导弹的出筒状态将 风载荷等效为变力矩和恒力的作用,用3 维建模软件Solidworks 构建发射模型,并导入到ADAMS 软件中进行模型 参数和约束条件的设定,聚焦导弹出筒的水平、弹射高度偏差以及姿态角3 个影响指标,对无风和有风情况下导弹 发射出筒进行仿真。仿真结果表明：风载荷对导弹出筒轨迹水平方向产生的位移影响较明显,对导弹姿态角和弹射 高度的影响较小。该研究对实际工作具有较好的指导作用。     

考虑攻击角约束和输入饱和的制导控制一体化设计

针对攻击角度约束和执行机构因物理约束导致控制输入饱和的问题,提出了一种带攻击角度约束和输入饱和的制导控制一体化设计方法。建立了带攻击角度约束的制导控制一体化三通道独立设计模型,采用扩张状态观测器估计和补偿模型误差和通道间的耦合关系。在此基础上,采用终端滑模控制和反演控制,对制导控制系统进行一体化设计,并引入Nussbaum函数和一个辅助系统处理输入饱和问题。通过导弹六自由度仿真验证了所提制导控制一体化算法的有效性,制导精度和角度约束精度比现有制导控制一体化算法更高,且制导控制效果更好。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。