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气动力/直接力解耦控制方法 总被引:1,自引:1,他引:0
采用气动力/直接力复合控制是未来的空空导弹提高控制系统快速性,改善导弹制导性能的重要手段之一。直接力的使用方式有两类,力操纵型和力矩操纵型。由于空气舵和直接力操纵所引起的弹体的旋转运动,力矩操纵型复合控制存在着严重的动力学耦合,使控制器的设计变得非常复杂。本文探讨了气动力/直接力复合控制的一种解耦控制方法。 相似文献
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气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪设计研究 总被引:3,自引:0,他引:3
直接力控制是提高导弹末端机动过载和快速响应能力的关键技术之一,采用气动力/直接力复合控制能有效地减小导弹在攻击高空目标时因空气舵效率下降而造成的脱靶。本文提出了三种不同的气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构,分别对三种不同复合控制器结构进行了设计与仿真,验证了复合控制导弹的性能,并对三种不同的控制器结构进行了对比分析,为气动力/直接力复合控制器设计提供了理论依据。 相似文献
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直接力控制是提高导弹末端机动过载和快速响应能力的关键技术之一,采用气动力/直接力复合控制能有效地减小导弹在攻击高空目标时因空气舵效率下降而造成的脱靶.本文提出了三种不同的气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构,分别对三种不同复合控制器结构进行了设计与仿真,验证了复合控制导弹的性能,并对三种不同的控制器结构进行了对比分析,为气动力/直接力复合控制器设计提供了理论依据. 相似文献
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基于质量矩控制机理的导弹飞行姿态变化的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
导弹质量矩机动控制通过改变导弹的质心,利用气动配平力矩改变弹体飞行姿态和攻角,从而实现导弹机动控制。在导弹高速飞行时,它克服了气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端。本文详细推导了基于变质心控制导弹的非线性动力学方程,深入分析导弹在纵向平面内姿态变化情况,并研究了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素,指出针对不旋转弹体的控制策略,为进一步设计导弹控制系统奠定基础。 相似文献
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远程地空导弹直接力/气动力复合控制技术研究 总被引:5,自引:0,他引:5
以某型远程地空导弹为背景,研究了以姿控发动机作为执行机构下导弹的姿态控制问题。通过研究姿控发动机控制机理,利用极点的配置分别设计了直接侧向力控制方案和直接力/气动力复合控制方案。仿真表明两种方案都可以实现导弹的大角度机动,实现姿态的稳定,并且可以抵抗通道间的耦合影响;直接力/气动力复合控制比直接侧向力控制具有更高的精度。 相似文献
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一种气动力/直接力复合控制导弹的直接力引入时机设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
在末制导段,引入直接力控制,使得基于气动力/直接力复合控制的导弹获得更好的机动能力和响应速度。文中基于广泛应用的比例导引律,对目标机动与导引指令信号进行分析,提出了一种直接力引入时机的设计方法。通过数字仿真,验证了文中提出的设计方法能够有效地解决直接力引入时机问题,且易于工程应用。 相似文献
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空空导弹鲁棒动态逆非线性驾驶仪设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对具有反作用射流和推力矢量导弹的非线性和参数不确定性严重的特点。提出一种鲁棒变结构动态逆控制方法。首先应用动态逆控制对被控对象近似线性化,再通过变结构原理分析模型不确定和外部干扰情况下系统的鲁棒性,在考虑导弹各个环节非理想因素的情况下,针对某型导弹进行了全耦合状态下三通道联合仿真,证明了方法的有效性。 相似文献
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喷管对脉冲爆轰发动机爆轰噪声影响的实验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
喷管不但可以增加脉冲爆轰发动机推力,而且对脉冲爆轰发动机噪声的形成与传播也具有重要作用。为探索脉冲爆轰发动机爆轰噪声形成机理及控制技术,搭建了脉冲爆轰发动机噪声测试实验系统,在不同位置不同角度对3种不同类型喷管的脉冲爆轰发动机爆轰噪声特性进行了研究。研究结果表明,收敛扩张喷管对于减小脉冲爆轰发动机爆轰噪声幅值作用最为明显,在0°方向3 000 mm处可以达到77.13%的降幅;对于收敛喷管,收敛角度越大指向性越明显,而扩张和收敛扩张喷管的喷管出口面积越大指向性越不明显;喉部直径48 mm的收敛扩张喷管与管口直径280 mm和320 mm的扩张喷管对参考半径影响最为显著,参考半径由1 600 mm减小至800 mm. 研究结果对于爆轰噪声机理研究以及脉冲爆轰发动机工程化应用具有重要参考意义。 相似文献
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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. 相似文献