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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。 相似文献
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以某新型反坦克导弹为研究对象,分析了转弯过程中弹体滚转对偏航通道的马格努斯效应,探讨了在复合联动舵机的快速响应条件下,弹体快速准确完成初始段转弯、全方位飞行的垂直发射的理论与工程方法。建立了导弹的全方位发射制导控制模型,并设计了基于极小值原理的弹体最优滚转角控制律;考虑弹体与舵机约束,提出了一种适用于工程实际的弹体滚转角控制函数优化模型。仿真结果表明,在保证导弹姿态稳定所需时间基础上,弹体能以较快的速度按照所设计的滚转角控制律完成全方位滚转,实现了导弹在空中自主完成全方位发射所需的弹体滚转。 相似文献
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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。 相似文献
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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。 相似文献
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旋转稳定二维修正弹鸭舵法向力计算模型研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究修正组件滚转条件下二维修正弹鸭舵的法向气动力非线性规律,建立了鸭舵坐标系,考虑弹丸攻角、舵偏角、弹丸运动和迎风区与背风区等影响因素,采用多元泰勒展开理论,建立了动态鸭舵法向力计算模型; 采用数值计算分析了不同攻角、舵偏角组合的鸭舵法向力特性,得到了不同舵偏角下鸭舵法向力随攻角的变化规律,分析了滚转条件下舵偏角和攻角对4个鸭舵法向力系数的影响规律。结果表明:鸭舵法向力计算模型的计算结果与数值计算结果吻合较好,该模型为二维修正弹的气动力计算提供了参考。 相似文献
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鸭式布局双旋稳定弹强迫运动理论研究 总被引:7,自引:3,他引:4
为深入理解鸭式布局双旋稳定弹的动力学特性,对前体鸭舵周期性干扰引起的强迫运动进行了理论研究。建立一个简化七自由度飞行动力学模型,利用双旋稳定弹的横向运动方程组,在小攻角条件下推导出线性攻角运动模型,得到周期性舵控作用强迫项对应特解的具体表达式。通过对攻角快、慢圆运动角频率及强迫振幅变化特性在不同条件下的仿真分析,讨论该强迫运动的共振条件,分析舵面偏转角、舵面位置和极转动惯量比对共振幅值的影响。对大攻角条件下的前体转速闭锁问题进行初步分析,导出了该弹发生转速闭锁的稳定方位角及临界攻角表达式。 相似文献
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二维弹道修正引信实现弹道修正的前提是对头部翼面部分转速进行控制。基于155 mm 固定翼双旋弹二维弹道修正引信平台,分别对双旋环境下弹体和翼面的转速特性进行了分析。建立翼面作用下双旋弹丸运动模型,采用计算流体力学软件对二维弹道修正引信进行数值模拟,计算得到了翼面各项气动力参数;通过对二维弹道修正滚转通道动力学方程展开分析,以弹丸和头部翼面部分转动惯量为基础,综合分析了翼面转动惯量、摩擦力矩、翼面滚转阻尼力矩和翼面导转力矩对全弹道转速、落点、横向偏差、攻角的影响;在转速控制基础上对155 mm 固定翼二维弹道修正引信修正能力进行了评估。研究结果表明:二维弹道修正引信导转翼面角度取5.0°~5.5°、修正翼面角度取8°~9°时可以满足控制所需的平衡转速和修正能力要求;双旋转速仿真结果可以反映弹道修正引信、精确制导组件等双旋弹丸的转速特性,为此类双旋弹丸翼面部分设计提供了理论依据。 相似文献
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为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。 相似文献
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固定翼双旋弹动力学特性分析 总被引:10,自引:5,他引:5
固定翼双旋弹作为一种特殊的弹道修正弹,在飞行过程中其前体弹道修正引信(CCF)和后体以不同转速绕弹轴旋转。根据固定翼双旋弹气动不对称的特性,推导出固定翼双旋弹的动力学模型,经过模型简化,得到其非齐次角运动方程,根据这个角运动方程对角运动特性和飞行稳定性进行了分析。结果显示:当CCF转速固定时,转速的大小和滚转的方向都会影响弹体的角运动特性,由于弹体的共振,不合理的转速可能引起角运动的不稳定;当CCF转角固定时,弹体可以获得与CCF的鸭翼安装角近似呈正比的弹道修正能力。对固定翼双旋弹的飞行稳定性判据进行了研究,飞行稳定性判据为固定翼双旋弹前后体转速和初始射角的设计提供了参考。 相似文献