导弹解耦控制方法综述

本文主要介绍近几年国内外应用于导弹控制系统解耦的各种方法,论述了基于现代控制理论的解耦控制方法如:动态逆、神经网络、滑模变结构、鲁棒控制等。对这些方法的优点与局限性进行了简要的总结。最后对这些解耦方法在导弹控制系统中的应用前景进行了展望。     

基于离线预测控制的旋转尾翼稳定弹解耦控制器设计

低速旋转尾翼稳定弹飞行过程中存在着气动交联、惯性交联和控制交联,为了实现稳定飞行,有必要进行解耦控制器设计。鉴于模型预测控制方法虽然具有较好的解耦能力和对建模精度要求不高的优点,但存在计算量大的问题,为此提出一种基于指令滤波器的离线模型预测控制方法。通过离线求解控制参数阵和在线查表应用的方式,将大量计算工作转为离线进行,以满足实时控制需求。将指令状态和系统输出跟踪误差积分引入预测模型中,充分利用被控对象和指令模型的动态特性,使得离线求解的控制参数阵能够较好地应对指令信号的变化。基于旋转尾翼稳定弹姿态控制进行仿真,对算法的有效性进行了验证,结果表明所设计的控制器能够确保飞行指令的稳定跟踪。     

旋转弹舵机控制滞后及其对策研究

针对旋转弹飞行过程中舵机控制滞后的难点,建立了控制滞后角的分析模型,重点研究了舵机、地磁陀螺和弹载计算机三方面导致滞后角的因素,给出了控制总滞后角计算方法.基于滞后与时间延迟的线性关系,提出了按滚转角速率补偿滞后角的算法,并进行了实验验证,实验结果表明其较好的解决了舵机控制滞后的问题,具有较高的工程应用价值.     

基于动态逆理论的自旋弹控制方法

针对自旋弹存在的非线性耦合特性,研究了以时标分离方法进行分段设计的动态逆理论解决途径.根据系统的变量快慢区分子系统,采取层叠结构设计控制器对分系统进行单独设计,并考虑实际应用中存在的具体实现问题,得到了过载驾驶仪控制器的基本结构.引入实际系统延迟及噪声等因素由dSpace与三轴转台进行了验证性试验,得出了具有工程应用价值的控制器设计方法.     

单通道控制旋转弹角运动的复分析方法

针对单通道控制旋转弹存在气动力不对称,无法直接采用解析方法分析其锥形运动稳定性的不足,研究了其角运动模型和角运动复分析方法.通过在系统矩阵的不对称气动力项中引入比例因子,构建了单对称μ系数模型和对应的复攻角运动模型,并利用复分析方法对无舵偏、固定舵偏及正弦式舵偏情况下的角运动特性进行解析求解.对比分析单通道控制旋转弹的...     

人工神经网络在解耦控制中的应用

针对强耦合带延时输入输出（MIMO）非线性离散系统难以实现解耦的问题,提出了用人工神经网络对未知非线性函数具有学习和逼近的能力,并与逆系统相结合,以构造逆系统函数来实现对不满足条件非线性离散系统线性化解耦。该人工神经网络系统由单个静态的神经网络和若干个时延因子构成,其神经网络仅用来逼近系统的静态函数,时延因子用来表征逆系统的动力学特征。这种逆系统可使系统结构简单,具有连好的动态性能,并以仿真实例给予了验证。     

一种改进的微型飞行器非线性动态逆解耦控制研究

针对微型飞行器在低雷诺数条件下具有明显的非线性、非定常及强耦合的特性,研究了一种改进的非线性动态逆与比例积分相结合的MAV非线性解耦控制方法。首先,应用奇异摄动理论对MAV进行时标分离,研究快、慢状态子系统的控制器设计;其次,将比例积分环节引入控制器中,以消除非线性对消误差带来的影响;最后,对系统进行了仿真验证,仿真结果表明非线性动态逆与比例积分结合的方法能够有效实现MAV的解耦控制,具有实用价值。     

空间拦截器非线性姿态系统的变结构解耦控制

空间拦截器的姿态控制系统是一个非线性系统,用通常的方法难以求得姿态稳定控制律。本文对姿态系统的模型进行适当处理后,用变结构解耦线性化的方法求得了一种精确的姿态控制律,最后通过了数值仿真检验。     

末敏弹旋转伞-弹系统阻力模型研究

采用末敏弹伞－弹系统４自由变质点弹道模型，深入分析了该系统在稳态和非稳态两种条件下运动规律的差异及形成的原因。针对末敏弹旋转扫描伞－弹系统的运动特点，提出一般条件下计算旋转扫描伞阻力系数的经验公式。     

变结构控制在制导航弹控制器设计中的应用

文中将极点配置法应用于制导航弹倾斜稳定控制器的设计中,求取系统的切换函数表达式,讨论了系统滑动模态对干扰和摄动的不变性,进而确定变结构控制规律,最后对设计结构进行了全数字仿真。     

基于磁阻传感器的旋转弹飞行姿态测量方法

在弹体旋转的情况下,角速度陀螺测试滚转角误差较大,飞行姿态测量精度低。文中提出一种基于磁阻传感器代替滚转角速率陀螺,测量滚转弹飞行姿态的方法。通过仿真,基于磁阻传感器测量的姿态角比用滚转角速度陀螺测量的姿态角的精度提高了至少10倍,验证了该方法的可行性,同时也证明了该方法具有较高的精度。由于磁阻传感器成本较低,该方法具有广泛的推广和应用价值。     

BTT导弹耦合通道控制系统的变结构解耦设计

倾斜转弯(BTT)导弹等飞行器由于气动外形不对称,以及存在较大的滚动速率,其各个通道之间存在强烈的耦合,自动驾驶仪的设计不能再采用传统三通道独立设计.文中设计了一种变结构控制的三通道独立设计的飞行器控制系统,保留三通道间的耦合因素,作为扰动,使得多变量对象成为带扰动的单变量对象,再分别设计理想滑动模态,设计各个通道的控制量.仿真结果表明这种针对耦合通道的三通道独立设计的控制方法,达到了解耦控制的目的,体现了变结构控制对扰动的鲁棒性.     

旋转稳定弹弹道计算模型及软件研究（一）——模型自动切换式旋转稳定弹弹道计算方法

阐述了旋转稳定弹弹道计算的长型自动切换方法，它使得扰动弹道计算速度比单纯使用刚体六自由度模型的计算速度快很多倍并保持相同的计算精度。     

旋转弹导航系统研究

旋转弹自转角速度大,由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用,提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。根据无陀螺的测量原理,充分利用多个加速度计的冗余输出信息构建自滤波系统,抑制GFMIMU角速度误差的快速发散。为克服GFMIMU长时间工作姿态角误差的积累,采用磁强计与其进行组合导航;从解算精度与实时性考虑,基于四元数描述建立了该组合寻航系统的状态方程和观测方程,并采用二阶插值滤波器进行信息融合。最后,对所设计的组合导航系统进行系统仿真,仿真结果验证了该系统设计方案的可行性。     

倾斜转弯导弹的分散自适应滑模解耦控制方案

针对倾斜转弯(BTT)导弹大迎角飞行状态下,3通道间较强的运动、气动、惯性耦合,提出了一种BTT导弹分散自适应滑模解耦控制方法。根据分散控制思想,将BTT导弹控制系统表示为由3个关联子系统组成的大系统。为每个子系统设计仅依赖局部测量信息的模型参考自适应滑模控制器。考虑到通道间关联的影响,设计协调回路并调整局部分散控制器的参数,保证大系统的全局渐近稳定同时实现解耦控制。自适应滑模控制器对建模不确定性、大迎角下的气动参数变化具有更强的适应性和鲁棒性。仿真结果表明,系统对机动指令的跟踪效果良好,满足BTT控制的要求。     

旋转输弹机振动响应分析

某型坦克自动装弹机的旋转输弹机在运行过程中的振动特性会影响输弹的稳定性,从而影响装填效果.通过分析旋转输弹机力学和数学模型,在对实际部件进行抽象和简化的基础上,运用ADAMS软件和MATALAB软件建立了机电联合仿真模型.实测1/4集中均匀载弹条件下药筒质心最大加速度、最大振幅和最大速度与仿真试验数据对比,其相对误差在允许范围内,验证了模型的正确性.通过对旋转输弹机在不同载弹条件下的振动特性仿真试验分析,得到了在不同载弹状态下的振动响应特性,从而对自动装弹机故障检测和改进设计提供参考.     

自适应解耦控制方法的研究

设计了一种改进的自适应解耦控制方法,即采用修正的RLS算法辨识系统线性部分的模型,用神经网络来逼近通道间的耦合、非线性及未建模动态项,进而增强了自适应控制的精度和鲁棒性。该方法能解决不确定性系统的多变量耦合问题。最后,给出了该算法的实现步骤及仿真结果,表明该方法是可行的。     

气动力/直接力解耦控制方法

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。     

一类滚转弹的补偿解耦方法

由滚转产生的舵机空间耦合传递函数得出控制力矩偏转角;按动态特性差异分别分析了马格努斯力矩、陀螺力矩,得出了弹体稳态情况下的响应力矩角偏差,对控制力矩偏转角度进行了指令补偿解耦,可以获得期望的控制效果.研究表明,引入阻尼回路补偿可以大大削弱陀螺效应产生的快速振荡现象,结合稳态解耦方法可以达到较好的控制精度.     

一种新型旋转存储供弹系统的研究

针对小口径高炮存储供弹系统携弹数量受限、供弹阻力大及供弹线路长等问题,提出了一种新型旋转存储供弹系统。该系统采用4个独立小弹仓组成的存储弹箱对供弹系统进行旋转供弹,大大缩短了供弹线路,减小了供弹阻力。通过合理匹配旋转供弹时间达到安全可靠的旋转供弹。该供弹系统结构设计简单紧凑,控制操作方便,运行可靠,不但满足火炮全程高射速情况下输弹动作平稳,拖弹阻力小,而且操作维修方便,能有效解决目前小口径高炮存储供弹系统的难题。