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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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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/气动力复合控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对两类不同的直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪结构。进行了鲁棒稳定性分析,分别给出不同结构复合控制系统的鲁棒稳定区间,即确保系统稳定前提下,直接力喷流机构应满足的约束条件;最后,对不同驾驶仪结构的鲁棒稳定性进行了对比分析。为直接力复合控制系统的设计提供了依据,具有较好的工程参考价值。 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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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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一种直接力/气动力复合控制自动驾驶仪的设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
文中基于直接力与气动力复合控制的导弹.提出了空气舵和直接力喷流装置同步工作的混合方式.建立了弹体模型.给出了一种自动驾驶仪的设计方法。自动驾驶仪具有传统的结构形式.内回路为阻尼回路.采用连续的控制方式;外回路为加速度控制回路,采用变结构控制率.以减小弹体参数摄动对输出加速度的影响。仿真结果表明.这种混合方式能够同时提高导弹的最大输出加速度和快速响应能力.自动驾驶仪具有良好的性能。 相似文献
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基于尾舵控制的导弹纵向自动驾驶仪开展线性二次型控制器设计,为消除系统的跟随误差,设计了最优反馈控制,并分析目标函数的权重对系统性能影响;仿真结果表明:在合理的选择目标函数的权重的情况下,线性二次型控制器具备良好的动态响应品质,且可以降低对控制量需求。 相似文献
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