战术导弹三回路过载驾驶仪时频特性分析

基于小扰动线性化的纵向弹体控制模型,研究了三回路驾驶仪及其新弹体的结构、快速性、鲁棒性以及对静不稳定弹体的增稳能力,建立并分析了驾驶仪的无量纲模型,针对三回路驾驶仪提出了一种新的设计思路。研究结果表明:阻尼回路新弹体增稳能力和鲁棒性较弱;增稳回路新弹体具有良好的鲁棒性和增稳能力但响应速度较慢;三回路驾驶仪通过设计一个远离开环弹体频率的一阶主导极点和一对阻尼合适的高频极点,使系统具备较好的快速性、稳定性和鲁棒性。     

两回路驾驶仪加速度计杠杆效应研究

基于极点配置设计的两回路驾驶仪,分别从快速性和稳定性角度分析了加速度计杠杆效应对驾驶仪性能的影响,且借助根轨迹和反馈分析等方法阐明了影响机理。从快速性角度分析,发现正杠杆效应可大幅减缓驾驶仪无阻尼自振频率随开环增益的增大趋势,使得在工程舵机允许频带内两回路驾驶仪不通过在前向通道引入校正网络可实现高增益;从稳定性角度分析,发现正杠杆效应可提高驾驶仪整个反馈回路的相位裕度。因此,工程上可根据设计需要采用加速度计前置的手段来改善导弹控制系统的快速性或稳定性。最后,借助仿真实例验证了分析结论的正确性。基于极点配置设计的两回路驾驶仪,分别从快速性和稳定性角度分析了加速度计杠杆效应对驾驶仪性能的影响,且借助根轨迹和反馈分析等方法阐明了影响机理。从快速性角度分析,发现正杠杆效应可大幅减缓驾驶仪无阻尼自振频率随开环增益的增大趋势,使得在工程舵机允许频带内两回路驾驶仪不通过在前向通道引入校正网络可实现高增益;从稳定性角度分析,发现正杠杆效应可提高驾驶仪整个反馈回路的相位裕度。因此,工程上可根据设计需要采用加速度计前置的手段来改善导弹控制系统的快速性或稳定性。最后,借助仿真实例验证了分析结论的正确性。     

采用奇异摄动裕度的三回路自动驾驶仪设计

针对传统三回路自动驾驶仪在工程应用中对开环穿越频率约束不足的问题,设计了一种使用 奇异摄动裕度的三回路自动驾驶仪方法。该方法将奇异摄动裕度信息引入三回路自动驾驶仪中,对自动驾驶仪进行开环穿越频率极点设计和预测校正,使三回路自动驾驶仪能够有效地对开环穿越频率进行约束,不再依赖于控制系统的闭环自振频率,同时计算得到的奇异摄动值可有效地反映控制系统性能。试验结果分析证明,采用奇异摄动裕度的三回路自动驾驶仪克服了传统设计方法的缺点,对产生的干扰能够有效快速地进行抑制,并能通过奇异摄动值准确地反映控制系统工作效果。     

奇异摄动理论在倾斜转弯导弹自动驾驶仪设计中的应用

ＢＴＴ导弹协调转弯自动驾驶仪的综合问题，因弹体动力学的交叉耦合和具有不确定参数而变得十分复杂。本文用奇异摄动理论和控制舵面解耦技术，将多变量系统简化成单变量系统，并用极点配置理论设计了协调转弯自动驾驶仪。对设计的系统进行数字仿真，证实了方法的正确性。     

战术导弹GPS制导控制系统设计

建立了某战术地地导弹纵向运动模型,采用带有状态约束的极点配置方法设计了过载自动驾驶仪,分析了制导回路特点,分析了用GPS实现比例导引的可行性,指出过载闭环的必要性。研究了制导指令更新频率、GPS定位误差对制导系统过载、脱靶量的影响。研究结果表明增加末导时间能够消除GPS更新频率和定位误差对制导回路的影响,为某导弹制导控制系统设计提供依据。     

基于最优控制的自动驾驶仪结构研究

基于最优控制的方法研究了自动驾驶仪的设计,并建立起导弹纵向自动驾驶仪经典控制设计和最优控制设计之间的联系。文中主要研究不同三回路驾驶仪结构,并最终基于鲁棒性找出最优的结构。通过基于最优控制的理论研究可以得知,不同的三回路驾驶仪结构,在相同性能的最优控制下可得到等价的闭环响应,但却具有不同的开环特性。     

惯性基准自适应自动驾驶仪的一种设计方法

给出了一种利用战术导弹惯性系统提供的导弹速度和高度，实时进行极点配置调整自动驾驶仪回路增益的自适应算法。这种方法可避免利用频率特性或根轨迹选取自动驾驶仪回路增益，再把回路增益作为高度、速度的函数造表的繁琐工作，并且在任何时刻都能满足极点配置的要求。而适当的极点配置又等价于０到∞二次型积分性能指标的最优控制。这种算法对于静稳定或静不稳定的弹体特性都适用。     

捷联惯导寻的导弹自动驾驶仪特性对气动力设计的约束

对于寻的制导导弹来说,弹体气动力特性是整个闭环控制系统的一部分。而为了使所设计的自动驾驶仪性能满足要求,必须对弹体气动力特性进行约束。文中首先分析了在无捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性的约束条件;进而讨论了在带有捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性约束情况,并通过仿真验证了这种约束的合理性。     

自动驾驶仪神经网络控制的HLA仿真研究

在对空空导弹自动驾驶仪各功能模块需求和能力分析的基础上,以组件的重用和可扩展为目标,运用HLA技术划分各联邦成员,成功组建神经网络自动驾驶仪分布式仿真系统。设计过程中的关键技术如对FOM/SOM设计和Simulink模型代码转换分别做了研究,给出了基于Matlab/Simulink所建立的空空导弹自动驾驶仪神经网络控制算法与HLA集成的一个工程样例。     

采用经典与现代控制技术综合设计导弹自动驾驶仪的方法

现在,已经把状态空间线性化、根方轨迹、极点配置和应用二次性能指标的参s数最优化等现代控制技术结合到导弹自动驾驶仪的设计方法中去了。这些技术在一个有实际约束条件的再入飞行器的滚动-偏航通道中得到了应用。多路非相关根方轨迹的特性能够快速选择一个初始的控制器。用这种方法设计的自动驾驶仪与用经典技术设计的自动驾驶仪进行了比较。据信,采用把两种技术结合在一起的方法大大节省了设计时间,其原因是这种方法能够给出选择一个最能满足矛盾的技术条件的控制器所需要的综合数据。     

寻的导弹数字化制导回路分析

随着寻的导弹数字化及快速性的提高,非线性因素及弹体-导引头耦合特性增加,传统的导引头、制导及自动驾驶仪回路独立设计方法由于缺乏子系统之间的协调性,制导回路闭合后带来了诸多问题.以一体化数字制导回路为分析对象,从制导回路稳定性分析、快速性设计及数字采样3个方面分析了制导匹配性约束.分析结论指出,弹体-导引头耦合、数字化控...     

导弹自动驾驶仪的专家系统

为缩短导弹自动驾驶仪故障诊断时间，提高快速保障能力，研制了导弹自动驾驶仪专家系统．介绍了专家系统的功用、组成和工作原理．建立了驾驶仪故障树和故障诊断流程，设计了导弹自动驾驶仪故障分析软件，分析了与自动化测试设备软件的兼容性．     

基于切换增益变结构控制的导弹自动驾驶仪设计

为了提高经典三回路自动驾驶仪的性能,对采用尾舵控制的弹体对象设计了切换增益变结构控制自动驾驶仪.采用切换增益变结构控制的闭环响应特性对弹体参数的变化不敏感.控制量是光滑的避免了对执行机构有害的频繁切换.采用增益调度技术可以容易的获得全空域的控制器设计.仿真结果表明了设计方法的有效性.     

导弹自动驾驶仪测试设备功能扩展方法

根据自动驾驶仪的工作原理和测试原理 ,提出了扩展自动化测试设备功能的设想 .充分利用自动化测试设备的硬件设施 ,增加驾驶仪故障分析软件即可实现导弹自动驾驶仪故障的快速准确定位 .建立了驾驶仪故障树 ,设计了导弹自动驾驶仪故障分析软件 ,分析了故障分析软件与自动化测试设备软件的兼容性     

一种基于幅值-相角裕度测试因子的自动驾驶仪设计方法

给出一种称为幅值－相角裕度测试法（Gain-Phase Margins Tester Method)的自动驾驶仪控制参数设计方法，通过在闭环系统中加入一个幅相裕度测试因子，并给定良好的幅值和相角裕度，从而得到频率域内的控制参数平面图形，据此求取PID控制参数，此方法可使系统获得较好的相对稳定性和鲁棒特性，并可部分地克服工作上自动驾驶仪PID控制参数设计中采用试凑，盲目性比较大的不足，同时也适用于工程上一般控制问题的参数设计。     

自动驾驶仪自动测试系统的设计

自动驾驶仪的输入输出信号多,并且输入输出信号之间相关性强。本文将根据自动驾驶仪的特点,介绍了该自动驾驶仪测试系统的组成,软硬件工作原理及设计中所遇到的问题和解决方案。该测试系统的难点是测试项目多,实现自动化测试难。为解决这个问题,以下工作被完成：1、了能够控制的信号发生器;2、设计了能将信号按要求加到驾驶仪的输入端的控制板;3、设计了完成自动测试的控制软件。     

基于参数空间法的BTT导弹自适应自动驾驶仪设计

针对工程中出现的参数不确定性引起的系统性能下降,应用参数空间法设计了某型BTT导弹的模型参考自适应自动驾驶仪。首先根据参数空间法求取内回路控制器增益,充分保证系统的鲁棒性。再针对过载回路设计了模型参考自适应控制器,改善了局部非线性特性的响应,同时又增加了系统调节的快速性。最后,通过数字仿真表明这种设计方法的有效性。     

三回路驾驶仪的极点配置方法设计

将三回路驾驶仪等效为全状态反馈的状态空间模型,证实了冗余参数预先设定的可行性。考虑舵机状态反馈的约束,利用优化程序搜索符合舵机反馈约束的附加极点并进行极点配置,可把系统主导极点完全配置到期望的极点位置。设计结果表明了文中所提出方法的正确有效性。     

H_∞控制理论在空空导弹自动驾驶仪设计中的应用

目前在空空导弹自动驾驶仪的设计中 ,多采用经典设计方法 ,自动驾驶仪结构为传统的结构形式。这种设计方法物理概念明确 ,在弹体模型参数摄动不大的情况下 ,能够获得满意的性能。新一代空空导弹为了满足高机动性的要求 ,常采用大攻角飞行策略 ,由于通道间耦合和气动力非线性的缘故 ,一般难以建立较为准确的数学模型 ,因此要求其自动驾驶仪具有更好的鲁棒性。本文用H∞ 控制理论 ,对某型空空导弹的自动驾驶仪进行了设计。与传统的设计方法比较 ,采用H∞ 控制理论设计的自动驾驶仪具有更好的鲁棒稳定性能。     

H∞控制理论在空空导弹自动驾驶仪设计中的应用

目前在空空导弹自动驾驶仪的设计中,多采用经典设计方法,自动驾驶仪结构为传统的结构形式。这种设计方法物理概念明确,在弹体模型参数摄动不大的情况下,能够获得满意的性能。新一代空空导弹为了满足高机动性的要求,常采用大攻角飞行策略．由于通道问耦合和气动力非线性的缘故,一般难以建立较为准确的数学模型,因此要求其自动驾驶仪具有更好的鲁棒性。本文用H∞控制理论,对某型空空导弹的自动驾驶仪进行了设计。与传统的设计方法比较,采用H∞控制理论设计的自动驾驶仪具有更好的鲁棒稳定性能。