燃气动力/空气动力复合控制拦截弹的制导精度研究

燃气动力/空气动力的复合控制方式是当今世界大气层内拦截弹的发展方向之一.复合控制技术的分析研究是当前急需解决的重要问题.在考虑目标机动加速度大小、目标机动时刻以及目标角闪烁的条件下,确定了拦截弹的控制方式由空气动力切换到复合控制时的切换时间,并研究了单纯空气动力控制改为空气动力与力矩燃气动力的复合控制而进行其末制导精度的变化.     

直接力/气动力复合控制技术发展综述

直接力/气动力复合控制的本质是利用直接力响应速度快的特性提升被控飞行器的机动性和快速性,能够有效补偿气动力不足导致的气动力控制响应慢问题.本文阐述了直接力/气动力复合控制系统的特性及关键问题,从发动机配置方式、国内外直接力建模研究现状、以及直接力控制干扰建模三方面介绍了直接力/气动力复合控制系统建模方法,从控制方式、国内外直接力/气动力复合控制研究现状、以及脉冲发动机点火算法三方面介绍了直接力/气动力复合控制方法,给出了可行的发动机复合系统稳定性分析方法,对直接力/气动力复合控制未来的发展趋势进行了展望,并对其关键技术进行了总结.     

直接力/气动力复合控制拦截弹的飞行控制系统设计

推导了气动力与力矩式直接力复合控制拦截弹弹体的数学模型，用气动力控制与直接力控制并行的方式初步设计了拦截弹的飞行控制系统．最后推导出复合控制拦截弹的飞行控制系统的传递函数，并分析了拦截弹分别采用复合控制和空气动力控制时的飞行控制系统时间常数。在此基础上进行拦截弹末制导精度的仿真．验证了复合控制方式比气动力控制更为有效。     

直接力/气动力复合控制技术分析

分析了高空、高速、大机动目标对靠空气舵控制的常规战术导弹提出的挑战,阐述采用直接力／气动力复合控制的方式和优点,指出了采用直接力／气动力复合控制技术对控制系统设计带来的新问题,同时也指出了解决问题的途径和方法。     

直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析

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.     

远程地空导弹直接力/气动力复合控制技术研究

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。     

高速飞行器直接力/气动力复合控制技术综述

直接力/气动力复合控制技术是实现高速飞行器大机动、快响应和高精度飞行的有效手段。本文介绍了国外几种高速飞行器的复合控制模式及系统组成,并对国内外直接力/气动力复合控制系统的主要设计方法和研究进展进行了分析总结,指出了基于分配的设计方法及联合设计方法的优缺点及进一步研究中要注意的问题。     

燃气动力／空气动力复合控制拦截弹的制导精度研究

燃气动力／空气动力的复合控制方式是当今世界大气层内拦截弹的发展方向之一。复合控制技术的分析研究是当前急需解决的重要问题。在考虑目标机动加速度大小、目标机动时刻以及目标角闪烁的条件下，确定了拦截弹的控制方式由空气动力切换到复合控制时的切换时间，并研究了单纯空气动力控制改为空气动力与力矩燃气动力的复合控制而进行其末制导精度的变化。     

气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性分析

文中针对气动力／直接力复合控制导弹自动驾驶仪的前馈一反馈控制器结构特点，基于对直接力喷流装置放大因子与攻角的对应关系和直接力寄生回路的耦合机理的分析，研究了气动力／直接力复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性问题。给出了采用气动力／直接力复合控制导弹自动驾仪的稳定域。     

气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪设计研究

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.     

近程导弹瞄准线转动角速度预测模型及误差分析

近程导弹采用预测瞄准线开环控制,瞄准线的预测精度直接决定导弹的命中精度。为研究瞄准线转动角速度预测误差对导弹制导精度的影响,根据捷联惯导系统坐标变换原理,建立了近程导弹瞄准线转动角速度的预测模型和预测误差模型;仿真分析了各项误差源对预测误差和命中精度的影响;提出了惯性器件的精度搭配和精度要求。研究成果为全面研究近程导弹误差模型和采取减小、补偿误差措施提供理论依据。     

低速滚转弹道导弹运动模型及变结构姿态控制系统设计

滚转是弹道导弹的一种新的突防手段,在主动段进行滚动飞行,可以减少强激光照射的驻留时间,有效对抗激光反导。导弹滚转会导致控制耦合、惯性耦合和气动耦合,特别由于采用力矢量合成的操纵方式,俯仰和偏航运动不能独立处理。介绍了滚转弹道导弹的推力矢量控制方式和运动模型,设计了一种具有鲁棒性能的变结构姿态控制系统,得到了有益的结论。     

防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导

研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。为避免采用两点边界值计算带来的复杂性,以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。最优攻角满足非线性方程,需要采用叠代方法求解。为方便工程应用,给出了简化的最优攻角直接计算方法,并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。仿真结果表明,本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能,滑翔末端高度得到较大增加,而速度减少不大。     

Optimal Gliding Guidance of Vertical Plane for Standoff Released Guided Bomb Unit

Optimal gliding guidance for a guided bomb unit in the vertical plane is studied based on nonlinear dynamics and kinematics.The guidance law is designed under minimum energy loss index.To avoid the complexity in solving two-point-boundary-value problems,the steady-state solutions of the adjoint states in regular equations are suggested to be used.With these considerations,a quasi-closed,optimal gliding guidance law is obtained.The guidance law is described by the angle of attack in a simple nonlinear equation.An iterative computation method can be easily used to get the optimal angle of attack.The further simplified direct computation algorithm for the optimal angle of attack is also given.The guidance properties are compared with those of maximum lift-to-drag angle of attack control.The simulation results demonstrate that the quasi-closed,optimal gliding guidance law can improve the gliding phase terminal performance with significant increase in the altitude and much little decrease in the speed.     

制导炮弹滚转控制系统设计

某鸭式布局的制导炮弹,采用自旋尾翼的方式可实现鸭舵对弹体的滚转控制。基于小扰动假设推导出制导弹滚转运动的扰动方程,分析了滚转运动特性及鸭舵偏转对滚转运动的影响,建立了相应的滚转运动稳定回路模型,回路中滚转控制用比例微分(PD)控制方式来实现。采用Matlab/Simlink软件建立了制导弹滚转控制的仿真模型,根据系统的性能要求用Simulink中的Simulink Response Optimization模块对控制系统进行了优化设计。结果显示弹体滚转位置0.2s可以控制到位,设计结果较好地满足了滚转控制系统品质指标的要求。     

基于滑模方法的自适应一体化导引与控制律设计

研究了寻的导弹的导引控制一体化设计问题。建立了俯仰通道的一体化导引与控制系统模型,并利用非线性状态变换将模型转化为标准形式;为处理系统中存在的非匹配未知有界不确定性,采用滑模控制方法设计了自适应的非线性一体化导引与控制律,该反馈控制律不但可以保证导弹精确命中目标,而且能保证导弹自身姿态的稳定性。导弹的六自由度非线性数值仿真结果验证了所提的导引控制一体化设计策略的正确性和可行性。     

直接侧向力控制火箭弹的微机电系统速率陀螺滤波方法

火箭弹采用直接侧向力轨道控制时会使弹体姿态产生较高频率的振动,其对微机电系统(MEMS)速率陀螺测量会产生不利影响.目前的滤波算法通常假设弹体姿态在短时间内是缓变的,因此其对高频运动的弹体姿态滤波效果较差.根据气动力学分析可知,弹体在短暂中击后的高频振荡属于自然频率下的阻尼振荡,而弹体的自然频率和阻尼是可预先估计的,因...     

考虑建模误差的拦截弹制导控制一体化设计

针对拦截弹末段的制导控制问题,改善已有建模结果,采用智能控制方法设计一体化控制律。考虑近似线性化和忽略耦合因素引起的建模误差,采用模型误差补偿改进拦截弹动力学模型;结合弹目相对运动非线性模型,建立面向拦截弹末段的制导控制一体化(IGC)模型。对此非匹配型非线性系统,利用自适应动态面控制方法进行控制器设计,不仅消除系统非匹配不确定性对系统性能的影响,同时避免了传统反演法的微分膨胀问题,得到控制目标与执行机构指令之间的直接关系。通过与忽略建模误差的IGC 拦截仿真比较,实验结果表明本文IGC 控制效果的优越性。     

基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

无人战机近距空战微分对策建模研究

针对无人战机（UCAV）在空战格斗中的自主决策问题,在UCAV的六自由度模型的基础上,将微分对策与机器博弈相结合;通过引入机器博弈中的“变值”思想,改进了传统的以“角度优势”作为支付函数的微分对策模型。当UCAV处于不同的空战态势时,该模型体现了同样的角度变化所获得的收益不同的真实状况,使UCAV的空战策略能够更趋智能与合理,仿真结果验证了算法的合理性与有效性。