基于专家PID 的滚转导弹控制系统

摘要：针对滚转导弹俯仰和偏航通道较强的气动不确定性和运动耦合,设计了一种专家PID 控制系统。建立了 滚转导弹的动力学模型,并采用十字舵来控制俯仰和偏航通道,利用专家PID 控制方法设计该导弹的控制系统,并 在Matlab 中对控制系统进行仿真。仿真结果表明：该控制器能满足良好的性能要求,具有较强的鲁棒性和自适应性, 能有效应对俯仰和偏航通道产生较强气动和运动耦合。     

BTT导弹自动驾驶仪的积分LQG控制设计

为实现BTT导弹准确跟踪指令的要求,将LQG积分多变量控制应用于BTT导弹的自动驾驶仪设计中.以某飞机型BTT导弹为例,根据其气动特点建立了俯仰独立、偏航-滚转耦合的气动模型,并分别设计了俯仰及偏航-滚转通道自动驾驶仪,对设计结果进行仿真.仿真表明所设计的自动驾驶仪能够很好地跟踪指令,且具有一定的抗噪声干扰能力.     

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。     

基于MATLAB和Fortran混合编程的导弹双通道自适应控制系统设计与仿真

针对半主动寻的导弹滚转和偏航双通道具有时变、非线性、耦合的特点,以及控制系统性能的不同要求,采用两种自适应控制方案。滚转通道采用模型参考自适应控制,确保控制系统的稳定性和抗干扰能力。偏航通道采用改进的单神经元自适应PID控制,强调控制系统的快速性且超调小。控制系统的全弹道仿真采用MATLAB和Fortran混合编程技术,既利用了MATLAB的友好界面优点,又继承了Fortran的遗产代码资源。仿真结果表明:设计的滚转和偏航双通道控制系统在自适应和抗干扰能力方面优于原控制系统;MATLAB和Fortran混合编程的全弹道仿真结构清晰、计算效率高、查找故障方便。     

基于反演法的单兵制导火箭弹仿真研究

为满足单兵火箭弹体积小、质量轻、低成本的设计要求,建立了由两路舵机控制的俯仰、滚转双通道单兵火箭弹模型,差动进行滚转控制,同向偏转进行俯仰控制,应用反演法对俯仰通道控制器进行设计,并与PID控制进行对比分析.同时,为了与三通道控制作对比,引入偏航控制.研究结果表明,该控制器的解耦性能优于PID控制,具有良好的跟踪效果....     

巡逻攻击型导弹飞行控制系统设计

针对巡逻攻击导弹倾斜转弯（BTT）飞行控制中俯仰、偏航和滚转三通道之间很强的交叉耦合作用，采用古典控制理论设计了其自动驾驶仪，通过加入协调支路的方法来抵消各个通道之间的运动学及惯性耦合作用，并采用等效舵偏角的方法消除气动耦合的影响。非线性数字仿真结果表明，本文的方法，可以明媪降低通道同耦合作用，能够满足指标要求。     

小直径炸弹俯仰/偏航通道解耦控制与仿真

研究了小直径炸弹倾斜转弯(RTT)控制系统俯仰/偏航通道的耦合特性及其解耦控制问题.建立了俯仰/偏航通道耦合动力学运动模型,引入相对增益指标,定量分析了小直径炸弹俯仰/偏航通道的耦合特性;利用对角矩阵补偿方法,设计了工程适用的俯仰/偏航运动的解耦补偿控制器.仿真实例表明:系统耦合项增益能得到有效的抑制,所设计的解耦补偿控制器对控制指令的动态跟踪性能良好,为小直径炸弹BTT控制系统的工程应用提供参考.     

巡飞导弹BTT自动驾驶仪设计及仿真

对巡航飞行BTT导弹，采用侧向过载反馈的协调转弯方式进行自动驾驶仪设计。根据巡航飞行导弹的气动特点建立了BTT导弹的数学模型，并以某BTT导弹为例，分别设计了俯仰、偏航、滚转通道自动驾驶仪，对设计结果进行六自由度仿真。在仿真过程中，对各种耦合项进行检验，结果表明运动学耦合对BTT自动驾驶仪性能影响最为严重。     

推力矢量控制导弹的滚转阻尼器

仅有俯仰和偏航推力器的十字翼推力矢量控制（ＴＶＣ）导弹的控制系统，由具有适当增益和补偿的单独反馈回路中的倾斜角数据产生滚转阻尼反馈信号。把补加的滚转速率补偿加在导弹的俯仰和偏航速率控制分系统中，方法是俯仰和偏航控制的偏转乘以实际滚转率；并且把得到的滚转率补偿指令加到俯仰和偏航率误差控制回路中。把这两个控制反馈回路加到现有的俯仰和偏航推力矢量控制系统中，不需使用空气动力学或反作用滚转控制装置，就能减小由空气动力引起的滚转率。     

临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制

为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态,进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛,在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机,将系统构建为一个复合控制系统,并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明,新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象,且使侧滑角快速收敛,同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。     

高速动能导弹初始段控制系统的方案分析与设计

对高速动能导弹初始段控制系统进行了初步分析与设计.对弹上脉冲矢量控制器在弹上的空间分布及其控制力和控制力矩的模型进行了细化.数字仿真结果表明, 只要基准弹道模型和控制器的参数选取合理, 同时对导弹离轨时的俯仰和偏航角速度扰动加以限制, 高速动能导弹在初始段采用PID控制可以得到比较理想的结果.     

方波控制非线性飞行稳定性仿真

精确制导小型导弹的俯仰、偏航和倾斜运动的操纵采用了方波耦合驱动信号。本文分析了倾斜运动稳定性与俯仰、偏航指令信号的交耦影响。在阵风指令噪声随机干扰影响下，获得了保持倾斜稳定的结论，共结果为此类导弹应用ＣＡＤＥＴ方法创造了条件。     

舰艇的雷达散射特性对反舰导弹捕捉概率的影响分析

通过对舰艇有效散射截面计算方法的引入,得出弹上雷达在不同目标特性下对舰艇的探测能力及最大探测距离,进而提出雷达最大探测距离与导弹捕捉概率在俯仰、距离和航向三个通道内的函数关系,为不同舰艇的雷达散射特性对反舰导弹捕捉概率的影响研究提供理论依据．最后得出结论,对于反舰导弹而言,舰艇的雷达散射特性对雷达捕捉概率的大小有着重大的影响,寻求舰艇的目标特性与导弹捕捉概率之间的关系值得研究．     

舵机卡死对X型舵飞航导弹控制性能的影响

建立了X型舵飞航导弹舵机卡死故障条件下执行机构输入与输出的关系模型,分析了舵机卡死引起舵效降低、常值误差和控制耦合三方面效应对导弹控制性能的影响。为考察不同时刻舵机卡死影响的差异,建立了导弹六自由度数学模型。仿真结果表明,单个舵机卡死会造成导弹控制性能下降,命中点散布变大; 在一些极端初始条件下,俯仰和偏航通道产生严重的控制耦合,会使弹道畸变,导致导弹坠落。对飞行试验中出现的案例进行分析,验证了仿真分析结论的正确性。     

倾斜转弯鱼雷的分散自适应变结构控制

为了解决鱼雷倾斜转弯机动过程中俯仰、偏航与横滚通道间存在较强的运动、流体动力耦合的问题,将其控制系统表示为具有非匹配不确定性的关联大系统形式,采用扰动补偿的方法设计协调回路部分抵消关联子系统间耦合;根据局部模型跟踪原理处理系统中的非匹配不确定性,利用左特征向量设计切换函数,提出自适应变结构控制律;利用Lyapunov稳定性理论证明系统的全局渐近稳定性。仿真结果表明,该控制方法满足鱼雷倾斜转弯机动的需求。     

基于反演法的导弹姿态控制律设计

提出一种应用反演法来设计导弹的姿态控制律,该控制律能够提高非线性系统的鲁棒性。在设计过程中,首先介绍了反演设计方法从第1步到第n步的设计步骤;然后,将导弹姿态角度作为提出的姿态控制律的控制对象,并根据给定的俯仰角、偏航角和滚转角作为参考信号,得到相应的舵偏输入,使导弹能够按照给定姿态角度确定的轨迹飞行;最后非线性仿真结果证明该控制律的设计可行。     

舱门对内埋武器分离特性影响分析

为了研究是否考虑舱门及舱门不同开启姿态对内埋武器分离特性的影响,利用基于Menter剪应力输运k-ω湍流模型的分离涡模拟方法,结合6自由度刚体动力学方程和重叠网格技术,对超声速来流条件下某一简化内埋弹舱-舱门-弹体模型的三维流场进行了非定常计算,得到了不同条件下的弹体下落轨迹。结果表明：超声速来流条件下,流场中存在激波相交、激波剪切层反射等复杂流动现象,考虑舱门影响会使流场波系结构发生变化,弹体下落轨迹随之改变;弹体抬头角由0.5°增加到6.5°,弹体右偏航角由0.3°增加到2.5°,下落后期弹体下落速度增速减缓;舱门不同开启姿态对弹体竖直方向位移及俯仰运动影响较小,但会对弹体偏航产生较大影响;尽可能使舱门远离弹体可以有效地降低舱门对弹体偏航的影响,减小偏航角度,提高武器分离品质。