伪攻角反馈三回路自动驾驶仪频域设计法研究

为研究伪攻角反馈三回路自动驾驶仪的设计和调参方法,将伪攻角反馈三回路自动驾驶仪化分为内回路、外回路两个回路,对两个回路进行推导分析,采用频域设计法对每个回路进行单独设计,并推导了伪攻角反馈三回路自动驾驶仪各回路参数的具体解析公式,同时给出了具体的参数约束、参数选择和设计方法,最后通过两个算例对该文提出的方法进行了仿真验...     

大攻角导弹DDFC变结构解耦控制器设计

研究空空导弹快速响应优化问题,空空导弹大攻角飞行时,由于出现非对称涡及涡破裂现象,导致强烈的通道间耦合并呈现非线性特性,影响速度特性。为解决上述问题,设计了一种直接动态反馈补偿理论(Direct Dynamics Feedback Com-pensation,DDFC)控制策略的解耦控制器。首先建立了具有大攻角导弹耦合特性非线性数学模型,并直接动态反馈补偿理论给出了一种解耦控制策略,结合滑模变结构控制理论设计了解耦控制器。最后,对控制系统进行了数值仿真,仿真结果验证了改进方法的可行性。     

基于神经网络动态逆的大攻角导弹解耦设计

空空导弹大攻角飞行时,由于出现非对称涡及涡破裂现象,导致强烈的通道间耦合并呈现非线性特性;为提高系统控制品质,实现通道间解耦,文中基于非线性动态逆系统原理,利用了RBF神经网络逼近逆误差,构造了基于神经网络动态逆的大攻角导弹解耦控制器;最后,对控制系统进行了仿真分析,实验结果表明了该方法的可行性。     

一种新型大攻角风洞试验系统研制

为了满足现代先进飞行器的大攻角试验需求,提升风洞大攻角试验的测试能力,在FD-06风洞设计开发了一套大攻角试验系统.介绍了系统的总体方案、大攻角机构设计、测控系统设计和达到的主要技术指标.风洞标模试验数据以及实际应用结果表明,系统整体设计合理、堵塞度低、干扰小,可在连续变化攻角过程中动态采集数据,有效扩大了风洞的大攻角试验能力.系统采用的支臂拉杆式大攻角机构设计方法也具有普遍意义.     

大攻角导弹法向过载控制的变结构设计

通过分析大攻角导弹在飞行过程中出现的问题和滑模变结构理论所具有的优势,本文针对法向过载控制进行优化设计,目的是使其对内在参数变化等因素有较强的适应能力和鲁棒性。基于"过载+角速度+角度"三回路自动驾驶仪,将气动参数的变化等效为动力参数的摄动,设计变结构控制器,重构法向过载微分信号,易于工程实现。通过仿真验证了变结构控制器的性能,结果表明在大攻角飞行条件下,导弹法向过载变结构自动驾驶仪抗模型参数摄动的鲁棒性方面优于传统设计方法。     

回转体大攻角非线性流体动力特性及应用方法

在故障导弹或分离助推器溅落弹道散布过程中,弹体进入全沾湿状态时具有较大的攻角和侧滑角散布范围,弹体流体动力特性具有大攻角非线性特征,空间流体动力特性耦合显著,常规方法难以准确描述。针对轴对称体的特点,提出采用总冲角和相位角概念来描述和解决回转体大攻角流体动力关联仿真问题。然后应用CFD分析获得了柱体在0～180°攻角范围内的非线性流体动力特性,并分析了长细比和重心位置的影响,可供入水弹道仿真参考。     

飞机攻角侧滑角传感器检测系统

设计了一种新的飞机攻角侧滑角传感器检测系统。以MSP430F133单片机为基础,由伺服系统与反馈元件构造闭环的运动控制系统来精确定位,采用高精度A/D转换器(12位)提高测量精度,利用打印和显示模块输出数据,还可通过RS232接口与计算机通信,进行数据存档和综合分析。该系统具有操作简单、运行可靠、检测精度高等优点。     

欠驱动系统Pendubot的参数认证及其控制设计

本文针对欠驱动Pendubot机器人系统提出一种简单可靠的摇起及平衡控制策略,并通过在线认证的方法实现对其参数的测量.分别利用部分反馈线性化及全状态反馈控制技术来设计摇起控制器及平衡控制器,并通过转换器实现两个控制器的转换.最后利用仿真及实际控制验证了算法的有效性.     

面向攻角变化的风洞流场模型预测控制器

目前已有的控制方法难以满足大飞机研制对风洞流场的精度要求.鉴于此,采用多变量模型预测控制方法设计流场控制器.为提高抵抗攻角扰动的能力,使用攻角变化量动态补偿静压的预测值.考虑风洞实验工况较多,采用多控制器融合方法解决新工况建立预测模型的问题.为保证控制器的实施,给出基于一阶惯性加滞后近似模型的控制器参数整定方法.通过实际吹风实验验证风洞预测控制器能够有效调节风洞流场,使吹风实验中流场参数的精度达到大飞机研制要求.     

某型号导弹自动驾驶仪测试系统设计

为了满足某型号导弹发射系统自动驾驶仪的维修保障要求,分析了该型自动驾驶仪的测试需求,设计了基于PXI总线的自动驾驶仪自动测试系统.介绍了系统的软硬件结构及功能,应用LabVIEW软件编写测试程序,实现了数据的实时采集、处理和保存等功能.实验结果表明,该测试系统操作方便、扩展能力强,完全能满足自动驾驶仪的测试需求.     

导弹鲁棒分数阶PID自动驾驶仪设计

由于分数阶PID继承了传统PID的优点,并且具有更好的控制品质及更强的鲁棒性,因此针对导弹飞行过程中变参数、受环境干扰及快速稳定的特点,设计了鲁棒分数阶PID自动驾驶仪.基于最优Oustaloup数字算法建立框图式分数阶控制系统模型,结合IAE时域性能指标寻优及鲁棒性能量度,综合考虑时域性能及频域性能来整定分数阶PID...     

带有气动参数不确定性的导弹自动驾驶仪设计

针对一类不确定导弹系统,考虑系统中存在气动参数不确定性,研究其自动驾驶仪的设计问题;由导弹俯仰面的力学模型及气动参数的多项式模型,考虑舵偏角为控制输入建立二阶导弹系统模型,基于自适应控制得到导弹自动驾驶仪的设计方法,使得闭环系统稳定且攻角快速跟踪指令信号;文章充分考虑系统模型攻角通道中存在舵偏项的影响且不需假设导弹攻角为小量,使得系统模型更具有一般性;仿真中马赫数分别取为2.5、1.8、3.0并考虑50%的参数摄动,结果表明文章设计的自动驾驶仪指令跟踪精度高,鲁棒性强。     

静不稳定导弹控制系统设计研究

研究静不稳定导弹驾驶仪优化控制问题,静不稳定技术是空空导弹设计领域中的新技术,提高导弹的飞行距离、攻击范围和机动性。分析了静不稳定导弹的结构特点和性能优势,利用控制系统的标准系数法,提出静不稳定导弹自动驾驶仪一种简便设计方法。选取正常布局结构导弹模型作为研究对象,对于模型弹道上不同飞行高度和不同飞行速度条件下的自动驾驶仪响应仿真研究,计算结果验证了设计方法能够控制系统性能稳定,表明改进方法适用于静不稳定导弹自动驾驶仪优化设计要求。     

空空导弹电阻负载自动测试系统设计

设计开发空空导弹电阻负载自动测试系统是成功完成某型产品地面测试设备研制项目的一项重要任务。文章以介绍系统的设计需求为出发点,接合软硬件开发过程中遇到的难点问题,总结了在建立嵌入式系统硬件框架、开关模块设计、虚拟仪器软件设计等过程中的一些技术途径。特别是针对小电阻测试时的精度要求以及多通道控制问题,提出了四线制测量和单片机控制通道切换的实现方法,对于满足系统精确性、可靠性要求等方面具有一定的应用价值。     

某型空空导弹发射装置综合测试仪设计

针对当前发射装置测试设备存在测试功能有限的不足,基于成熟的PCI总线技术,设计了空空导弹发射装置综合测试仪;讨论了系统的测试功能、系统的硬件设计及软件设计;给出了一种对空空导弹发射装置进行综合检测的新思路;该测试仪现已成功应用于某新型空空导弹发射装置的设计和试验,具有自动化程度高、可靠性好、操作简单、维护方便等优点。     

空空导弹系统接口阻值测试仪的设计

针对空空导弹系统接口阻值的测试需求,介绍了一种快速测试方法,并研制了一套便携式测试设备。该设计方案以微处理器为核心,重点介绍了硬件组成、软件流程,同时分析了测试设备的干扰原因并对抗干扰措施进行了总结。应用表明,该测试设备体积小、质量轻、兼容性强、测试数据准确可靠,测试效率较以往的直接测试方法得到了大幅度的提高。     

非线性H∞导弹纵向自动驾驶仪设计

状态相关黎卡提方程（SDRE）需要在每个采样点求解矩阵Riccati方程,计算成本非常高,不利于实时控制器的实现。将SDRE方法与鲁棒H∞方法相结合,针对导弹纵向自动驾驶仪设计SDRE H∞控制器,利用一种多层回归神经网络结构来进行在线求解代数Riccati方程,从而获得控制器增益。神经网络学习方法采用常规梯度法。仿真结果表明导弹纵向跟踪控制性能好;神经网络在线求解代数Riccati方程有效降低计算成本,且利用硬件实现神经网络求解器。     

空空导弹投放信号中断故障容错设计与PHM实现

载机送出投放信号启动空空导弹弹射过程,当该过程尚未结束而投放信号中断或瞬断时,则会产生机-弹分离安全性问题.为了防止该问题的发生,在弹射控制电路的基础上,采用高能复合钽电解电容储存电能的方法实现投放信号中断故障容错.在电容充电过程中,通过在线测试充电电压得到实际电容充电曲线,比较该曲线和标准曲线的均方误差进行故障预测和健康管理.试验表明了故障容错设计和故障预测的可行性和有效性.     

考虑自动驾驶仪与角度约束的制导律设计

以末端拦截高机动目标为背景,针对带有攻击角约束和自动驾驶仪动态特性情形下的二维平面制导问题进行了研究分析.在提出固定时间终端滑模面基础上,通过自适应算法在线估计干扰的上界值,针对带有攻击角约束和自动驾驶仪动态特性的制导系统模型设计了自适应终端滑模制导律,使得系统状态在有限时间内趋于零附近任意小的区域.利用李雅普诺夫理论...