一类扩展的弹道成型制导律

以导弹剩余飞行时间的幂函数为基础构建扩展的目标罚函数,利用Schwartz不等式,推导得到扩展的带落点和落角约束的最优制导律簇,给出了两类衍生形式的扩展弹道成型制导律簇. 在终端落角约束下,针对罚函数的不同指数n、制导动力学阶数以及不同的导引头和驾驶动力学权状态,研究了第一类衍生形式弹道成型的量纲一加速度、位置、角度脱靶量特性. 研究结果表明,末导时间达到制导动力学滞后时间常数的15倍左右时,量纲一位置和角度脱靶量均收敛到0附近;指数n越大,位置和角度脱靶量振荡越厉害;动力学阶数越高,位置脱靶量振荡越厉害. 最后指出,提高导引头响应速度比提高驾驶仪响应速度能更有效地降低系统位置和角度脱靶量.      

目标闪烁对制导精度的影响

分析了目标闪烁对寻的制导回路制导精度的影响.由于目标闪烁的频率通常小于或者与系统的频带相当,所以导弹无法滤掉此干扰信息,致使系统脱靶量增大.通过传递函数法实现对引入闪烁的比例导引制导系统回路脱靶量量纲一化,得到在闪烁输入下系统脱靶量与弹目相对运动速度无关,而与噪声功率谱均方根和系统响应速度的均方根成正比的结论.仿真分析表明,寻的制导系统由于闪烁带来的脱靶量将大于闪烁本身.最后针对某机载武器,通过引入影响因子来评价光斑抖动对制导精度的影响.     

导弹滚转自动驾驶仪设计与仿真

基于 STT(侧滑转弯)控制方式的导弹在飞行过程中,滚转通道自动驾驶仪主要起到稳定弹体(使导弹滚转角为0°左右)、防止俯仰通道与偏航通道耦合的作用,滚转通道稳定能力的好坏直接决定了导弹制导控制的效果.本文中,设计了基于变结构控制理论的导弹滚转自动驾驶仪,针对变结构控制经常存在的抖振现象进行分析并去抖,取得了良好效果.最后与常规 PID控制方式的滚转稳定驾驶仪进行了对比分析     

基于脱靶量约束的捷联体制制导系统稳定域研究

针对导弹总体设计中捷联体制下合理选取制导系统隔离度指标的问题,提出了基于脱靶量约束的制导系统稳定域确定方法.首先分析了捷联相控阵雷达导引头隔离度寄生回路产生的原因,建立了含有隔离度寄生回路的比例导引制导系统模型;其次利用劳斯判据和伴随法确定了脱靶量约束下的制导系统稳定域,分析了制导参数对脱靶量约束下的制导系统稳定域的影响,并求得脱靶量约束下制导系统稳定边界的解析表达式和近似解;最后通过伴随法对确定的脱靶量约束下的制导系统稳定域进行仿真验证.研究结果表明,基于脱靶量约束下确定的制导系统稳定域满足脱靶量约束条件,可以用于指导导弹总体指标分配以及制导系统工程师对制导参数的选取.      

基于LMI的小灵巧炸弹鲁棒H_∞混合灵敏度BTT控制器设计

考虑小灵巧炸弹(SSB)倾斜转弯(BTT)控制器设计问题,以工程应用为目标,取易于测量的量作为状态变量,建立了SSB全状态可测量BTT弹体模型。按照俯仰/偏航通道和滚转通道,取标准弹道上的1个点建立标称模型,其他6个点建立摄动模型,采用双回路控制方法分别设计了BTT控制器。内回路应用线性二次调节器理论,以降低模型不确定性;外回路基于线性矩阵不等式鲁棒H∞混合灵敏度控制理论,抑制有界摄动和干扰。仿真结果表明,设计的控制器具有期望的动态性和稳定性,能够满足SSB控制要求。     

动能拦截弹末段制导导引律设计与仿真实现

大气层外动能拦截弹(EKV)是导弹攻防系统中一个重要的拦截作战系统。为了提高制导精度,在末段制导过程中必须采用性能优良的导引律。针对反导导弹末段的飞行特点及应用场合,根据脱靶量最小的原则,设计并实现了三维扩展比例导引模型。扩展比例导引在经典比例导引模型的基础上,通过对目标角加速度的估计,判断目标的运动趋势,可有效提高拦截精度。仿真图形及脱靶量实验对比结果证实了该导引方法的有效性及实用性。     

空空导弹末端制导变结构导引律研究

 空空导弹末端控制(Endgame)段适用的导引规律,必须确保在目标实施最佳逃逸策略时,导弹以最小的脱靶量命中它。由于目标机动特性较难掌握,为了提高导弹的命中精度,在实际工程设计中,要求导弹飞行控制系统具有更高的机动过载和更小的时间常数。而直接力控制技术的引入,可明显提高导弹最大可用过载,减小导弹飞控系统时间常数。本文以比例导引律为基础,将目标机动视为未知的有界干扰,设计一种变结构导引律,利用变结构控制系统的干扰不变特性,克服目标机动的影响,实现目标有界机动条件下视线角速度的零化,使导弹飞行弹道在制导过程的中后段呈现出平行接近法的特性,以改善导弹制导性能。经对制导回路进行稳定性分析,对具有直接力控制与不具有直接力控制的制导系统分别进行仿真分析,表明在Endgame中,变结构导引律比一般的比例导引律脱靶量更小,引入直接力控制后效果更为明显。     

考虑天线罩误差的雷达导引头隔离度影响与UKF在线补偿

针对雷达导引头隔离度对导弹制导控制系统带来的严重影响,建立了包含天线罩误差在内的雷达导引头隔离度模型,对比分析了弹簧力矩、阻尼力矩及天线罩误差引起的隔离度寄生回路稳定性和时域频域性能,并研究了不同干扰输入条件下导弹脱靶量与隔离度幅值的对应关系,重点提出了一种基于无迹卡尔曼滤波（UKF）的隔离度在线补偿方法,并进行了仿真验证.研究结果表明,导引头隔离度的存在会削弱制导控制系统稳定性、降低制导精度,其中负的天线罩误差斜率影响最为严重;闪烁噪声输入下,负的天线罩误差斜率和弹簧力矩隔离度引起的脱靶量较大,而在目标随机机动输入下,正、负天线罩误差斜率隔离度引起脱靶量较大;所提出的UKF隔离度在线补偿方法分别在速度指向误差和目标常值机动输入下均能够同时估计出弹簧力矩系数、阻尼力矩系数和天线罩误差斜率,并实现了对隔离度的有效抑制,达到了改善制导性能,提高制导精度的目的.      

一种针对采用冲压发动机的远程空空导弹末段制导算法研究

本文针对采用冲压发动机的远程BTT空空导弹末段制导算法进行研究,在导弹非线性俯仰-偏航-滚转三通道模型基础上,通过数值解算两点边界值方法研究非线性模型的弹体加速度控制指令和滚转角速率控制指令的最优算法。本文采用多时间尺度技术解决了BTT导弹弹体在滚转变化过快时的近优控制指令。系统仿真结果表明在小噪声干扰情况下,导弹可直接命中目标,制导算法具有一定的应用价值。     

BTT导弹俯仰/偏航通道变结构控制系统设计

由于BTT导弹在控制过程中需要操纵导弹绕纵轴高速旋转,导弹滚动对俯仰/偏航通道控制系统的影响及俯仰/偏航通道之间的耦合已经不能忽略。同时由于导弹气动的强烈摄动,采用经典控制理论设计的俯仰/偏航控制系统已经难以满足BTT控制技术的需要。针对此类问题,采用模型参考变结构控制理论(MRVSC)设计BTT导弹俯仰/偏航通道耦合控制系统,并进行六自由度仿真对控制系统进行验证。仿真结果表明,MRVSC控制系统在通道耦合和参数强烈变化的情况下能够满足控制要求。     

混合型BTT/STT大攻角导弹自动驾驶仪设计

为了尽可能提高导弹机动能力,提出了"大过载采用BTT(bank-to-turn)控制,小过载采用STT(skid-to-turn)控制"的设计原则,由BTT/STT决策模块和双回路控制器组成混合型BTT/STT大攻角导弹自动驾驶仪。采用攻角控制替代了传统的过载控制,推导出将过载指令转换为对应STT(或BTT)控制方法的攻角、侧滑角和滚转角指令的BTT/STT决策算法,由角度变化的长周期运动和转动角速度变化的短周期运动组成一个双回路控制器。针对Backstepping设计方法适合于级联系统稳定控制的特点,采用直接构造Backstepping法来设计双回路控制器。仿真结果表明:该大攻角自动驾驶仪能够满足近距格斗导弹的技术要求。     

固定翼双旋弹修正组件滚转控制研究

针对固定翼双旋弹修正组件滚转通道存在的输入扰动和模型不确定性问题,设计一种基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制方法. 通过对修正组件电气系统和机械系统的建模,得到执行机构电磁控制力矩的计算方法,利用理论分析及实验测试,研究了修正组件气动力矩和滚转阻尼力矩的建模方法,从而得到滚转通道控制模型,并设计基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制器实现滚转角度控制. 半实物仿真实验结果表明,通过对修正组件电气系统和机械系统分析建立滚转通道控制模型的方法可行,设计的滚转通道控制器能够实现精确的滚转角控制.      

集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计

为发展一种集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计方法,基于显模型跟踪控制技术,在反馈控制模块引入旋翼运动信息并采用旋翼/机体控制增益的最优化设计提升直升机动稳定性,采用旋翼前馈增强控制提升直升机操纵频率,提出基于有效跟踪的显模型参数设计方法提升直升机小幅高频和中等幅度姿态控制的操纵品质。最后,基于高阶飞行动力学模型分析直升机操纵品质,结果表明：将旋翼控制用于直升机飞行控制设计能够在保持系统稳定性的同时提升操纵频率,直升机纵、横向操纵响应带宽分别提升18%和10%,纵、横向姿态快捷性分别提升25%和20%。     

倾斜转弯导弹的鲁棒跟踪切换控制

将给定特征点的倾斜转弯(BTT)导弹俯仰 偏航通道动力学模型视为可依滚转角速度变化而进行切换的线性切换系统.针对每个独立子系统采用特征结构配置方法和前馈补偿方法设计参考模型和控制律,以滚转角速度为决策变量,根据其量值在各控制器间进行切换.控制器集合可以有效抑制滚转角速度大幅变化产生的模型不确定性,具有较好的鲁棒性.采用公共Lyapunov函数方法,以线性矩阵不等式为形式,推导了能够保证闭环切换系统在滚转角速度变化范围内一致有界的充分条件.