弹性弹体自动驾驶仪设计

本文简要分析了基于弹性弹体的自动驾驶仪结构,从频域和时域分析了弹体产生弹性模态对经典三回路自动驾驶仪响应品质的影响,设计了一种陷波滤波器消除弹性模态的影响。仿真结果表明,在存在弹性模态的情况下,自动驾驶仪响应将失稳,而陷波滤波器能够很好地消除弹性模态对自动驾驶仪的影响,保证系统的稳定性。     

制导弹箭分数阶控制系统

针对制导弹箭控制系统中系统参数出现较大的非线性和时变性等问题,整数阶PID控制难以获得满意的控制效果.根据分数阶微积分的定义和性质,构造了分数阶控制器的结构,分析了其控制器参数对系统性能的影响,将分数阶控制器应用到制导弹箭的控制系统设计中,并对制导弹箭的分数阶控制系统进行了研究.结果表明,分数阶控制器较PID控制器有更强的鲁棒性和抗干扰能力,可以应用于制导弹箭的控制系统中,设计的分数阶控制器的频域和时域响应特性较PID控制器要好.研究结果为分数阶控制器在制导弹箭控制系统中的应用提供了理论基础.     

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪解耦控制研究

为消除旋转导弹自旋所带来的纵向与侧向运动的交叉耦合,进行了双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路解耦控制研究.对自动驾驶仪回路的耦合进行分析发现,旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度表不在质心引起的耦合.分析结果表明了解耦的必要性.利用前馈补偿法实现了自动驾驶仪回路的解耦控制,并进行了仿真,结果验证了解耦方法的可行性.     

三回路自动驾驶仪特点分析

对三回路自动驾驶仪的工作原理及特点进行了分析. 研究表明,这种驾驶仪的内回路是姿态驾驶仪,可以对静不稳定导弹进行稳定,闭环稳态传递系数不受气动参数变化的影响,驾驶仪输出对舵机零位误差不敏感,系统响应速度较带积分校正的过载驾驶仪快,且三回路驾驶仪比标准驾驶仪对噪声有较强的滤波能力.     

基于IPMC分数阶系统的频域辨识研究

IPMC是一类具有很好应用前景的电活性智能材料,但响应机理复杂且具有非线性限制了其开发与应用。分数阶微积分理论和整数阶微积分理论几乎同时诞生,是对整数阶控制理论的概括和补充。为了精确的建立能够描述IPMC驱动器性能的模型,首先,设计频率变化的chirp电压信号激励IPMC驱动器,得到时域响应数据,并应用matlab的时域-频域转换函数把时域数据转换成频域数据,得到频域响应曲线伯德图。然后,应用系统辨识工具箱中的Levy、vinagre和sanko函数结合频域响应实验数据得到IPMC驱动器的辨识模型。最后,通过比较辨识效果和辨识精度指标,可见分数阶辨识模型要好于整数阶辨识模型,其中vinagre函数辨识得到的分数阶模型与实验数据的拟合效果最好,辨识精度最高。     

自抗扰三回路过载驾驶仪的设计

对传统过载三回路驾驶仪的结构进行了改进,在保持内环阻尼回路、增稳回路的基础上,将外环过载回路设计成自抗扰控制形式. 通过扩张状态观测器的动态估计与补偿作用,提高了对于系统不确定性的鲁棒性,同时保持了三回路控制体制适于对静不稳定弹体增稳、快速性较强等优点. 针对一个基准的非线性时变对象过载控制问题,通过非线性数值仿真对传统三回路驾驶仪和自抗扰三回路驾驶仪进行了分析比较,仿真结果表明自抗扰三回路驾驶仪在鲁棒性能方面优于传统的设计方法.      

大机动制导火箭弹控制方法研究

为解决制导火箭弹因提高机动性能可能带来的临界稳定或静不稳定的控制问题,分别采用仅有速率陀螺反馈、典型过载驾驶仪及三回路驾驶仪3种方式进行研究.研究表明,仅仅采用速率陀螺反馈回路对静不稳定火箭弹进行姿态控制要求回路增益过大,工程中不易实现.引入过载反馈后,常规过载驾驶仪可以有效地降低阻尼回路增益,但对舵机零位误差存在系统静差.采用三回路自动驾驶仪不仅可以对静不稳定火箭弹进行稳定,还可以很好地消除舵机零位误差的影响,对大机动制导火箭的控制是有利的.     

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路的数学变换及其耦合性分析

根据双通道控制旋转导弹的特点,通过旋转变换,将弹体坐标系下的自动驾驶仪回路变换到准弹体坐标系下,并比较了与倾斜稳定导弹标准自动驾驶仪的区别. 旋转变换后自动驾驶仪的弹体环节和舵机环节的模型均发生变化. 旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度计不在质心时引起的耦合. 研究结果表明,在自动驾驶仪设计中需要进行解耦,以减小交连的影响.     

基于IPMC的频域分数阶建模及最优控制

离子聚合物-金属复合材料(IPMC)具有良好的电-机械特性,由于致动性能类似于生物肌肉,因此受到广泛关注.频域建模方法在处理动力学系统和非常定线性动力学系统的参数辨识方面具有独特的优点.为了针对IPMC驱动器精确地建立数学模型并实现最优控制,首先根据驱动实验数据应用加权Levy算法在频域建立了IPMC驱动器的整数阶模型和分数阶模型,比较两种模型的拟合效果,确定采用拟合精度较高的分数阶模型来描述IPMC非整数阶动力学特性.然后对IPMC分数阶模型应用OptimFOPID界面控制器分别设计了整数阶PID控制器和最优分数阶PIλDμ控制器.最后比较控制效果,可见最优分数阶控制的响应更快,超调量更小,且通频带更宽,可用于实现对IPMC驱动器的精确控制.     

一种单通道旋转导弹自动驾驶仪设计方法

为了设计单通道旋转导弹的自动驾驶仪,给出了弹体坐标系下的自动驾驶仪结构,通过旋转变换,将弹体坐标系下的自动驾驶仪回路变换到准弹体坐标系下,并进行了简化,在准弹体坐标系下设计了自动驾驶仪,准弹体坐标系下的自动驾驶仪回路存在耦合,为了消除旋转导弹自旋带来的纵向与侧向运动的交叉耦合,利用串联补偿法实现了自动驾驶仪回路的解耦控制.仿真结果验证了该设计方法的可行性.     

一种轻量级通用空空导弹仿真模型设计

针对空战对抗训练中空空导弹杀伤效果的评估需求,提出了一种通用的导弹飞行仿真模型,该模型根据导弹物理特性、动力和运动学特性、制导方式、目标的机动等因素计算导弹运动轨迹,并基于导弹脱靶量、预计接近时间计算导弹杀伤结果。仿真结果表明,该模型计算简易,便于在嵌入式系统中实现,且导弹攻击过程和范围与实际导弹基本相同,可用于对空空导弹攻击效果的实时评估。     

空空导弹发射装置通用自动测试系统的设计

针对当前空空导弹发射装置测试设备存在的不足,基于VXI总线技术,设计了一种空空导弹发射装置通用自动测试系统,讨论了测试系统的主要功能、硬件设计及软件设计。经使用证明,该测试系统具有小型便携、操作简单、测试精度高等优点,有很高的使用和经济效益。     

基于μ综合的空空导弹纵向鲁棒驾驶仪设计

为解决新一代空空导弹飞行包线大、飞行环境复杂和气动参数变化剧烈的特点所带来的控制难题,采用μ综合方法对不确定性与扰动界的估计以及执行机构特性等,选取了不同环节的权函数,设计了算例空对空导弹纵向鲁棒驾驶仪.对设计结果进行了性能分析,并与传统的PID控制方法进行了比较,结果显示在0.01～100 rad/s范围内,采用μ综合控制器的闭环系统结构奇异值几乎在所有频率范围内都小于PID控制器,前者对建模不确定性和扰动的抑制能力要大大优于后者.     

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。     

空空和空地导弹命中精度整体推断方法

由于空空和空地导弹难以在相同发射条件下进行重复射击试验,因而无法得到成组试验数据。为对其命中精度进行评定,提出一种空空和空地导弹命中精度整体推断方法,该方法通过空空和空地导弹仿真结果与靶场试验数据的有机结合,能够将多种不同发射条件下的脱靶量试验数据作为一个整体进行统计推断,给出脱靶量的均值、方差和落入概率的整体估计和置信区间估计。与现行方法相比,空空和空地导弹命中精度整体推断方法具有信息量大,精度高的特点,解决了一种发射条件下只有一个脱靶量试验数据时导弹射击准确度、射击密集度和落入概率评定的难题,并给出检验点以及整个杀伤区域内的命中概率,为空空和空地导弹鉴定及其作战效能评估提供科学依据。     

遥测中频带宽选取方法

针对现代空空导弹,随着遥测参数需求的增加,遥测信号的码速率在不断提高。只有合理选取遥测系统的中频带宽,才能保证遥测系统的通信质量。本文对标准PCM-FM遥测信号的频谱特性进行了分析和仿真,给出了理论上最小中频带宽和工程应用中的选取方法。     

基于置信规则库的机载导弹故障诊断

针对机载导弹结构日益复杂,传统专家系统故障数据少、故障诊断效率低、准确率不高等问题,提出基于置信规则库的方法对机载导弹进行故障诊断。首先,描述了基于证据推理的置信规则库推理方法,建立输入与输出之间的非线性模型;其次,为解决传统专家系统中初始BRB参数不准确的问题,结合故障位置信息,建立参数优化学习模型;最后,以某型机载导弹的制冷系统为例,对基于置信规则库的机载导弹故障诊断方法进行了验证和对比。结果表明,该方法既能克服传统专家系统诊断效率低的问题,同时能够通过参数训练提高机载导弹的诊断精度,较好地提高了机载导弹故障诊断效率,为机载导弹的维护保障工作提供了参考。     

红外空空导弹抗干扰性能评估方法研究

为解决红外空空导弹抗干扰性能难于定量评估问题,给出了一种新的评估方法,用于在定型阶段对导弹的抗干扰性能进行鉴定。该方法首先规划了导弹抗干扰试验。为便于对试验结果进行深入研究,将导弹抗干扰试验分解为导引头抗干扰试验和导弹控制系统抗干扰试验。导引头抗干扰试验分为数字仿真、半实物仿真、系留飞行和靶场发射试验,导弹控制系统抗干扰试验分为数字仿真、半实物仿真和靶场发射试验,通过多层贝叶斯估计分别得到了导引头和控制系统抗干扰概率模型,再利用二阶矩等效方法,推导出了由导引头和控制系统串联组成的导弹系统抗干扰评估模型。算例分析表明,该方法与传统统计方法相比,具有结果可靠、精度高的优点,且能给出抗干扰概率的置信区间。     

机载红外烟幕使用方法

烟幕弹作为一种性价比高的装备广泛地应用在地面红外对抗领域.但在空空对抗领域,由于烟幕容易受到高速气流的影响,利用烟幕有效对抗空空红外制导导弹目前还是个难题.把载机、烟幕和导弹作为一个系统,将烟幕弹的发射时机、初始速度大小及方向与载机的规避相结合,利用相对运动的原理实现发射烟幕弹的精确定位,得出烟幕弹的发射方法;充分利用烟幕的遮蔽效应得出载机的机动规避轨迹,并反推出载机的控制率,得出载机的规避方法.从而解决了高速气流对烟幕的影响,得到了机载烟幕弹对红外制导导弹的干扰方法.通过对载机、烟幕、导弹复杂系统的红外对抗仿真,验证了这一干扰方法的可行性,并为机载红外干扰系统的设计及红外对抗战法的制定提供了参考.     

激光成像引信在空空导弹中的应用

针对激光成像引信在空空导弹中的应用要解决引信前倾角和引信探测距离的设计问题,在分析激光成像引信推扫成像原理的基础上,建立了激光引信脚印尺寸模型和引信前倾角与探测距离模型,通过仿真得到了最佳引信前倾角和探测距离的设计指标:最佳引信前倾角为15°～40°,相应最佳引信探测距离为70～24 m.