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.      

滚仰式导引头稳定平台动力学建模及驱动力矩计算

为指导滚仰式导引头稳定平台控制系统的设计,结合李群理论,分析了稳定平台运动学描述方法,推导了广义坐标形式的动力学方程.该动力学方程不仅考虑了加速度力矩,而且综合了质量不平衡力矩、框架耦合力矩及弹体运动产生的干扰力矩等非线性力矩.在此基础上分析了导引头跟踪沿光轴切线飞行的目标时的角速度、角加速度参数.最后针对某滚仰式导引头原理样机,数值计算滚转轴的最大驱动力矩为1.828N·m,俯仰轴最大驱动力矩为0.015 6N·m.     

惯性平台不平衡力矩测试方法及补偿控制

为了消除惯性平台在导弹飞行过程中受到的不平衡力矩对其稳定性和跟踪精度的影响,提出了惯性平台不平衡力矩的测试和补偿方法.在得出平台内外框架静平衡条件的基础上,采用多个称重传感器对内外框架进行测试,得到每个框架不平衡力矩值,从而推导出在弹体运动的动态环境下内外框不平衡力矩的算式.根据不平衡力矩测试结果和算式,建立了基于不平衡力矩补偿的惯性平台内框控制模型.通过MATLAB/Adams对该模型进行联合仿真,结果表明了该补偿方法的有效性.     

导引头隔离度寄生回路稳定性及测试方法

为研究导引头隔离度寄生回路稳定性,基于典型平台导引头建立了隔离度传递函数和隔离度寄生回路模型,提出了2种基于半实物仿真试验的寄生回路稳定性测试评价方法. 利用频域法解析分析了隔离度传递函数的特性,利用劳斯判据研究了制导参数与寄生回路稳定域的影响. 结合某红外图像导引头,在典型飞行条件下数值分析了隔离度传递函数特性和隔离度寄生回路稳定性能,并利用实验验证了隔离度寄生回路稳定性测试方法的有效性. 研究表明寄生回路稳定性最严重的区域位于中频段,制导参数和隔离度传递函数的幅相特性均对寄生回路的稳定性有重要影响.      

基于强迫振动的全捷联导引头隔离度在线抑制技术

基于全捷联导引头隔离度离线标定精度较差且难以有效抑制隔离度对制导控制系统造成的影响,提出了基于强迫振动的全捷联导引头隔离度在线估计与抑制算法,并研究了算法参数取值对估计和抑制效果的影响;针对隔离度抑制效果受测量噪声影响较大的问题,设计了基于卡尔曼滤波技术的改进方法.仿真结果表明,该算法可以实现对全捷联导引头刻度尺误差引起的隔离度的估计,将估计结果进行前馈补偿可有效抑制隔离度对导弹制导控制系统的影响.      

无磁仿真转台用凸轮转子马达叶片干扰力矩

介绍了一种新型的无磁仿真转台用凸轮转子连续回转电液伺服马达的工作原理及特点.通过对其叶片的系统受力分析,得出马达波动力矩产生的机理.利用Matlab软件对马达低速运行时,叶片产生的干扰力矩进行了仿真,并对不同减压阀出口油压及不同叶片厚度下的干扰力矩进行对比,得出相关参数对该类型马达力矩波动产生的影响.为解决该类液压马达存在的低速速率波动现象提供了一定的理论依据.     

全捷联相控阵雷达导引头隔离度寄生回路研究

针对全捷联相控阵雷达导引头的隔离度问题,分析了造成隔离度误差的主要原因,建立了隔离度寄生回路模型,通过量纲一化分析了隔离度寄生回路的稳定性和频率特性,利用伴随函数法研究了隔离度寄生回路对比例导引制导系统的影响.结果表明,导引头的不完全解耦和测角误差是产生隔离度问题的主要原因;相比负反馈,正反馈时寄生回路的稳定性对隔离度更敏感,临界失稳频率更接近控制系统频率;隔离度寄生回路将改变比例导引制导系统的性能参数,影响制导精度.      

提高负载仿真台跟踪性能的方法

电液负载仿真台在工作过程中存在多余力矩的干扰 .在对多余力矩产生机理的分析基础上 ,采用同步补偿方案减小多余力矩的干扰 ,同时采用自适应的方法提高同步位置跟踪精度 .利用模拟导弹飞行曲线进行实验跟踪 ,达到了跟踪精度要求     

负载力矩对旋转阀转速的影响分析及转速控制研究

旋转阀的转速控制关系到钻井液压力信号的产生。旋转阀负载力矩随旋转角的变化规律是影响转速控制的关键。根据旋转阀转子的受力情况分析了旋转阀负载力矩的组成及影响因素。通过理论分析结合计算流体力学(CFD)仿真分析建立了负载力矩的计算模型。研究表明,旋转阀负载力矩随旋转角呈严重的非线性变化,负载力矩与钻井液流量的平方有关,与钻井液密度呈线性关系,与钻井液黏度无关。负载力矩的非线性特性对旋转阀转速产生严重影响。基于负载力矩的计算模型,采用负载力矩的前馈补偿进行旋转阀转速控制系统的线性化校正,通过转速负反馈形成PID(比例-积分-微分)闭环实现旋转阀转速的快速随动控制。MATLAB/Simulink仿真结果表明,旋转阀转速闭环控制系统具有快速跟随调相脉冲变化的能力;同时对流量测量误差及负载力矩计算模型偏差产生的干扰影响具有较强的抑制作用,可以满足对32 Hz的压力载波进行相移键控(PSK)调制,实现16 bit/s的数据传输速率。     

二轴框架视线指向系统的凸优化反馈镇定

以一类偏航-俯仰二自由度框架结构为研究对象,探讨执行元件存在输出饱和的条件下此类不确定系统的最优镇定问题.在框架动力学模型的基础上,分析了基座角运动、结构耦合和惯性不平衡力矩等干扰因素对系统动力学特性的影响.针对干扰条件下执行元件非线性饱和导致的稳定性问题,基于线性矩阵不等式组的凸优化方法,得到了镇定系统的状态反馈矩阵的最优值,为设计稳定的导引头回路控制系统提供了理论依据.仿真结果表明,最优反馈控制器对该类系统中的结构不确定性、饱和非线性和外界干扰力矩等因素具有较强的鲁棒性.
     

基于跟踪微分器的导引头半捷联稳定系统半实物仿真研究

为计算平台惯性角速度,将跟踪微分器应用到导引头半捷联稳定系统中.介绍了跟踪微分器原理,对基于跟踪微分器的导引头半捷联稳定系统进行了数字仿真和半实物仿真,仿真结果表明导引头半捷联稳定系统的稳定性能随弹体扰动频率升高而降低,典型弹体扰动下半捷联稳定系统的稳定性能满足指标要求.     

被动加载系统中的多余力矩复合补偿方法

分析了被动式加载系统中多余力矩的特点 ,针对前馈补偿方法中存在的高阶微分补偿控制器物理上难以实现以及模型失配问题 ,提出了基于小脑模型关节控制器 (cerebellarmodelarticulationcontroller,CMAC)的复合补偿方法 .仿真和试验结果表明 ,采用基于CMAC的复合补偿方法对于多余力的抑制具有明显效果 .     

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.      

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.      

基于自抗扰的高超再入飞行器轨迹线性化控制技术

在高超再入飞行器运动模型的基础上,全面分析了全弹道3通道间的运动学耦合、惯性耦合、气动耦合和控制耦合.针对该强耦合系统的姿态跟踪问题,基于时标分离和奇异摄动原理,分别在姿态环慢回路和快回路设计了基于自抗扰的轨迹线性化控制器.结合控制器的设计过程,从前馈、反馈、干扰观测与补偿等角度全面分析了自抗扰轨迹线性化控制方法的通道解耦机理.仿真结果验证了解耦机理分析的正确性,表明自抗扰轨迹线性化方法具有很好的解耦效果,适合用于强耦合系统的控制器设计.      

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.