姿控式导弹直/气复合力控制研究

针对姿控式直/气复合式导弹设计姿态控制系统,实现快速的角度跟踪,建立导弹俯仰通道的模型,基于串级双环滑模自抗扰控制的方法,给出俯仰通道的控制器模型,并给出系统结构图。基于直接力装置和气动力装置本身的特性,设计一定的分配逻辑,实现气动装置和直接力装置的合理分配,然后通过脉冲调宽调频技术(PWPF)将直接力离散化成开关指令。然后根据Lyapunov方法证明整个系统的稳定性。对该控制方法进行仿真,结果证明该方法的姿态稳定性和响应快速性。

气动力/直接力复合控制系统零极点配置设计

为提高气动力/直接力复合控制系统的性能,针对直接力喷流操纵不确定性对复合控制系统的动态品质的影响,采用零极点配置设计复合控制系统自动驾驶仪的方法。给出了气动力反馈/直接力前馈的复合控制自动驾驶结构,分析了直接力前馈控制对复合控制系统零点的影响。分别采用极点配置和零点配置方法设计了气动力反馈控制回路和直接力前馈回路,保证了复合控制系统具有理想的动态品质和对喷流不确定性的鲁棒性。通过复合控制系统六自由度仿真验证了方法的有效性。研究对于气动力/直接力复合控制系统设计具有较强的工程应用价值。

基于自适应滑模与模糊控制的导弹直接力／气动力复合控制系统优化设计

针对导弹直接力/气动力复合控制问题,提出了一种基于自适应滑模控制(ASMC)与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。该方法将整个导弹控制系统分为气动力控制子系统(ACS)和直接力控制子系统(RCS)两部分。前者采用自适应滑模控制理论进行设计,利用其所具有的强鲁棒性优点,克服了包括参数摄动与外界扰动在内的各类不确定性因素的影响。后者通过基于规则的模糊推理来确定不同条件下直接力作用的大小,以辅助提高气动力子系统的性能。在控制系统结构确定的条件下,利用遗传算法(GA)对各参数进行优化,实现了两个子系统之间的协调工作。仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。

基于微分几何的并联机构动力学及复合控制

在应用微分几何和黎曼度量分析串联机构动力学模型的基础上,结合并联机构的特点,推导了简单、统一的并联机构动力学模型,并将其投影到约束力和切向力方向,进而提出了并联机构的力/位置复合控制的控制算法。对一个二自由度平面并联机构的仿真结果表明,所提出的算法可有效控制约束内力、外力和末端位置。

基于有限时间稳定和Backstepping的直接力/气动力复合控制方法

针对采用直接力/气动力复合控制的导弹,研究其控制系统的设计问题。将直接力引入控制系统,在提高系统响应速度的同时,也使控制系统的结构复杂化。如何合理的设计控制方法,使得直接力和气动力能够协调工作、优势互补成为一个亟待解决的问题。针对气动舵控制回路,基于有限时间稳定理论,求解最短时间控制问题,得到一个具有良好特性的受控弹体;针对此受控弹体,基于Backstepping方法,研究直接力控制律,加快系统的响应速度。在整个控制系统设计过程中,通过"隐攻角"反馈对弹体进行增稳,进一步改善系统的响应品质,使控制系统达到"稳、准、快"的控制效果。仿真结果表明,复合控制系统的响应过程快速且平稳,验证了控制方法的有效性。

气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性分析

文中针对气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的前馈-反馈控制器结构特点,基于对直接力喷流装置放大因子与攻角的对应关系和直接力寄生回路的耦合机理的分析,研究了气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的鲁棒稳定性问题,给出了采用气动力/直接力复合控制导弹自动驾仪的稳定域。

一种气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪设计

文中提出了一种气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪的前馈-反馈控制器结构,通过攻角反馈自动驾驶仪以及直接力反馈主控回路控制器设计,解决了传统法向过载误差控制器中气动力与直接力两个控制回路由于使用同一个加速度传感器所带来的复合控制系统的解耦问题。文中给出了攻角反馈自动驾驶仪和直接力主控回路的设计方法。通过数字仿真,验证了所设计的直接力/气动力复合控制器可以有效提高导弹末端对付高机动目标的快速响应能力。

直接力/气动力复合作用动能拦截弹姿态控制方法

针对直接力/气动力复合作用动能拦截弹的姿态控制问题,建立了拦截弹俯仰-偏航通道短周期运动模型;利用线性二次型最优跟踪控制理论结合姿控固体小火箭点火逻辑设计了复合控制系统,通过分析非线性容限得出了该系统对直接力偏差具有强鲁棒性的结论;姿控回路仿真表明系统具有快速响应特性及良好的跟踪性能,考虑侧喷干扰效应等实际条件的六自由度弹道仿真表明所设计的控制系统能够满足拦截末段直接碰撞要求。

基于自抗扰的直接力与气动力复合控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制导弹的设计问题,提出了一种基于自抗扰控制技术的自动驾驶仪设计方法。首先分析了复合控制系统的特点和控制问题,建立了三通道的复合控制模型。然后针对俯仰通道和偏航通道提出了一种三环设计方法,内环和中环应用自抗扰控制器设计,主要考虑自抗扰控制器对对象参数变化和外部扰动的不敏感特性,外环采用PI控制器设计。最后针对滚转通道提出了一种双环设计方法,内环和外环均采用自抗扰控制器设计。仿真结果表明,所提出的控制方案对过载指令具有较好的跟踪效果,且控制器具有很强的鲁棒性,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。

气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪设计研究

直接力控制是提高导弹末端机动过载和快速响应能力的关键技术之一,采用气动力/直接力复合控制能有效地减小导弹在攻击高空目标时因空气舵效率下降而造成的脱靶.本文提出了三种不同的气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构,分别对三种不同复合控制器结构进行了设计与仿真,验证了复合控制导弹的性能,并对三种不同的控制器结构进行了对比分析,为气动力/直接力复合控制器设计提供了理论依据.

直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪解耦设计

针对采用脉冲发动机姿控方式的复合控制导弹由于弹体旋转引起的耦合效应,提出了一种对惯性积耦合和运动学耦合的完全补偿的解耦设计方法。首先在完成气动力/直接力复合控制弹体动力学建模的基础上,对复合控制导弹的耦合机理进行了分析;然后根据完全补偿策略设计了复合控制导弹的解耦控制器。最后,通过仿真验证了该方法的有效性。

直接力与气动力复合控制前向拦截导引律综述

直接力与气动力复合控制前向追击在拦截高空高速目标方面具有独特的优势。分别综述了前向拦截导引律和直接力气动力复合控制设计方法的研究进展,其中,直气复合控制分别从点火逻辑设计、控制分配方法、气动舵控制和直接力控制分别设计、俯仰和偏航通道同时设计、复合控制导弹的制导律设计等几方面进行分类分析,并介绍了复合控制前向拦截导引律进展。最后,指出了值得进一步研究的几个关键问题,可为今后的研究提供参考。

直接力/气动力复合控制导弹自适应模糊滑模控制

针对采用直接力/气动力复合控制导弹所具有的强耦合非线性等特性,提出了一种基于自适应模糊滑模控制的自动驾驶仪设计方法.该方法利用自适应模糊系统所具有的万能逼近特性,对大攻角飞行过程中导弹动力学系统存在的非线性特性进行逼近,并利用变结构控制对外界干扰的强鲁棒性,构造误差系统滑模面,克服了逼近误差和外界干扰对控制系统的影响,实现了对大机动指令的精确跟踪.仿真结果表明,所设计的控制方法对大过载指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性和外界干扰也具有较好的鲁棒性.由于采用直接力/气动力复合控制,有效的减小了气动舵偏角,避免了气动舵的饱和.

基于自适应模糊滑模退步控制的直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪设计

针对直接力/气动力复合控制导弹所具有的强耦合非线性特性,提出了一种基于自适应模糊滑模退步控制的自动驾驶仪设计方法。该方法利用自适应模糊系统所具有的万能逼近特性,对大迎角飞行过程中导弹动力学方程中存在的非线性函数进行逼近,并利用变结构控制所具有对干扰的强鲁棒性,构造误差系统滑模面,克服了逼近误差和外界干扰对控制系统的影响,实现了对大机动指令的精确跟踪。仿真结果表明,所设计的自动驾驶仪对过载指令有良好的跟踪效果,对模型不确定性和外界干扰具有鲁棒性。

基于终端滑模的直接力/气动力复合控制系统设计

针对空空导弹直接力/气动力复合控制问题,建议一种基于非奇异快速终端滑模控制方法(NFTSM)和动态控制分配技术的复合控制策略。根据导弹纵向运动模型设计非奇异快速终端滑模控制器,获得建立导弹过载所需要的控制力矩。采用动态控制分配将期望的控制力矩映射到气动舵和直接力装置。仿真结果表明,提出方法适用于空空导弹直接力/气动力复合控制系统设计,能够快速精确跟踪过载指令。

直接力/气动力复合控制系统鲁棒稳定性分析

针对直接力控制的脉冲发动机非线性量化特性和喷流因子的不确定性,结合直接力/气动力双反馈复合控制方案,为了导弹飞行高速稳定性设计,提出了圆判据的鲁棒稳定性分析方法。首先建立了直接力/气动力复合控制系统数学模型,在完成复合控制系统设计的基础上,采用圆判据稳定性分析特点把非线性复合控制系统简化成一个非线性环节和一个线性环节的典型闭环结构形式,并根据圆判据的结论分析了脉冲发动机喷流因子不确定性和非线性量化特性对导弹自动驾驶仪稳定性影响。最后仿真结果验证了方法的正确性。

直接力／气动力复合控制导弹自动驾驶仪鲁棒稳定性分析

针对两类不同的直接力／气动力复合控制导弹自动驾驶仪结构。进行了鲁棒稳定性分析，分别给出不同结构复合控制系统的鲁棒稳定区间，即确保系统稳定前提下，直接力喷流机构应满足的约束条件；最后，对不同驾驶仪结构的鲁棒稳定性进行了对比分析。为直接力复合控制系统的设计提供了依据，具有较好的工程参考价值。

空空导弹反作用侧向力／气动力复合控制系统设计

建立了具有反作用侧向力／气动力复合控制的空空导弹动力学模型，采用全程滑态变结构模型跟踪理论分别设计了导弹俯仰通道气动力控制子系统和反作用侧向力控制子系统。数字仿真结果表明，与单独气动力控制相比，这种复合控制方式可以显著提升导弹响应的快速性和导弹的机动能力。

气动力/直接力复合导弹鲁棒控制器设计

提出了一种气动力/直接力复合控制导弹在舵机层面进行复合控制的鲁棒控制器设计方法,即空气舵与直接力喷流机构看作是复合舵系统模型.该方法在完成复合舵系统建模的基础上,利用参数空间方法对等效舵机系统进行设计,以确保在喷流因子变化时的鲁棒性。最后,通过仿真验证了该方法的可行性。

直接力/气动力复合控制导弹鲁棒驾驶仪设计

针对防空导弹性能问题,为了有效抑制侧向喷流干扰效应的影响,提高操纵效率和快速响应性,提出了基于L2增益理论进行了直接力/气动力复合控制导弹的导弹自动驾驶仪设计方法。根据L2增益的标准设计线性系统的L2增益设计思想,给出基于代数Riccati方程的求解方法。按直接力/气动力复合控制导弹的法向过载自动驾驶仪结构给出系统的状态空间,将侧向喷流干扰效应作有界干扰,利用全维状态反馈将自动驾驶仪设计问题转换成一个L2增益的标准设计问题,并进行了仿真。结果表明设计的自动驾驶仪指令跟踪精度高,鲁棒性强,实现了干扰的抑制。