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。

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。

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.

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。

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。

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。

气动力/直接力复合舵系统神经网络参考模型设计

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神经网络设计方法,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,利用神经网络参考模型方法对等效舵机系统进行设计。最后,通过仿真验证了该方法可利用直接力喷流机构快速性,有效地提高复合舵系统的性能。

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。

直接侧向力/气动力复合控制系统稳定性分析

研究战术导弹发动机控制优化问题,针对直接侧向力姿态控制的脉冲发动机非线性量化特性和死区特性影响系统的响应速度和稳定性。为解决上述问题,对直接侧向力/气动力双反馈复合控制方案,提出了描述函数法的鲁棒性控制方法。首先建立了直接侧向力/气动力复合控制系统数学模型,进而推导出脉冲发动机量化非线性描述函数;在完成复合控制系统设计的基础上,根据非线性系统分析特点把复合非线性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,对脉冲发动机非线性量化特性及死区特性进行仿真。结果表明,改善了发动机的性能,提高了驾驶仪的稳定性和响应速度,证明了方法的正确性。

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。

直接力导弹的模型参考自适应滑模控制器设计

针对导弹直接力/气动力复合控制的特点,提出了一种基于参考模型的自适应滑模控制方案。该设计方法针对系统所存在的不确定性,在滑模控制中引入了自适应参数调节律和模糊控制规则,采用自适应律逼近模型摄动和外界干扰的上界,采用模糊调节律有效减弱了一般变结构控制系统的抖颤问题,既进一步增强了系统的鲁棒性,又提高了自适应参数收敛过程中的跟踪精度。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。

考虑复合控制系统动态特性的前向拦截制导律

为满足临近空间拦截高速大机动目标的实际需求,研究了考虑直接力/气动力复合控制动态特性的前向拦截制导律设计方法。在考虑连续气动力和离散直接力特点的基础上,给出了一种在气动舵控制基础上设计连续直接力、然后通过冲量等效法进行离散化的直接力设计方法,避免了复杂的控制分配问题。根据二维前向拦截导引运动学模型和拦截导弹动力学模型,利用时间尺度分离,将拦截导弹和目标的质点运动学与加速度慢变子系统构成的动态系统,看成慢变子系统,设计了俯仰角速度指令;将俯仰角速度动态子系统看成快变子系统,通过对俯仰角速度指令的跟踪控制设计得到考虑复合控制系统动态特性的前向拦截导引律。仿真结果校验了本文方法的正确性和有效性。

临近空间防御作战拦截弹制导与控制关键技术综述

为满足临近空间高超声速目标防御作战需求,聚焦拦截弹超远程超高速拦截制导和控制关键技术,对“中制导”、“中末制导交接班”、“末制导”、“直接力/气动力复合控制”以及“多拦截弹协同拦截”等五个方面的研究进展进行综述,围绕“基于区域分割的多拦截弹协同弹道生成”、“基于分布式优化的多拦截弹协同弹道修正”以及“多拦截弹协同末制导律的动态捕获区”三个未来需要重点发展的方向进行展望,为临近空间拦截弹制导控制技术研究提供参考和借鉴。

基于模糊PID的直/气复合再入控制方法研究

升力式高超声速再入飞行器气动力、气动热耦合环境复杂,不确定性和干扰较大,一般采用直接力/气动力的复合控制方式。针对飞行环境特点和不同控制机理构成的复合控制模式,提出了一种基于模糊PID的直接力/气动力复合控制方法,该方法通过对气动力控制与直接力控制两个子系统分别设计模糊PID控制器,并设计了一种复合控制方案。最后针对某型升力式高超声速再入飞行器的纵向姿态复合控制进行了仿真验证,仿真中综合考虑了气动参数的误差、测量误差、大气干扰与大气环境的不确定性。仿真结果表明,所设计的模糊PID控制器较传统的PID控制器具有更好的控制性能,更强的鲁棒性和自适应能力。