Compound control allocation strategy of dual aero/jet vane control missile

To solve the control allocation problem of dual aero/jet vane control missile, dynamics e- quations in longitudinal plane are derived, and the structure of compound control loop is designed based on attitude autopilot. Four brief compound control allocation strategies are researched and an- alyzed. Furthermore, a new strategy called chain combination variable proportional coefficient strat- egy based on rudder effect is presented. By simulation of initial climb trajectory, the characteristics of all the strategies are researched, and the results illustrate that the new strategy can meet the re- quirement well.

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。

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。

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。

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.

空气动力和直接侧向力复合控制的拦截弹飞行力学及稳定回路模型

以大气层低层拦截导弹为研究对象,建立了飞行力学模型,进行了空气动力与力矩燃气动力的复合控制回路分析设计,进行了实例计算与仿真。

基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制

针对高超声速飞行器过渡段的姿态控制问题,提出一种基于模型跟踪的自适应滑模直接力/气动力复合控制方法;该方法选择法向过载和俯仰角速率作为状态变量,实现了系统全状态反馈,在滑模控制中通过引入自适应机制克服吸气式冲压发动机不同工作状态引起的被控模型参数不确定性,利用Lyapunov理论证明了闭环系统全局渐近稳定性;不同条件下仿真结果表明,所设计方法对攻角指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性具有较好的鲁棒性。

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。

大气层内燃气动力与气动力复合控制方法探讨

对采用燃气动力(直接力)与气动力复合控制技术的控制方式、姿控发动机控制周期、点火逻辑及姿控发动机启控策略等进行了初步探讨。重点对采用燃气动力/气动力复合控制方式中舵系统的工作模式进行了探讨及仿真研究,对姿控发动机控制周期及控制回路工作周期对制导精度的影响进行了初步仿真研究。通过仿真研究表明:在末制导阶段,采用燃气动力/气动力复合控制方式可提高导弹的快速性,进而提高导弹的制导控制精度。

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。

大功率汽轮机长叶片气动设计初探

结合长叶片级S_2流面设计问题的计算结果对大功率汽轮机长叶片气动设计进行了初步的探讨。对沿叶展等轮周功分布和可控涡流型两种设计方案的优缺点进行了对比分析。分析结果表明：尽管可控涡流型与等轮周功分布方案相比能够使涡轮级的反动度沿叶展的分布趋于均匀,但在应用于末级长叶片的设计时由于积分余速损失的增加而受到了一定的限制。

防空导弹的复合控制系统设计方案研究

为了适应现代防空导弹对高速、大机动目标实施精确打击的要求,导弹的飞控系统可采用直接力/气动力复合控制设计方案。复合控制综合了气动力控制和直接力控制的优点,具有较快的动态响应,同时其过载能够满足快速打击大机动目标的需求。直接力控制和气动力控制的协调是复合控制的重点问题,解决思路包括子系统独立设计和子系统联合设计两种。根据子系统联合设计思想,以直接力为主控回路、气动力为前馈回路建立了前馈-反馈复合控制回路,采用模糊PD控制器调节直接力回路参数,采用模糊理论的复合控制系统设计方案。在给定条件下进行仿真,结果表明,采用模糊PD控制器的复合控制系统的动态特性优于现有的复合控制系统,并具有较强的鲁棒性。

基于跟踪-微分器的气浮十字梁复合控制研究

基于气浮十字梁实验系统的纵向模型,设计了基于跟踪-微分器的非线性PID控制律,加入补偿器克服跟踪-微分器产生的相位延迟,通过与普通PID控制律进行数学仿真和实物实验的比较,验证了所设计的控制算法鲁棒性好而且对噪声有良好的滤波作用,为深入探讨气动-质量矩复合控制奠定了基础。

直接力-气动力复合控制技术研究及其应用

针对飞行器高空低动压条件下的制导控制技术进行研究,通过引入侧喷直接力控制机构,采用适当的控制分配方法实现直接力-气动力的复合控制来满足大攻角飞行的需求,最后通过仿真计算得到可行的结论。

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。

一种面向空天飞机再入的智能自适应复合控制方法

针对空天飞机再入横、侧向通道的姿态控制问题,设计了一种智能神经网络自适应复合控制方法,基于误差反馈学习准则在线更新神经网络权重以补偿全量姿态控制律输出的姿态控制指令。同时,面向再入过程横侧通道的强耦合问题,引入了耦合控制系数,以降低横、侧通道间的控制干扰。此外,提出了一种自适应链式控制分配律,在控制信号中引入正交优化多正弦激励,基于递推最小二乘方法对气动参数进行在线辨识,进而实时更新链式分配策略。最后,对空天飞机再入横侧向通道的神经网络自适应复合控制方法进行数学仿真校验,验证了该方法的有效性和鲁棒性。

直接力/气动力复合控制系统自适应滤波器设计

针对防空导弹直接侧向力开启诱发的弹性振动,对直接力/气动力复合控制系统自适应滤波器设计进行了研究。根据弹性振动模型,采用有陷波滤波器的控制系统,设计了高通滤波器、频率辨识器和陷波滤波器。用渐消记忆最小二乘法在线辨识弹性振动模态频率,实时调整陷波滤波器参数,实现对弹性振动信号的自适应滤波。仿真结果表明:设计的自适应滤波器能准确辨识出弹性频率,可有效抑制弹性振动对控制系统的影响。

基于零控脱靶量和过载偏差的直/气复合控制策略

为解决常规控制策略难以高效修正中末制导交班误差的问题,提出了一种新的控制策略。首先建立了直/气复合控制系统的数学模型,然后分析了反临拦截器常见的轨控直接力开启策略,并通过仿真比较,选出控制效果最佳的轨控策略。在此基础上,结合反临拦截器的工作需求,提出了基于零控脱靶量和过载偏差的轨控策略,并将其与已有的轨控策略进行比较。仿真结果表明,新的控制策略可以在保证命中精度的前提下,燃料消耗降低40%以上,更利于打击位置偏差更大的目标。