BTT导弹变结构自适应控制仿真研究

一种变结构自适应控制律,可以不依赖于系统的精确数学模型,但对于BTT导弹气动参数不确定性具有良好的控制效果.采用Matlab,分别对BTT导弹滚转、偏航以及俯仰三个通道进行数值仿真,接着又对闭环系统进行了仿真验证,根据对仿真结果的分析,对该控制律进行了进一步的改进.所设计的改进控制律很好地解决了导弹数学模型不能精确获得以及参数大范围变化的问题,并且在很大程度上克服了导弹各通道间存在的耦合现象,与其它控制方法比较,具有算法相对简单,并且易于仿真验证的特点,对BTT导弹自动驾驶仪研究具有很好的指导意义.     

BTT导弹横侧通道H∞鲁棒控制器设计研究

考虑到BTT导弹存在较大的耦合和不确定性,传统频域控制理论以及三通道独立设计方法不再适用于自动驾驶仪的设计.为此,研究了BTT导弹横侧通道H∞鲁棒控制器的设计问题,用以抑制不确定性、外来扰动以及通道间耦合给系统带来的不利影响.首先分析了H∞鲁棒控制器设计中存在的关键问题,包括不确定性的分析及加权函数的选择;然后通过建立包含未建模不确定的被控对象、引入加权函数,得到了扩展的广义受控系统,利用Matlab鲁棒控制工具箱设计了BTT导弹横侧通道的H∞鲁棒控制器;最后通过仿真验证,表明设计的H∞鲁棒控制器具有良好的控制性能和鲁棒性.     

BTT导弹控制系统设计问题的研究

针对BTT导弹控制技术进行研究无疑具有很高的应用价值,对巩固和提高我国的国防科技水平具有重要意义;BTT导弹因其自身的机动方式而成为典型的非线性强耦合系统,给其控制系统设计工作带来很大难度;能否选择合适的控制方法对控制系统进行设计成为制约BTT导弹性能的关键问题;文中从控制方法设计的角度对BTT导弹控制系统设计问题进行了研究,通过采用不同控制方法进行控制律设计和稳定性分析,来对各方法的特点进行比较和分析。     

空空导弹增益调度鲁棒H_∞控制自动驾驶仪设计

为了满足空空导弹大空域、高机动飞行的技术指标要求,提出了BTT导弹的增益调度鲁棒H∞自动驾驶仪设计方法;建立了BTT导弹线性变参数(LPV)系统数学模型;提出了LPV系统增益调度鲁棒H∞控制设计方法和设计过程;通过把BTT导弹自动驾驶仪分为俯仰、偏航/滚转通道分别进行设计,并以俯仰通道为例进行了仿真验证;仿真结果表明该控制算法具有良好的控制性能,从而,验证了增益调度鲁棒H∞控制算法的正确性和有效性。     

基于QFT的空射反坦克鲁棒导弹飞行控制系统设计

空射反坦克导弹飞行控制系统设计面临的主要困难是模型参数大范围变化所带来的系统高度不确定性;针对导弹参数有界不确定性问题,提出了一种基于定量反馈理论(Quantitative Feedback Theory,QFT)和极点配置理论相结合的鲁棒飞行控制系统设计新方法,并基于该方法完成了空射反坦克导弹俯仰通道鲁棒飞行控制系统的设计;仿真结果表明,所设计的飞行控制系统具有较强的鲁棒性和跟踪性能。     

BTT导弹滚转通道模型参考变结构自动驾驶仪设计

BTT导弹的气动参数强烈变化特点、大机动需求和控制技术要求导弹滚转通道必须具有快的响应速度和强的抗干扰能力.针对这些特点,引入了模型参考变结构控制(MRVSC)设计导弹滚转通道自动驾驶仪,应用Simulink对PID和MRVSC两种自动驾驶仪进行仿真分析;在飞行高度为200m时,PID和MRVSC自动驾驶仪对理想弹道的跟踪效果几乎相同;在10km高度,PID方法的跟踪效果明显变差,而MRVSC具有同样的跟踪效果;仿真结果表明,MRVSC自动驾驶仪能够保证快的响应速度和抵抗参数大范围变化.     

大包络飞行BTT导弹多模鲁棒控制方法研究

在导弹飞行控制器优化设计的研究中,针对大包络飞行BTT导弹全局H∞鲁棒控制器的设计问题,为了提高系统的稳定性和抗干扰性,将多模型自适应控制方法与传统的控制器增益调度方法相结合,提出一种适合于BTT导弹H∞鲁棒控制器的增益调度方法.针对各子工作区离线设计满足要求的常值参数鲁棒控制器,飞行过程中通过实测的调度参数对各鲁棒控制器输出进行平滑切换,避免引起的参数误差,消减了高阶H∞鲁棒全局控制器参数脆弱性问题的影响.实现对大包络飞行BTT空空导弹姿态稳定性控制,并通过数字仿真验证了方法的有效性.     

多枚倾斜转弯导弹的滚转通道之分布式有限时间姿态协调控制

对多枚倾斜转弯(BTT)导弹设计滚转通道自动驾驶仪时,基于分布式协调控制理论,本文提出了一类分布式有限时间姿态协调控制器.由于BTT导弹的气动参数变化强烈、机动要求高,要求控制器响应速度高,抗干扰能力强.本文基于有限时间控制技术,并结合多智能体系统的协调控制理论,对多枚BTT导弹滚转通道提出了一种分布式有限时间姿态协调控制律.在该控制律作用下,所有的BTT导弹通过相互协调,其滚转角可以在有限时间内达到一致并为给定的参考指令信号.仿真结果表明了该方法的有效性.     

BTT导弹的自适应模糊反演控制律设计

结合反演控制、自适应控制和模糊控制方法,针对具有非匹配不确定性的BTT导弹非线性动力学模型,设计了一种基于自适应模糊控制的BTT导弹反演控制律.针对传统反演控制律设计的不足,采用模糊控制法逼近BTT导弹控制系统中带有未知成分的非线性函数,实现了无需精确数学模型的全新控制律,避免了因建模误差对控制带来的不良影响.设计了自适应控制律以调整设计参数的变化,利用李亚普诺夫方法证明了系统的稳定性和收敛性.仿真结果表明,所设计的控制律对导弹控制系统中存在的非匹配不确定因素具有较强的鲁棒性和自适应性.     

飞航导弹变论域自适应模糊PID控制方法

对于导弹飞行控制,当系统在大动态范围运行时,常规模糊PID控制由于固定论域、调整因子以及根据个别专家经验制定的有限控制规则不够完善,其固定的论域范围就会使得模糊控制对PID参数的调整过大或者过小,造成系统响应变慢,出现震荡,难以稳定等。针对导弹在飞行过程中具有非线性、耦合性以及时变性等特点,设计了一种自适应变论域模糊PID复合控制策略,采用变论域模糊控制实现控制参数自整定和控制规则的自调整,采用PID控制弥补模糊控制固有的精度盲区。实验结果表明该方法无论在随机扰动还是幅值扰动情况下都能够实现快速响应,自适应抗干扰能力强,具有动态响应快、稳定精度高,鲁棒性强等特点。     

基于LQR方法的巡航导弹BTT控制器设计

基于LQR最优控制思想提出一种针对巡航导弹BTT控制的设计方法。首先基于巡航导弹的气动外形及飞行特点建立数学模型,然后根据导弹控制器设计要求,合理选取状态变量,采用积分型LQR控制设计最优控制律,最后的仿真结果表明,导弹能够无静差的跟踪过载及滚转指令,并有效的抑制了侧滑角的产生。     

基于LS-SVM的BTT导弹动态逆反演控制

基于LS -SVM理论、动态逆控制和反演控制方法,针对具有非匹配不确定性的BTT导弹非线性数学模型,设计了一种基于LS- SVM的BTT导弹动态逆反演控制律;对传统反演控制律设计的不足之处,采用LS- SVM法逼近BTT导弹控制系统中带有未知成分非线性函数,从而实现了无需精确数学模型的全新控制律,避免了因建模误差对控制带来的不良影响,在此基础上,利用李亚普诺夫方法证明了系统的稳定性和收敛性;仿真结果表明,文章所设计的控制律,对导弹控制系统中存在的不确定因素具有较强的鲁棒性和自适应性.     

巡航导弹姿态与过载自动驾驶仪对比研究

针对巡航导弹常见的两种自动驾驶仪,即姿态自动驾驶仪和过载自动驾驶仪,进行对比研究,并分析其与比例导引律匹配时的系统制导性能.通过对其结构图及传递函数的分析可以看出过载自动驾驶仪能够实现全状态反馈,使系统响应具有很好的快速性.当和比例导引法匹配时,由于法向过载控制能够直接对质心进行控制,故其制导性能更好.通过对制导回路和自动驾驶仪匹配的三自由度仿真,结果表明采用过载自动驾驶仪的系统其制导时间短,脱靶量小,从而验证了理论的正确性.     

基于PSO的BTT飞行器鲁棒解耦控制设计

提出BTT飞行器的一种鲁棒解耦控制方法。针对飞行器具有非线性、强耦合、多输入多输出（MIM0）等特点,从飞行器数学模型分析通道间耦合产生的原因,并采用Gershgorin圆的方式,定量的分析系统的对角优势度;然后利用粒子群优化算法（PSO）得到小偏差线性模型的鲁棒解耦矩阵,使得系统满足对角优势的性质;最后设计鲁棒控制器,经仿真结果验证表明,该解耦方式的控制效果良好,并具有较强的工程应用价值。     

考虑参数优化的BTT导弹三维非线性制导律

针对BTT（bank-to-turn）导弹制导过程中的通道耦合问题,设计了一种考虑制导参数优化的新型的三维非线性制导律.首先,采用旋量描述方法构建弹目视线方位模型,采用矢量描述方法构建弹目视线角速度模型,从而得到了导弹制导的三维非线性模型;然后,将制导律分为制导控制项和耦合补偿项.基于制导控制项最优设计相应的目标函数.同时,在不损失制导信息的情况下,将制导模型转化为线性形式;最后,分别针对无终端约束和有终端约束情况,基于二次型最优方法得到了三维制导律.该制导律既解决了通道解耦,其制导参数又满足一定物理意义下的最优性.仿真结果验证了本文所设计制导律的有效性.     

基于LQR最优控制规律的巡航导弹控制器设计

：为缩短导弹飞行过程中的经历位移,达到精准巡航定位的目的,设计基于LQR最优控制规律的巡航导弹控制器。按照导弹动力电路的供应需求,连接PID控制元件、巡航执行器、纵向导弹弹射器及射程调节器,搭建巡航导弹控制器的主体结构单元。根据控制模块的初始化标准,实现控制系数的模糊化处理,再联合巡航规则库,统计LQR控制系数的实际优化效果,完成基于LQR最优控制规律的巡航建模控制器灵敏度分析,实现巡航导弹控制器的顺利应用。对比实验结果表明,与普通元件控制设备相比,应用课题所设计的新型控制器设备后,导弹飞行位移由93000Km降低至60000Km左右,UDA主导系数也超过1.0,能够解决导弹巡航定位精确性不达标的问题。     

一种巡飞弹机电引信

巡飞弹作为近年来全球广泛应用的无人机技术与弹药的有机结合,相关类型的智能弹药必然成为未来军事装备的重要发展趋势,本文针对巡飞弹特点设计了一种适配巡飞弹的引信,介绍了引信的机械结构、传爆序列、安全控制电路及软件流程,引信实际使用效果良好。     

基于VXI总线的导弹自动驾驶仪综合测试诊断系统

介绍了一种基于VXI总线的导弹自动驾驶仪综合测试诊断系统的设计思想和软硬件构成,详细叙述了将数据库知识和专家系统知识应用到自动测试和故障诊断领域中去的实现方法。     

变后掠翼战术巡航导弹动力学控制及仿真

采用变后掠翼技术实现战术巡航导弹多任务低能耗飞行,导弹的动力学与控制特性因为弹翼的运动更加复杂化,给出了包含弹翼运动的整弹动力学模型,基于小扰动法和系数"冻结"法,得出了导弹包含弹翼运动参数的三通道数学模型,充分考虑了气动参数摄动和弹翼运动参数时变特性,将其视为标称值与已知上下界的摄动量的和.采用变结构控制理论设计自动驾驶仪,仿真结果表明,设计的控制器具有强鲁棒性,能够抑制参数变化的影响,满足导弹控制性能指标要求.