基于H∞混合灵敏度的导弹稳定控制回路设计

针对基于经典控制理论导弹稳定控制回路设计时存在的干扰及模型不确定性问题,提出了基于H∞混合灵敏度的导弹稳定控制回路设计方法。通过选取目标函数,将H∞混合灵敏度的问题转化成标准的H∞控制问题,利用Matlab求解了鲁棒控制器,给出了仿真结果。结果表明,利用H∞混合灵敏度方法基于一个特征点所设计的导弹稳定控制回路,对模型不确定性具有较好的鲁棒稳定性,符合系统设计要求。     

基于H2/H∞混合控制的空-空导弹鲁棒制导律的设计

针对空-空导弹在追踪平面内非线性运动问题,基于H2/H∞混合控制方法设计了H∞鲁棒制导律.根据导弹和目标在同一平面内的运动模型,由非线性H2/H∞混合控制理论,描述任意给定目标加速度、控制加速度指令,并由H2/H∞混合控制标准设计问题的解,得到系统具有一定性能指标的控制输入,实现H∞鲁棒制导律设计.最后的数值仿真验证表明所设计的鲁棒制导律是有效的.     

采用状态反馈实现极点配置的导弹过载控制系统设计

给出了一种新的导弹过载控制设计方法.首先,对导弹的控制模型进行数学处理,得到以舵偏角速度为控制量的导弹控制模型的状态方程表示;然后,采用状态反馈极点配置方法设计了以舵偏角速度为控制量的控制规律,再通过积分,得到真正的舵偏角控制信号.与现有各种方法所不同的是,本文方法用到了角加速度的反馈,而没有用到角速度的反馈.设计分析和仿真计算表明,本文新方法控制效果好,且较便于工程实现.     

基于H2／H∞混合控制的空-空导弹鲁棒制导律的设计

针对空一空导弹在追踪平面内非线性运动问题，基于H2/H∞混合控制方法设计了H∞鲁棒制导律。根据导弹和目标在同一平面内的运动模型，由非线性H2/H∞混合控制理论，描述任意给定目标加速度、控制加速度指令，并由H2/H∞混合控制标准设计问题的解，得到系统具有一定性能指标的控制输入，实现H∞鲁棒制导律设计。最后的数值仿真验证表明所设计的鲁棒制导律是有效的。     

采用状态反馈实现极点配置的导弹过载控制系统设计

给出了一种新的导弹过载控制设计方法。首先，对导弹的控制模型进行数学处理，得到以舵偏角速度为控制量的导弹控制模型的状态方程表示；然后，采用状态反馈极点配置方法设计了以舵偏角速度为控制量的控制规律，再通过积分，得到真正的舵偏角控制信号。与现有各种方法所不同的是．本文方法用到了角加速度的反馈，而没有用到角速度的反馈。设计分析和仿真计算表明，本文新方法控制效果好，且较便于工程实现。     

导弹三回路过载驾驶仪设计频带的灵敏度分析方法

对于工程上常用的导弹三回路过载控制,由于气动力的不确定性分离在耦合的对象环节中,使得传统稳定裕度的物理意义无法直接体现闭环系统对于特征参数不确定性的鲁棒适用范围。通过将过载控制设计进行带宽参数化处理,然后采用D-分解方法通过图形的方式显示操纵力矩和恢复力矩系数对于闭环设计带宽的灵敏度,从整体上刻画系统的鲁棒稳定性。数值仿真结果表明,所提分析方法可以准确给出闭环系统对于主要不确定性因素的适用范围,同时揭示了设计带宽对于静不稳定与静稳定导弹的不同灵敏度变化规律,说明操纵力矩系数是重要的角速度反馈增益的决定因素。     

导弹弹道被动段的燃气动力控制技术研究

新一代防空导弹仅靠气动力控制已经无法满足对导弹高机动性的要求, 需要采用气动力和燃气动力复合控制的方法.燃气动力控制的推力矢量控制技术传统上只应用于导弹火箭发动机工作的主动段, 要实现弹道被动段的燃气动力控制, 在导弹被动段工作时配置横向控制发动机.它目前有两种控制方法: 力矩式燃气控制和横向燃气控制.重点讨论了这两种控制方法的基本原理, 最后给出了几种采用横向控制发动机的防空导弹的例子.     

基于自抗扰控制技术的导弹控制系统设计

文中采用自抗扰控制技术对导弹控制系统设计的新方法和工程实现进行研究。文中借鉴常规导弹控制工程实现的设计方法和原则,提出自抗扰姿态、过载、高度控制器设计及工程实现方法,并与传统方法设计结果在数字仿真中比较。结果表明,该方法具有较强的鲁棒性和适应性,在导弹控制系统设计中应用前景较好。     

基于鲁棒H∞优化高精度导弹舵机串级控制研究

通过将串级控制结构转化为标准H∞控制问题求解,提出一种基于H∞优化串级控制系统设计结构,并运用参考模型匹配方法实现系统的性能指标要求。将该控制结构用于研究高精度导弹舵机控制系统设计问题,简化了传统方法设计串级控制器的求解过程。仿真结果表明,应用该方法设计的导弹舵机闭环系统具有良好的快速跟踪特性,对外界扰动具有很好的干扰抑制能力,证明了该方法的正确性和有效性。     

寻的防空导弹的一种弹道优化方法

为保证雷达寻的防空导弹遇到目标时脱靶量最小,分析了影响导弹视线角速度诸因素,以命中时导弹需用过载最小为条件,得到了纵向加速度和重力2项优化因子,以补偿它们带来的视线转率和弹道弯曲,实现了比例导引规律的弹道优化.仿真表明该方法对高空、高远弹道的改善效果明显,弹道变得较为平直.该方法在工程上易于实现.