防空导弹侧向姿态变结构控制研究

垂直发射的防空导弹在快速转弯时引起大攻角，从而导致弹体气动参数非线性变化和三通道交叉耦合。对非线性和交叉耦合作等效处理后，应用部分状态反馈和变结构控制方法设计了一种侧向姿态变结构控制系统。数字仿真结果表明：变结构控制器在一定程度上，快速性和鲁棒性均优于传统PI控制器。     

某防空导弹变结构控制系统半实物仿真分析

为分析某防空导弹变结构控制的性能,构建了半实物仿真系统。给出了该仿真系统的组成、信号处理流程,以及包括弹体动力学、敏感元件和变结构控制器的仿真模型。侧向通道变结构控制系统的定点和全弹道仿真结果表明,该控制系统具有良好的跟踪性能和鲁棒性,半实物仿真结果与数学仿真一致。     

一类面对称飞行器横侧向通道LCDP控制方法

某简洁气动布局面对称飞行器具有大升阻比、横侧向通道强耦合的特性，本文分析了该面对称飞行器横侧向通道耦合控制机理，构建了飞行器横侧向通道系统模型，进行了气动与控制一体化设计，推导了LCDP稳定性判据参数约束条件，结合典型飞行状态进行了仿真分析，结果表明仅用一对水平舵面可以实现面对称飞行器横侧向通道的稳定。     

防空导弹弹体弹性振荡的抑制

导弹在飞行过程中，除了质心运动和绕质心的角运动，还存在沿纵轴方向的结构弯曲，即弹性振荡。本文讨论了弹体的弹性振荡通过敏感元件耦合对弹上控制回路稳定性的影响，分析了两种抑制弹性振荡的方法，并通过实例仿真比较了两种方法各自的特点。     

防空导弹侧向姿态变结构控制器研究

为处理垂直发射防空导弹快速转弯时侧向姿态控制系统产生大攻角导致的弹体气动参数非线性变化和三通道交叉耦合，将非线性作为被控对象线性模型参数的小范围随机摄变，并采用抑耦法对交叉耦合作等效处理，应用部分状态反馈和变结构控制方法设计了一种变结构控制系统。仿真结果表明，该变结构控制器的快速性和鲁棒性均优于传统PI控制器。     

dSPACE/MATLAB/SIMULINK在自动驾驶仪实时仿真中的简单应用

本文基于dSPACE/MATLAB/SIMULINK研究建立了一种高效便捷的自动驾驶仪实时仿真系统，并给出了仿真案例，结果表明了实时仿真系统的有效性。     

基于故障物理的航空电子设备高可靠性评估

传统的基于事后统计的可靠性评估手段已不能满足高可靠性航空电子设备的设计需求。文章提出在产品的设计阶段应用一种基于故障物理的可靠性评估方法,以某型大气数据计算机为研究案例,将环境载荷模拟施加于产品数字模型上,提取应力信息,进行潜在故障机理分析和相应的故障物理模型确认,以及累积损伤分析,最后得到产品的故障前时间以及故障率和可靠度函数。结果表明,该方法与实际可靠性试验结果有较好的近似度。     

一种基于指数趋近律的电动舵机变结构控制

根据简化的电动舵机数学模型,设计了一种采用指数趋近律的变结构控制器。证明了滑模的存在性、可达性和稳定性,并用符号函数减少系统的振颤。仿真结果表明：与极点配置法相比,变结构控制的响应快、抗干扰能力强,且结构简单、易实现。     

应用于红外制导武器的动力随动陀螺误差分析

为减小红外制导武器导引头的动力随动陀螺误差,对陀螺的误差进行了分析。用拉格朗日方法建立了动力陀螺完备的运动微分方程。将陀螺误差分为结构非理想化导致的漂移误差和稳速力矩与进动力矩耦合引起的控制误差两大类。其中:结构非理想的误差包括章动、摩擦力矩和非等弹性力引起的误差。用逐次逼近求解法分析,发现陀螺受阶跃力矩或冲击后,除按章动频率及高次谐波频率高频振动外,还会发生角速度为常值的漂移,且动力随动陀螺漂移的角速度与初始的角速度和内外环质量有关。讨论了由偏角、不平衡力矩和非等弹性力造成误差的机理。给出了陀螺主要误差的控制和调控方法:对漂移误差,尽量减小内外环质量,减小陀螺阶跃力矩后的初速;对工艺误差,调试时先部件后总体,总体调试由内及外;先大误差项,再小误差项;用力矩补偿法消除力矩耦合偏差。研究为导引头的误差分析和控制系统设计提供参考。