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提出了一种直/气复合控制导弹的姿态控制系统设计方法。建立有轨控式直接力装置和空气舵导弹的短周期运动模型,基于自抗扰控制技术分别设计俯仰、偏航和滚转通道的姿态控制器,给出了俯仰、偏航和滚转通道的控制结构。俯仰(偏航)通道中用俯仰(偏航)角速度环实现对俯仰(偏航)角速度指令的快速跟踪;用攻角(侧滑角)环实现对攻角(侧滑角)指令的快速跟踪;用法向(侧向)过载环实现对过载指令的快速跟踪。滚转通道中采用了有角速度环和角度环的双闭环结构,内外环均采用自抗扰控制器。设计了直接力开启逻辑。用Lyapunov法证明了设计的闭环系统的稳定性。对用该方法设计的某直/气复合控制导弹模型进行数值仿真,结果表明可保证设计的导弹姿态稳定且具良好的过载响应特性。 相似文献
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导弹机动突防弹道设计与末制导修正能力密切相关,在可用过载与终端角度约束下,提出一种基于线偏差控制的机动突防与导引一体化设计方法。首先,建立了机动突防与导引一体化设计模型;其次,设计了可用过载与终端角度约束的虚拟导引弹道制导律;再次,提出了一种运动过载约束的螺旋机动线偏差指令信号,并设计了相对机动弹道制导律。基于指令滤波和扩张状态观测器分别解决输入受限和干扰估计问题,并基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统稳定性。不同过载约束下的突防仿真结果表明,所设计的一体化方法能兼顾机动突防与精确打击需求,典型场景下对PAC 3拦截弹的单发突防成功率达到96.2%。 相似文献
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针对高超声速飞行器俯冲飞行段制导与姿态控制问题,建立基于飞行器加速度分量的三通道角速率解算模型,提出一种新颖的制导控制系统设计方法。建立高超声速飞行器俯冲段六自由度(6DOF)质心和绕质心动力学与运动模型,以目标-飞行器三维(3D)空间相对运动模型为基础,利用终端滑模控制方法和零化视线(LOS)角速率原理得到飞行器期望过载进而解算对应的俯仰、偏航和滚转角速率指令;姿控系统基于滑模控制理论完成该三通道角速率指令的跟踪并生成飞行器舵偏指令;该方法以解析模型替代传统姿控系统设计中欧拉角指令的跟踪回路,可有效降低制导与姿控系统阶数并减少控制系统设计参数,同时省略了根据气动系数反求欧拉角指令的过程;仿真结果显示,该方法能保证高超声速飞行器(GHV)精确命中地面固定目标,且俯冲飞行过程中各项状态变量均稳定可控。 相似文献
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一种基于不对称再入体的制导与控制方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究一种不对称再入体的再入机动控制方法.不对称再入体气动外形简单,它的升力大小一般不可控,但可通过滚动控制调整升力的方向实现机动飞行.为实现不对称再入体的精确制导,本文研究了一种滚速可调的“滚转制导律”,通过调整制导系数,可以兼顾再入体滚动角速度和落点精度的要求;设计了不对称再人体滚动通道的喷流控制方案,给出了滚动姿态... 相似文献
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将锥体上五个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)框架轴与底面的锥角视为姿态机动任务前的调整变量,建立了锥角可调的五棱锥构型SGCMG模型。通过锥角可调SGCMG系统的复杂奇异性分析,推导了陀螺奇异测度对时间的导数与陀螺框架角速度的关系,进而提出考虑奇异躲避的路径规划策略。基于Gauss伪谱法的路径规划结果表明:锥角可调的五棱锥构型SGCMG系统可有效提高特定机动方向的控制能力,显著减少空间站姿态机动所需时间;所提出的考虑奇异躲避的路径规划策略可有效避免陀螺奇异。 相似文献
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研究了低高度大气层内飞船应急返回时返回舱的姿态运动规律。返回舱分离后以非配平攻角飞行,大分离角速度和大气动力矩作用下其飞行姿态不稳定,必须利用自身的控制发动机和受到的气动力拒使其俯仰机动定位到大头朝前的姿态(呈配平飞行),仿真表明这需要一个较长的衰减振荡过程。一种通过实时调整质心位置以改变气动力矩大小,从而达到减小振幅、改善并缩短其振荡过程的方法被提出,它为宇航员承受过载和启动回收着陆系统创造了有利条件。 相似文献
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为提高大攻角飞行时具有非线性特性的姿态系统的控制精度,在弹头俯仰运动的非线性数学模型基础上,以弹头攻角为被控制信号,尾翼偏角指令为输入信号,设计了一种全状态反馈非线性姿态控制律,并进行了仿真试验。结果表明,所设计的控制律的稳态精度高、动态响应快。 相似文献
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基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时(由弹尾向前看),导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。 相似文献
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针对大气层外拦截提出了一种基于拦截时间最短的拦截律。根据最优控制理论由相对运动参数确定拦截弹时间最优的推进方向,用变结构控制理论调整拦截弹姿态角以跟踪指令姿态角,拦截弹沿体轴方向持续推进直至拦截结束。拦截律要求控制器在较短的时间完成对指令姿态角的跟踪后即停止工作。仿真结果表明:拦截律有很好的拦截精度,可引导拦截弹对目标实施碰撞杀伤。 相似文献