自旋导弹飞行共振稳定性研究

弹体滚转时,结构不对称等因素会对导弹的角运动产生周期性的强迫干扰。针对自旋导弹飞行过程中的周期性干扰和非线性气动特性,建立了非线性弹体角运动模型。在此基础上,采用多尺度法对自旋导弹的受迫角运动方程进行了求解,得到了近似解析解并研究了其稳定性。研究表明,当弹体转动速率接近固有频率时,气动非线性项及干扰项都将影响弹体角运动的稳定性;分析结果显示,合理地设计气动外形可避免共振不稳定的发生,这对自旋类导弹的工程研制具有一定的指导性意义。     

双捷联冗余控制系统中的加速度计及陀螺仪判别方法研究

采用冗余技术可以大幅度地提高运载火箭控制系统的可靠性。根据我国现有惯性器件的发展水平，挠性陀螺速率捷联技术比较成熟，因此利用挠性陀螺速率惯测组合组成双捷联冗余控制系统是目前实现冗余的可行之路。目前广泛使用的挠性速率惯测组合是某些型号所采用的“五表”组合，本文对以其构成的双捷联冗余系统，进行了加速度计及陀螺仪判别方法研究，并探讨了惯性组合采用非平行安装的方案。最后进行了数学仿真试验。结果表明，本文提出的加速度计及陀螺判别方法可以有效地进行冗余信息的管理。     

红外旋转弹导引头捷联惯导系统的姿态算法研究

对红外旋转弹导引头捷联惯导系统的算法进行了研究。分析了姿态更新的等效旋转矢量法及锥运动环境中的优化算法,理论推导了合理引入角位置传感器数据进行弹体姿态解算的方法,基于捷联惯导导引头坐标转换关系,通过欧拉角坐标转换和四元数坐标转换将导引头光轴系中的框架角速度转换至半弹体系中,由半弹体角速度解算出当前导引头的姿态和位置。试验结果验证证明了方法的正确性,解决了交班时扫描搜索阶段的弹体姿态求解问题,保证了对导弹姿态的有效控制。     

滚转弹道导弹运动规律与控制研究综述

弹道导弹主动段滚转,是可有效地突防主动段激光拦截的技术之一.但弹体的持续性滚转会引起耦合等效应,使导弹的动力学和控制特性变得复杂,并会对采用捷联惯导方案导弹的落点精度造成较大影响.为实现有效突防、及对作战目标的精确打击,需要对滚转弹道导弹的运动特性、制导、姿控系统设计,及落点散布规律进行研究.本文对滚转导弹做了简要介绍...     

基于Kalman滤波的激光陀螺捷联惯导自寻北技术研究

利用Kalman滤波技术对捷联惯导在准静基座条件下初始对准的失准角进行估计,进而实现惯导系统的自寻北。提出了对激光陀螺进行速率偏频的办法,解决了寻北的精度问题,并给出了实现导弹水平瞄准的方法。     

直/气复合控制导弹的自抗扰控制系统设计研究

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。     

弹载惯测组合加速度计振动响应影响因素研究

针对弹载惯测组合加速度计面临振动环境下测量精度超差问题,构建弹体-惯测组合的两自由度动力学分析模型,配合有限元仿真手段,从全弹结构和惯测组合内部结构两部分进行分析.研究了减振垫刚度、惯测组合内部架构固有频率特性以及加速度计布局等因素对弹载惯测组合振动响应的影响机理.提出的设计准则包括:降低减振垫刚度有利于减小加速度计的...     

速率捷联系统的初始对准

速率捷联系统包括惯性组合和弹上计算机两大部份,惯性组合由两个三自由度的速率陀螺和三个加速度表组成,均与飞行器相固连。速率陀螺的输出与飞行器的角速度成正比。速率捷联系统与平台系统一样,用来建立惯性座标系,作为导航计算的基准。要建立惯性座标系,需要给陀螺测量的角速度赋以初值。而发射前飞行器受风的影响产生随机摆动,如何求得飞行器在某瞬间的初始姿态角,就是本文要解决的问题。     

滚转偏转头导弹动态特性分析

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。     

复合导引头中视线角速度提取技术研究

为提高视线角速度输出精度,对舰空导弹制导控制系统的红外成像/被动微波复合导引头视线角速度提取技术进行了研究。基于复合导引头在红外比例阶段和红外随动阶段的跟踪原理,采取微波截获时红外框架随动的方式,在导弹全程跟踪过程中根据红外位标器系统提取视线角速度的方法。分析了由陀螺角速度与误差角微分速度和、陀螺角速度与误差角微分速度通过卡尔曼滤波,以及由框架陀螺直接给出敏感到的角速度三种求取目标视线角速度方法,认为后两者的精度易受延时、干扰或滤波发散的影响,选用第一种方法,并采用低通滤波器提高视线角速度提取精度。给出了误差角微分信号和陀螺信号先滤波后匹配,以及先匹配后滤波两种方式的工作原理。仿真结果表明:两种方式结果基本相同,均可实现导引头视线角速度的提取,先匹配后滤波的计算量小,可优先选用。研究对提高舰空旋转导弹复合导引头的制导性能有一定的参考价值。     

巡航导弹快速自对准技术研究

惯性导航平台存在航向效应,对自对准精度影响较大。研究探讨存在航向效应的导航平台的快速自对准技术。首先根据巡航导弹作战要求,选用两位置、零力矩解析自对准方案,并讨论了通过优选位置转换角度保证自对准精度的方法。然后给出了利用冗余敏感轴输出信息消除航向效应影响的原因和方法。最后估算了自对准精度和对准时间。结果表明:该方案可在较短时间内以较高的精度满足巡航导弹对准精度的要求。     

BTT导弹控制系统设计与全弹道数字仿真

本文先用古典控制理论设计BTT导弹自动驾驶仪,采用比例导引规律,在导弹最大滚动角φ_(max)不作限制的条件下设计制导逻辑。然后,在不限制φ_(max)或限制φ_(max)≤±90°,有无偏航通道和是否考虑控制系统测量元件动态特性的不同组合条件下,进行全弹道数字仿真计算与分析。结果证明:设计的制导系统、制导逻辑和自动驾驶仪是合理的、正确的,具有工程应用价值。BTT导弹攻击范围大,跟踪性能好,在目标作较大机动时也能稳定击中目标。     

旋转火箭的姿态控制设计方法

介绍了非对称旋转火箭姿态控制的方案、原理。并且利用角速度控制和最佳程序控制，分析了大滚动角消旋的稳定性。数值仿真结果显示了所设计的控制算法的有效性。     

防空导弹控制系统分析

基于弹体动力学,讨论了防空导弹运动的可控性及其条件。采用以速率陀螺为敏感元件与伺服系统构成的速率反馈回路,以及为适应静不稳定弹体的气动特性引入的具复合反馈的稳定回路,以使弹体的跟踪过程有较佳的动态响应,并分析了两种回路的特性。讨论了导弹非中立稳定、中立稳定等状态的控制,以及控制系统的响应。研究表明：具复合稳定回路控制系统的弹体运动稳定和指令控制的鲁棒性较优。     

电磁阀启闭特性非接触测量方法研究

为实现对电磁阀特性进行非接触测量,通过分析电磁阀动作时周围漏磁场的变化,设计了一种新型磁敏感器.该磁敏感器结构简单,操作方便,通过采取合理的抗干扰措施可充分降低旁磁场的影响,提高电磁阀漏磁场测量的可靠性.利用本磁敏感器对实际电磁阀的启、闭特性进行了测量.结果表明,该方法可靠性高,满足电磁阀非接触测量的需要.     

星图匹配制导中的关键技术

为了提高新一代弹道导弹的快速、机动反击能力和射击精度，采用星光，惯性组合制导足最佳的选择。本论文给出了基于双星敏感器的、星图匹配制导系统的关键技术。提出了根据弹道设计导航星表．极大地简化了弹载星表；提出了一种适用于星光制导的凸多边形箅法，合理地减少了匹配的星对角距数目。这两项技术保证了星图匹配制导技术的实用性。提出了一种分离初始定位、定向误差及平台漂移误差方法。采用凸多边形的星图识别算法可同时获得多颗星的瞬时位置，结合恒星在像平面的位置可解算导弹在赤道惯性系和发射点惯性系的三轴姿态，最后，给出了导弹初始定位、定向误差的数学表达式。仿真结果表明了该方法的有效性。     

捷联式反辐射导引头角跟踪技术研究

对于工作在低频段的地空反辐射导引头,传统的稳定平台式导引头无法满足小口径要求,为此采用捷联干涉仪体制。但是采用该体制后,天线是固定安装在弹体上的,无法直接提取比例导引指令,必须寻求新的解决方案。针对该问题,提出采用捷联式角跟踪与解耦方法来消除导引头的弹体姿态扰动耦合,实现视线稳定跟踪。首先,给出了捷联式角跟踪与解耦技术的工作原理与实现方法,在此基础上,对系统进行了仿真建模与性能分析。结果表明,测量误差和噪声较小时,该方法能获得较好的解耦与跟踪性能,所得结果为捷联式导引头角跟踪系统的工程实现提供了理论基础,也为未来导引头的小型化需求提供了一种新的解决方案。     

用GPS评定IMU（惯性测量装置）误差

在导弹飞行试验时，基于ＧＰＳ的弹道基准系统可替代常规雷达。由于ＧＰＳ弹道基准的精度高，所以可用来评定导弹惯性测量装置的性能。在两发现役的和平保卫者导弹发射前配置了ＧＰＳ转发器和三波段天线。根据ＧＰＳ测量的矩离、矩离增量数据，用卡尔曼滤波方法评定各个ＩＭＵ误差，结果证明ＧＰＳ优于雷达。     

小型固体火箭控制系统设计与半实物仿真验证

对小型固体火箭进行了滚转通道最优控制系统的设计,通过半实物仿真系统对其控制效果进行了验证。基于小扰动法与固化系数法,实现了对小火箭滚转通道最优控制律的设计;采用dSPACE实时仿真机,完成了小型固体火箭半实物仿真平台的搭建;在舵机无反馈装置的情况下,利用电台实现了舵机控制参数的传递,达到了控制系统闭环仿真的目的。设计的半实物仿真平台,不仅完成了对控制系统的验证,而且还具有小火箭发射过程的全程模拟能力。半实物仿真结果表明,设计的最优控制参数可满足小火箭滚转通道的稳定控制。