变结构控制在导弹制导中的应用综述

简要介绍了变结构控制理论和导弹制导律，对基于变结构控制的导弹制导律进行了比较详细的研究。重点介绍了各种制导律中滑模面的选择和制导律的设计，并给出了一些仿真结果。研究表明，由于变结构控制的应用．使得制导律具有很强的鲁棒性，比传统的比例导引律有更多的优越性。     

BTT导弹的大系统变结构控制方法

将BTT导弹控制系统表示成具有非匹配不确定性大系统的形式，利用反演设计方法处理系统中的非匹配不确定性．用变结构控制方法来改善系统的性能，然后，利用Lyapunov稳定性定理证明了闭环系统的信号最终一致有界且系统的状态指数收敛于滑模超平面。最后．仿真验证了所提出方法的正确性和有效性。     

基于线性矩阵不等式的舰载机纵向着舰H∞控制

运用线性矩阵不等式（LMI）的H∞控制理论．将舰载机纵向着舰导引系统的SISO性能要求转化为H∞控制广义模型权函数的选择．设计出H∞输出反馈控制器。以某型舰载机着舰过程进行仿真验证。结果表明，采用H∞控制的着舰导引系统具有良好的着舰下滑轨迹跟踪能力。     

飞机自动着陆鲁棒控制系统的设计与仿真

采用鲁棒H∞控制理论设计了某型飞机的自动着陆控制系统,描述了飞机自动着陆的过程,分析了系统中可能受到的干扰,建立了H∞控制问题的系统增广模型,针对飞机着陆时的要求设计了鲁棒H∞控制器以抑制干扰的影响.仿真结果表明,所设计的控制器对自动着陆时的干扰具有较强的抑制作用,能使飞机准确地跟踪期望轨迹并满足着陆指标的要求,具有良好的动态性能和鲁棒性能.     

空射倾斜转弯导弹制导控制系统设计

讨论了空射 BTT 导弹的制导命令的生成,特别是针对纵向通道降高问题,设计了一种新的降高段控制指令,然后给出了三个通道的 PID 控制器。六自由度的仿真结果表明这种制导控制设计是成功的。     

带矢量喷管的涡扇发动机动态过程研究

建立带矢量喷管的涡扇发动机动态数学模型。研究了矢量喷管偏转角和偏转角速度对涡扇发动机工作的影响。研究结果表明 ,不同的矢量喷管偏转角速度对发动机涡轮前燃气温度会产生不同温度峰值 ,而且温度峰值随矢量偏转角速度增大而增大。而在一定的不同矢量角作用下 ,发动机的阶跃响应过程调节参数无明显变化      

无人驾驶直升机发动机模糊自适应PID控制

针对某型无人驾驶直升机发动机控制的特点,提出恒量供油、恒速控制和总距前馈补偿控制的复合控制策略,在飞行控制计算机内建立发动机模糊自适应PID控制器,利用模糊规则和推理来在线调整PID参数,使发动机安全平滑启动,并在各种功率状态下保持输出轴转速恒定。经含实物仿真试验、地面试车、系留试验以及无人机整机试飞测试,所设计的发动机控制方案动态响应速度快,对总距变化等干扰的抑制作用强,能保证主旋翼在各种飞行状态下获得最佳的气动效率,改进无人直升机的飞行性能。      

鲁棒控制用于涡喷发动机控制器设计

基于LMI(LinearMatrixInequality,线性矩阵不等式)的方法,将PID控制律与鲁棒技术交叉结合,考虑了控制受限条件,提出了一种基于LMI的输出反馈PI控制器分段设计的切换方法。这一技术应用于某型涡喷发动机全功能的数字式电子控制器的稳态控制中,并介绍了该型涡喷发动机控制系统的组成,包括硬件、软件、步进电机执行机构及燃油计量装置。设计的电子控制器在发动机半实物仿真平台上进行了鲁棒性能的验证,实现了电子控制器的等转速调节功能和逻辑监控保护功能,满足涡喷发动机多功能FADEC控制要求。      

航空发动机多变量自校正控制研究

针对航空发动机这一具有耦合和强非线性被控对象,采用基于带遗忘因子的最小二乘参数估计算法的最小方差多变量自校正控制,通过分析保证了闭环系统的可辨识性。仿真结果表明,控制器响应速度快,跟踪精度高,抗干扰和耦合能力强,估计参数能以较快的速度收敛。      

机载火力控制系统在现代战斗机上的发展

现代战斗机机载火力控制系统,是其完成作战任务的基础和保障.随着飞机设计和制造技术的发展,先进武器装备的不断涌现,飞机的机载火控系统也有了不断地更新和全面的发展.为了对这一发展有一个全面的认识,对飞机机载火力系统的发展过程和阶段进行了分析和归纳,并且指出了飞机机载火系统的未来发展趋势.