雙通道控制滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的控制技術(shù)研究

發(fā)布時(shí)間：2020-07-07 17:28

【摘要】：論文以近程防空滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈需求為依托，結(jié)合各類滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈，以其控制技術(shù)的研究為重點(diǎn)，為我國(guó)滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的研發(fā)提供理論支撐。首先，概述了防空導(dǎo)彈、反坦克導(dǎo)彈和制導(dǎo)炮彈等一類滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的發(fā)展歷程與趨勢(shì)，并總結(jié)了滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀、最優(yōu)控制理論的應(yīng)用和自適應(yīng)控制理論的研究成果。建立了滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈俯仰偏航一體化線性數(shù)學(xué)模型，推導(dǎo)了彈體傳遞函數(shù)矩陣，分析了馬格努斯效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)理以及滾轉(zhuǎn)通道動(dòng)力學(xué)特性。分析了滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈兩位式、三位式和比例式三種執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制原理及特點(diǎn)，總結(jié)了雙通道比例舵控制的優(yōu)點(diǎn)。滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的耦合效應(yīng)主要包括氣動(dòng)耦合、慣性耦合和控制耦合。首先分析了彈體氣動(dòng)耦合和慣性耦合的特性及對(duì)穩(wěn)定性的影響；推導(dǎo)了比例式舵機(jī)動(dòng)力學(xué)在準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系下的傳遞函數(shù)矩陣，分析了其控制耦合的頻域特性。針對(duì)控制耦合效應(yīng)，采用前饋解耦和串聯(lián)解耦兩種動(dòng)態(tài)解耦方法，并可作為工程上超前安裝解耦的理論依據(jù)。最后在時(shí)域研究了PWM模式帶來的控制耦合，使用頻譜分析方法獲得了這種控制方式下彈體振蕩頻率、自旋轉(zhuǎn)速和控制頻率三者的約束條件。為改善彈體動(dòng)態(tài)特性，分別設(shè)計(jì)了阻尼單回路、兩回路和三回路三種自動(dòng)駕駛儀，驗(yàn)證了三者抑制耦合的能力。忽略耦合效應(yīng)以SISO系統(tǒng)設(shè)計(jì)了阻尼回路，給出動(dòng)穩(wěn)定條件，研究了阻尼回路對(duì)系統(tǒng)零極點(diǎn)的影響；采用極點(diǎn)配置，對(duì)比了SISO系統(tǒng)和MIMO系統(tǒng)設(shè)計(jì)的兩回路駕駛儀，研究表明駕駛儀帶寬與其解耦能力正相關(guān)，MIMO設(shè)計(jì)的抑制耦合能力更強(qiáng)；以SISO系統(tǒng)設(shè)計(jì)三回路駕駛儀，研究表明這種駕駛儀結(jié)構(gòu)可完全消除階躍指令下系統(tǒng)的耦合運(yùn)動(dòng)。運(yùn)用LQR最優(yōu)控制理論，分別以SISO系統(tǒng)和MIMO系統(tǒng)為被控對(duì)象設(shè)計(jì)了控制系統(tǒng)，并討論了權(quán)系數(shù)與頻域指標(biāo)之間的關(guān)系。針對(duì)現(xiàn)代控制方法無法保證系統(tǒng)魯棒性的問題，引入輸入乘性不確定性和慣性器件高頻未建模動(dòng)力學(xué)作為非結(jié)構(gòu)不確定性，利用小增益定理通過奇異值分析研究了兩種控制器的魯棒性，指出MIMO設(shè)計(jì)方法的魯棒性強(qiáng)于采取解耦的SISO設(shè)計(jì)方法。在舵系統(tǒng)狀態(tài)無法測(cè)量的情況下，設(shè)計(jì)了LQG/LTR控制器，保證系統(tǒng)的魯棒性與工程可實(shí)現(xiàn)性。針對(duì)氣動(dòng)參數(shù)不確定性，研究了自適應(yīng)控制在滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的應(yīng)用。首先基于多種控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，使用局部參數(shù)優(yōu)化MIT方法設(shè)計(jì)了滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈自適應(yīng)控制系統(tǒng)。研究表明，當(dāng)自適應(yīng)增益或輸入過大時(shí)，很可能致使MIT方法設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)發(fā)散。為此，使用Lyapunov方法設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈MIMO系統(tǒng)兩回路自適應(yīng)控制系統(tǒng)，可使實(shí)際MIMO系統(tǒng)與SISO參考模型擁有同等良好的動(dòng)態(tài)特性，但通道耦合運(yùn)動(dòng)出現(xiàn)明顯的高頻振蕩；基于具有不確定性的誤差積分?jǐn)U維模型，以LQR設(shè)計(jì)作為參考模型，使用傳統(tǒng)Lyapunov方法設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制系統(tǒng)，為提高系統(tǒng)魯棒性，本文對(duì)參考模型進(jìn)行改進(jìn)，很好地抑制了高頻振蕩，使系統(tǒng)快、穩(wěn)、準(zhǔn)地跟蹤外部指令。針對(duì)彈體自旋激光制導(dǎo)武器的特點(diǎn)，提出了半實(shí)物仿真總體方案，開發(fā)了末制導(dǎo)段制導(dǎo)與控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真模型；設(shè)計(jì)了一種導(dǎo)引頭閉環(huán)半實(shí)物仿真試驗(yàn)，采用牛頓迭代與加權(quán)最小二乘混合算法，對(duì)系統(tǒng)的幾何誤差進(jìn)行標(biāo)定和校正；基于相同的仿真平臺(tái)，提出一種基于Hermite方法的導(dǎo)引頭進(jìn)動(dòng)方案設(shè)計(jì)方法和半實(shí)物仿真驗(yàn)證試驗(yàn)，為這類導(dǎo)引頭跟蹤回路的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)提供支撐。
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：TJ765
【圖文】：

拉姆,近程防空,導(dǎo)彈

圖 1.1 拉姆(RAM)近程防空導(dǎo)彈圖 1.2 拉姆導(dǎo)彈發(fā)射瞬間拉姆氣動(dòng)外形在 AIM-9L 響尾蛇空空導(dǎo)彈的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成，制導(dǎo)系統(tǒng)采用紅外/雷達(dá)雙模導(dǎo)引頭，可防衛(wèi)輻射和非輻射目標(biāo)，并具備發(fā)射后不管能力和多種模式作戰(zhàn)模式等優(yōu)勢(shì)，攔擊各種掠海飛行、俯沖飛行的反艦導(dǎo)彈和低空高速飛機(jī)[5]。表 1.1 RAM 各項(xiàng)參數(shù)與作戰(zhàn)指標(biāo)

拉姆,響尾蛇,氣動(dòng)外形,制導(dǎo)系統(tǒng)