摘要：文中研究了战术导弹上广泛应用的三回路过载驾驶仪的快速性极限问题。首先从自动驾驶仪数学模型出发,建立了闭环极点与系统带宽的关系,提出了理想响应下闭环极点配置的共圆准则,然后从系统频带设计及闭环零、极点分布的角度,分别分析了高频部件带宽、舵机角速率限制以及闭环零点对于系统快速性的约束,从而建立了自动驾驶仪快速性极限的数学描述,并通过驾驶仪设计实例验证了结论的正确性。

摘要：伪攻角反馈驾驶仪是三回路过载驾驶仪的一种典型结构。从伪攻角反馈驾驶仪的数学模型出发,建立了控制增益与系统开环截止频率及闭环极点的解析关系。然后分别从系统时域响应、高频部件带宽约束、舵机角速率极限约束及稳定裕度指标的角度,提出了闭环极点配置及开环截止频率选择的指导原则,从而形成了自洽的驾驶仪设计方法,算例验证了方法的有效性。

摘要：为抑制弹体弹性振动引起的控制系统品质恶化,建立了高精度弹性动态模型,采用模态自适应结构滤波技术,在极点配置优化控制参数的基础上,设计了滑模变结构策略,对局部增益进行自适应切换,实现了弹性导弹全包线鲁棒稳定。通过开发弹性弹体非线性集成仿真系统,为导弹气动伺服弹性振荡及失稳现象提供了数字仿真预测与复现手段,以全面验证飞行控制系统的综合性能。高空弹道试验与数字仿真结果表明,开发的非线性仿真系统可信度较高,滑模变结构策略设计合理,控制系统鲁棒性较强,能够抑制包括弹性振动在内的多种不确定性影响。

摘要：导弹允许静不稳定的范围受到舵机频带制约。给出了三回路驾驶仪的极点配置设计方法,分析了静不稳定弹体系统的稳定性条件,推导出了舵机频带对于导弹静不稳定性约束的数学描述,并在工程范围内给出了导弹静不稳定性边界的评判准则,指出静不稳定弹体伪本征频率不应超过舵机频带的1/10,算例验证了结论的准确性。

摘要：导弹气动模型是控制系统设计、系统仿真、性能评估的前提和基础。如何从飞行试验数据中获取对导弹气动特性的准确描述是导弹气动力建模方面的一个重要问题。本文将K-最近邻算法引入靶试数据气动力辨识分析,并针对数据特点采取了相应的改进措施,建立了基于气动力辨识数据的气动力模型,为飞行试验数据的应用拓宽了思路。验证结果表明,K-最近邻模型预测结果接近气动力真值,从而证明了方法的可行性。

摘要：文中根据风洞虚拟飞行仿真系统的特点以及试验要求,设计了用于风洞虚拟飞行仿真的模型导弹的俯仰、偏航和滚转通道控制系统。导弹俯仰通道采用了迎角指令控制的三回路闭环控制结构,滚转通道采用了滚转姿态角指令控制的两回路闭环控制结构,而偏航通道采用液压驱动机构来开环控制侧滑角。利用极点配置法设计了俯仰和滚转通道的控制增益。最后通过数字仿真对所设计的控制系统进行了仿真验证。从数字仿真结果可以看出,无论是时域还是频域,所设计的俯仰和滚转通道闭环控制系统均能满足风洞虚拟飞行仿真的要求。