摘要：导弹增益调度自动驾驶仪除具有对时变参数的自适应调节能力外,还应具有对不可测量不确定性的抑制能力.为此,将导弹自动驾驶仪设计问题描述为一类含有不可测量不确定性的线性参数时变(LPV)系统的鲁棒增益调度问题,构造了模型匹配自动驾驶仪设计结构,并通过D–K–D迭代算法综合运用LPV控制方法和μ综合方法设计了导弹鲁棒增益调度自动驾驶仪.设计的自动驾驶仪不仅能够随导弹飞行马赫数和高度的变化自动进行参数调节,还能够有效抑制量测噪声、量测误差及建模误差等不可测量不确定性.仿真结果验证了设计方法的有效性和可行性.

摘要：探讨了拦截机动目标情况下的攻击角度约束导引律设计问题。首先假设自动驾驶仪为理想环节,推导了一种滑模导引律,证明了该导引律的有限时间收敛特性。然后通过非线性反步设计法把上述导引律推广到考虑导弹自动驾驶仪动态延迟的情形上,仿真结果表明,导弹自动驾驶仪为实际跟踪环节,目标做大机动逃逸时该制导方法仍具有良好的制导性能。

摘要：空气舵与反作用射流复合控制的导弹,由于侧向喷流与外流场的相互作用,其空气动力学特性比传统空气舵控制要复杂的多,一般难以建立较为准确的数学模型,因此要求其自动驾驶仪具有更好的鲁棒性。用H∞控制理论,对具有这种复合控制的自动驾驶仪进行了设计,通过权函数的合理选择,可以控制空气舵和反作用射流发动机的混合工作方式,同时具有满意的鲁棒稳定性能。仿真结果表明,H∞控制理论用于这类导弹的自动驾驶仪设计是可行的。

摘要：根据双通道控制旋转导弹的特点,通过旋转变换,将弹体坐标系下的自动驾驶仪回路变换到准弹体坐标系下,并比较了与倾斜稳定导弹标准自动驾驶仪的区别.旋转变换后自动驾驶仪的弹体环节和舵机环节的模型均发生变化.旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度计不在质心时引起的耦合.研究结果表明,在自动驾驶仪设计中需要进行解耦,以减小交连的影响.

摘要：设计某寻的导弹的自动驾驶仪回路 ,使导弹控制系统在正确响应制导指令的同时 ,对弹体气动力参数变化、量测噪声等具有很好的抑制作用 .将模型参考自适应控制方法与变结构控制方法相结合 ,为某型导弹设计了结构简单、实现方便的模型参考变结构控制系统 .仿真结构表明 ,模型参考变结构自动驾驶仪不仅能准确传递制导指令 ,而且具有很好的鲁棒性 ,能有效地抑制气动力浮动。

摘要：针对目标蛇形机动及导弹自动驾驶仪动态特性对制导精度的不利影响,基于二维制导模型,推导了拦截蛇形机动目标考虑精确自动驾驶仪动态特性最优数值制导律.设计了蛇形机动目标特性卡尔曼滤波器,分析了该最优数值制导律的具体实现方法.仿真结果表明,卡尔曼滤波器对蛇形机动目标跟踪性能良好;采用蒙特卡洛仿真技术,证实了该最优数值制导律比已有拦截蛇形机动目标最优制导律制导性能高,能有效降低目标蛇形机动及自动驾驶仪动态特性造成的不利影响.

摘要：本研究首先概述了直升机自动驾驶仪的基本构成和功能,分析了常见的故障及其对飞行安全和效率的影响。随后,对专家系统的基础知识进行了全面的介绍,包括专家系统的概念、组成和运作机制,以及其在故障诊断中的应用。接着,阐述了专家系统的设计原则和实施步骤,包括故障知识库的构建、推理引擎的设计、用户界面的设计以及系统的集成。本研究提供了一种高效、精准的直升机自动驾驶仪故障诊断方法,对提升飞行安全性和效率具有积极影响。 。

摘要：针对某型自动驾驶仪在外场条件下缺乏功能及性能测试手段的问题,提出了便携式测试系统设计方案。该系统以STM32F407芯片为核心,集成万用表芯片FS9721_LP3,采用adStar芯片驱动LCD作为显示方案提供人机交互界面,利用自制舵机模拟器模拟燃气舵机的工作情况。应用表明,测试系统性能稳定,自动化程度高,转运方便,能够实现某型自动驾驶仪在外场条件下全部静态性能指标的测试要求。

摘要：研究了H∞控制理论在BTT导弹自动驾驶仪设计中的应用,重点讨论了广义被控对象模型的建立,以及权函数的选取原则。首先建立俯仰独立、滚转偏航耦合的BTT导弹数学模型,通过分析BTT导弹设计需求,选择权函数,建立起H∞控制BTT自动驾驶仪结构模型,并用H∞方法设计了BTT导弹俯仰通道和侧向通道的自动驾驶仪。

摘要：针对自动驾驶仪系统信号源仿真设备软件的可靠性问题,采用软件工程化开发方法,分析软件需求、软件设计重点和软件开发过程中的关键问题。应用结果证明,驾驶仪信号源仿真设备的软件质量较好,可仿真与驾驶仪交联的传感器分系统和电子飞行仪表系统的数字信号,为驾驶仪提供良好的闭环仿真试验环境和软件测评环境。