摘要：静不稳定技术是导弹设计领域中的新技术,它在提高导弹飞行速度、距离和机动性等方面有着优势。针对静不稳定导弹自动驾驶仪阻尼回路设计问题,分析了静不稳定导弹的结构特点和性能优势,利用标准系数法提出驾驶仪设计的简便计算方法。通过三组不同飞行参数的弹道特征点驾驶仪仿真计算和结果对比,验证了设计方法在控制系统性能稳定方面的可行性。结果表明该方法适用于静不稳定导弹自动驾驶仪设计。

摘要：以静不稳定导弹为研究对象,给出了一种三回路过载控制方法。基于最优控制理论,采用三回路过载控制方法对俯仰通道控制系统进行了设计,得出了经典三回路最优控制方案,并对十种可能的三回路控制方案进行了参数摄动30%时的鲁棒性分析和控制效果比较,结果表明经典三回路过载控制能更好的控制静不稳定导弹。

摘要：以静不稳定运载飞行器为研究对象设计了线性自抗扰俯仰姿态控制器,使得在保证与对应PID姿态控制器具有相当鲁棒性的同时,大幅度提高了动态响应品质。提出了一种以稳定裕度和时间乘绝对误差积分(ITAE)指标为基础的控制参数整定方法,并用神经网络对于整定规则进行拟合,简化了整定过程。最后的仿真结果验证了该方法的有效性。

摘要：针对高超声速飞行器纵向静不稳定和低频结构模态下的气动伺服弹性控制问题,设计了一种双回路结构的鲁棒控制器。内环基于线性变参数(LPV)理论设计变增益控制器,将弹性模型表示成具有仿射参数依赖结构的LPV模型,采用线性矩阵不等式(LMI)求解变增益控制器以保证在任何载荷条件飞行器都具有足够的结构阻尼;外环设计鲁棒控制器实现飞行器对攻角指令的准确跟踪。仿真结果表明,该方法能够主动对结构模态进行阻尼从而达到抑制伺服弹性的效果,同时实现了飞行器纵向短周期模态稳定和对控制指令的高精度跟踪。

摘要：选取鸭式布局结构制导火箭弹作为研究对象,从改善制导火箭弹的飞行性能的要求出发,对静不稳定火箭弹自动驾驶仪进行了设计,对弹道上不同飞行高度和不同飞行速度条件下的自动驾驶仪响应进行仿真研究,结果表明,所设计的自动驾驶仪能够保证控制系统的性能稳定。

摘要：以工程应用为背景,根据实际需要,采用古典控制理论与方法设计了BTT导弹自动驾驶仪。首先,在解决俯仰、偏航通道的静不稳定问题的前提下,根据所给出的BTT导弹简化数学模型,在不考虑耦合作用的情况下,单独设计俯仰、偏航及滚转三个通道;而后,通过引入协调补偿项来近似抵消俯仰、偏航通道间的耦合作用;最后,在最严峻的激励作用下,对所设计的自动驾驶仪进行非线性仿真。结果表明,导弹跟踪性能良好,加入协调控制后,俯仰、偏航通道间耦合作用明显降低,而且设计方法简单,工程上易于实现。

摘要：针对某静不稳定导弹，建立了导弹纵向运动模型，运用最优控制理论设计了俯仰通道三回路过载控制系统，然后采用了simulink参数寻优的方法对回路参数进行优化，对设计出的控制器进行了特征点仿真。结果表明，三回路过载控制方法能较好的控制静不稳定导弹，优化后的控制系统能使导弹具有更快的跟踪性能、更好的机动能力，并且舵机没有产生严重的饱和现象。

摘要：在充分了解本体静不稳定飞机大迎角非线性数学模型的分叉特性的基础上 ,以分叉分析方法作为指导 ,采用特征结构配置方法设计纵向控制律和调参的横航向控制律。结果显示 ,不期望的分叉行为得到抑制 。

摘要：基于小扰动线性化的纵向弹体控制模型,研究了三回路驾驶仪及其新弹体的结构、快速性、鲁棒性以及对静不稳定弹体的增稳能力,建立并分析了驾驶仪的无量纲模型,针对三回路驾驶仪提出了一种新的设计思路。研究结果表明:阻尼回路新弹体增稳能力和鲁棒性较弱;增稳回路新弹体具有良好的鲁棒性和增稳能力但响应速度较慢;三回路驾驶仪通过设计一个远离开环弹体频率的一阶主导极点和一对阻尼合适的高频极点,使系统具备较好的快速性、稳定性和鲁棒性。

摘要：通过对无尾飞机与常规布局飞机进行比较,针对其纵向静不稳定采用增稳系统的纵向控制律设计方案,增稳系统用法向加速度反馈信号为主反馈,并设计纵向控制律。考虑到无尾飞机在起飞离地前的纵向构型和参数与空中控制律有所不同,设计使用机轮承载开关进行控制律切换。研究升降舵舵偏角在控制律转换瞬间可能发生的幅值跳变,提出了一种减小幅值跳变的方法。