[发明专利]一种用于半捷联制导导弹的一体化控制方法有效
申请号: | 201610364808.7 | 申请日: | 2016-05-27 |
公开(公告)号: | CN105865272B | 公开(公告)日: | 2018-03-23 |
发明(设计)人: | 易科;陈建;任章;李清东;晏涛;贾晓洪;吴军彪;周卫文 | 申请(专利权)人: | 北京航空航天大学;中国空空导弹研究院;中国航空工业集团公司 |
主分类号: | F42B15/01 | 分类号: | F42B15/01 |
代理公司: | 北京永创新实专利事务所11121 | 代理人: | 赵文颖 |
地址: | 100191*** | 国省代码: | 北京;11 |
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摘要: | 本发明公开了一种用于半捷联制导导弹的一体化控制方法,分以下步骤步骤1建立导引头稳定跟踪与弹体姿态控制一体化数学模型,包括弹体姿态运动学模型、框架运动学模型、角跟踪系统模型、一体化数学模型;步骤2设计一体化控制器构型;步骤3设计非线性动态逆的控制器;步骤3基于非线性动态逆的控制器设计。本发明根据一体化模型,设计的基于内外环的一体化控制构型,解决了控制回路之间的耦合问题,降低了控制系统设计的保守性,提高了系统的综合性能。 | ||
搜索关键词: | 一种 用于 半捷联 制导 导弹 一体化 控制 方法 | ||
【主权项】:
一种用于半捷联制导导弹的一体化控制方法,包括以下几个步骤:步骤1:建立导引头稳定跟踪与弹体姿态控制一体化数学模型,包括弹体姿态运动学模型、框架运动学模型、角跟踪系统模型、一体化数学模型;(1)弹体姿态运动学模型;导弹气流角微分方程为:α·β·γ·v=mgcosγvcosθ-LmVcosβmgsinγvcosθ+YmV-ψ·vsinθ-(mgcosγvcosθ-L)tanβmV+-cosαtanβsinαtanβ1sinαcosα0cosαsecβ-sinαsecβ0ωmxωmyωmz---(1)]]>式中,α,β,γv分别为攻角、侧滑角、倾侧角;θ,ψv分别为弹道倾角、弹道偏角;L,Y分别为升力和侧向力;ωmx,ωmy,ωmz为弹体体轴姿态角速度;m为导弹质量,g为重力加速度,V为导弹飞行速度;姿态角速度微分方程为:ω·mxω·myω·mz=Mx0Ix-(Iz-Iy)ωmzωmyIxMy0Iy-(Ix-Iz)ωmxωmzIyMz0Iz-(Iy-Ix)ωmyωmxIz+QSLrmxδxIx000QSLrmyδxIy000QSLrmzδxIzδxδyδz---(2)]]>式中,Mx0,My0,Mz0为零舵偏状态下的气动力矩;为滚转力矩系数对δx的导数,为滚转力矩系数对δy的导数,为滚转力矩系数对δz的导数;动压Q=0.5ρV2,ρ为空气密度;S为导弹参考面积;Lr为导弹参考长度;δx,δy,δz为滚转、偏航、俯仰三通道的舵偏角;Ix,Iy,Iz分别为导弹三个方向的转动惯量;(2)框架运动学模型;导引头光轴中心在空间中的运动为:ωd=ωdm+ωds (3)式中,ωdm=ωmxcosλzcosλy+ωmysinλz-ωmzcosλzsinλy-ωmxsinλzcosλy+ωmycosλz+ωmzsinλzsinλyωmxsinλy+ωmzcosλyωds=λ·ysinλzλ·ycosλzλ·z]]>其中,ωd为光轴角速度在探测坐标系中的投影,ωdm为弹体角速度在探测坐标系中的投影,ωds为导引头伺服框架角速度在探测坐标系中的投影,ωmx,ωmy,ωmz为弹体体轴角速度,λy,λz为半捷联稳定平台的内外框架角;(3)角跟踪系统模型;三维跟踪角误差微分方程为:ϵ·y=ωy-ωdy+ωdxϵzϵ·z=ωz-ωdz-ωdxϵy---(4)]]>式中,εy,εz为失调角,ωy,ωz为视线角速度,ωdx,ωdy,ωdz为光轴角速度;(4)导引头稳定跟踪与弹体姿态控制一体化数学模型;建立半捷联导引头控制与姿态控制一体化数学模型:x·1=f1(x1)+g1(x1)x2u1x·2=f2(x2)+g2(x2)u2---(5)]]>式中,x1=αβγvϵyϵzT,u1=ωλyωλzT=λ·yλ·zT,]]>x2=[ωmx ωmy ωmz]T,u2=[δx δy δz]T,f1(x1)=mgcosγvcosθ-LmVcosβmgsinγvcosθ+YmV-ψ·vsinθ-(mgcosγvcosθ-L)tanβmVωyωz,g1(x)=-cosαtanβsinαtanβsinαcosαcosαsecβ-sinαsecβsinλzcosλy+ϵzcosλzcosλy-cosλz+ϵzsinλz-(sinλy+ϵycosλzcosλy)-ϵysinλz100000000-(sinλzsinλy+ϵzcosλzsinλy)-cosλz+ϵzsinλz0-cosλy+ϵycosλzsinλy-ϵysinλz-1,]]>f2(x)=Mx0Ix-(Iz-Iy)ωmzωmyIxMy0Iy-(Ix-Iz)ωmxωmzIyMz0Iz-(Iy-Ix)ωmyωmxIz,g2(x)=QSLrmxδxIx000QSLrmyδxIy000QSLrmzδxIz;]]>步骤2:设计一体化控制器构型;设制导系统给出的气流角指令αc,βc,γvc,框架角位置测量传感器测得的框架角位置λy,λz,弹目视线角qy,qz经过滤波器得到的弹目视线转率ωy,ωz,以及导引头接收机得到的跟踪角误差εy,εz,通过外环控制器输出框架角速度控制信号ωλyc,ωλzc,控制光轴指向实时跟踪弹目视线,同时给出姿态角速度的伪控制量ωmxc,ωmyc,ωmzc,再送给内环姿态角速度控制系统,控制气动舵实现对ωmxc,ωmyc,ωmzc的快速跟踪;步骤3:基于非线性动态逆的控制器设计;(1)设计外环动态逆控制器;设外回路的状态变量为[α β γv εy εz]T,输入控制变量为[ωmx ωmy ωmz ωλy ωλz]T;则外环动态逆控制器为:ωmxcωmycωmzcωλyωλz=g1-1(x1)(vαvβvγvvϵyvϵz-f(x1))---(9)]]>式中:分别为状态变量α,β,γv,εy,εz的期望动态形式,ωmxc,ωmyc,ωmzc为内环期望的弹体姿态角速度指令,作为内环的伪控制量;(2)设计内环动态逆控制器;设内回路控制指令为外回路伪控制量ωmxc,ωmyc,ωmzc,输入控制变量为δx,δy,δz;则内环动态逆控制器:δxδyδz=g2-1(x2)(vωmxvωmyvωmz-f(x2))---(10)]]>式中:分别为状态变量ωmxc,ωmyc,ωmzc的期望动态形式;通过式(9)和(10)分别得到外环动态逆控制器和内环动态逆控制器,完成导弹的一体化控制。
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- 2018-07-20 - 2019-04-12 - F42B15/01
- 本实用新型公开了一种微型舵系统,属于伺服系统技术领域,其通过在舵机单元中对应设置由双齿蜗杆和蜗轮输出轴组成的输出传动组件,由其完成减速电机转动扭矩的传递,从而完成各舵机单元中舵片偏转角度的精确调节。本实用新型的微型舵系统,其输出传动机构的结构简单,设置简便,舵系统的集成度高、体积小、质量轻,占用的舱段空间小,安装与控制便捷,能精确实现各路舵片的快速展开和角度调整,极大地降低了舵系统的应用成本,促进了导弹的小型化或者微型化发展,具有十分显著的推广应用价值。
- 一种弹载飞行器切割索式主动安控系统-201811434038.4
- 高建国;张国庆;胡凯征;刘仙名 - 中国空空导弹研究院
- 2018-11-28 - 2019-04-09 - F42B15/01
- 一种弹载飞行器切割索式主动安控系统,设置在飞行器内部,包括自动控制系统、执行组件和弹体毁伤装置三部分;自动控制系统依托飞行器自身的自动控制系统进行飞行姿态的采集、判别和控制;预先在飞行器的自动控制系统中设置飞行数据信息,飞行路线出现偏差时,自动控制系统采取纠正措施控制,纠正措施控制无效时,自动控制系统判别飞行器失控状态,临近安全区域时,自动控制系统下达自毁指令给执行组件,执行组件接收到自动控制系统的自毁指令信号后,通过执行电路经信号接收电路处理,传递信号到弹体毁伤装置。本发明弹载切割索式主动安控系统结构简单,占用空间小,成本相对低廉,易于在各类飞行器上布置。
- 一种用于制导修正组件的高旋发电机舵控装置-201811228244.X
- 王挥;支彦伟;王云爽;吕东升;张波 - 西安微电子技术研究所
- 2018-10-22 - 2019-03-01 - F42B15/01
- 本发明提供了一种用于制导修正组件的高旋发电机舵控装置,自旋发电装置在弹体高速旋转时发电,自旋发电装置的三相绕组接整流桥电路,经整流桥电路整流后的电路依次接电流泄放电路、防倒灌电路和储能电路,最后接入BUCK电路,实现DCDC输出,在系统进行舵控时,将自旋发电装置产生的电流回路到自旋发电装置的三相绕组,通过反电动势产生的大力矩,形成制动效果,实现修正调姿。本发明不需要单独设计电池、减速器和舵控驱动电路的条件下,实现系统自发电,并在系统进行舵控时,在PWM工作周期内将高旋自发电产生的电流回路到发电机三相绕组,通过反电动势产生的大力矩,形成制动效果,实现修正调姿。有效减小体积,提高抗高过载能力。
- 基于几何关系更新目标点的迭代制导方法-201810040890.7
- 韦常柱;刁尹;关英姿;李源 - 哈尔滨工业大学
- 2018-01-16 - 2019-01-25 - F42B15/01
- 基于几何关系更新目标点的迭代制导方法,属于制导与控制技术领域。本发明是为了解决传统迭代制导方法由于放开制导坐标系X方向的终端位置约束而导致精度较差的问题。它包括对推力和引力进行二次积分,获得制导坐标系下的预测目标点,实时将预测目标点的X方向坐标值与实际终端约束目标点的X方向坐标值相比较,获得X方向实时预测制导偏差;以及根据X方向实时预测制导偏差,利用几何关系更新方法计算当前预测目标点与新目标点真近点角的更新变化量,进而获得新目标点坐标;并将新目标点作为下一个制导周期中的实际终端约束目标点,直至制导结束。本发明用于迭代制导。
- 激光信号解算与伺服控制一体化处理系统-201710444130.8
- 孟凡强;胡晓飞;邹林 - 河北汉光重工有限责任公司
- 2017-06-13 - 2019-01-22 - F42B15/01
- 本发明公开了激光信号解算与伺服控制一体化处理系统,包括:AD转换器、DSP、DA转换器、功率放大器、CPLD、正弦信号发生电路、陀螺模式切换开关和4路二选一模拟开关;DSP负责数据解算,CPLD负责各个模块的工作协调和时序控制,本发明还通过切换开关和二选一开关实现多种数据的分时切换和处理,从而将激光信号解算和伺服控制的工作进行有机的组合,实现了在一块板上实现的双功能处理系统。本发明基于一套DSP主控制器,完成激光信号处理和伺服控制,降低了系统成本,提高了硬件资源利用率,提升了系统的小型化、轻量化,以及可靠性。
- 一种双旋制导炮弹寻地检测系统-201820516741.9
- 安涛;赵栓;马江峰;李培刚 - 西安理工大学
- 2018-04-11 - 2019-01-01 - F42B15/01
- 本实用新型公开了一种双旋制导炮弹寻地检测系统,包括红外探测系统、变换放大系统、信号处理系统和电源系统,红外探测系统包括光学系统和红外探测器,变换放大系统包括滤波电路和放大电路,所述信号处理系统包括微处理器,电源系统包括±5V电源转换模块和3.3V电源转换模块。该检测系统通过红外探测空间温度场来寻地,具有响应速度快、无能量消耗且可实时测量的优点,从而增强了制导炮弹的隐蔽性和制导精确性。
- 一种旋转导弹制导控制解耦合的方法及装置-201810779176.X
- 孙宏宇 - 孙宏宇
- 2018-07-16 - 2018-11-06 - F42B15/01
- 一种旋转导弹解耦合制导控制的方法,步骤如下:1)在旋转导弹的前舱段与后舱段之间设消旋舱段;2)在前舱段安装惯性测量元件,使惯性测量元件的加速度计和陀螺的敏感轴与旋转导弹前舱段的各个轴平行;3)通过控制板对惯性测量元件输出的三轴角速度数据和加速度数据进行采集并计算,得到耦合到前舱端的滚转角度值;4)通过计算前舱段滚转角与设定滚转角之差,控制消旋舱段内的电机,使得将偏航、俯仰与滚转三通道之间的耦合降低到最小;消旋舱段包括外壳,外壳内部装有电机以及轴承,在电机以及轴承内部装有轴,轴的内部装有滑环,轴的一端装有后舱段的结构接口;解决现有旋转导弹制导中偏航和俯仰通道强耦合、控制困难的问题。
- 一种一体化微型舵系统-201710613172.X
- 王万雷;陈子玮;李文伟;汪涛;王永辉;穆善和 - 湖北三江航天红峰控制有限公司
- 2017-07-25 - 2018-10-30 - F42B15/01
- 本发明公开了一种一体化微型舵系统,包括:电机(1)、齿轮减速器(2)、转向输出机构(3)、位置敏感机构(4)、控制板(5)及转接板(6);所述转向输出机构(3)包括第一基座(7)、第一锥齿轮(9)、第二锥齿轮(10)、第三锥齿轮(11)及输出轴(14),所述位置敏感机构(4)包括角位置传感器(19)和第五锥齿轮(20),所述第五锥齿轮(20)用于与所述第三锥齿轮(11)齿合,实现所述输出轴(14)的角度偏转,所述角位置传感器(19)用于识别所述角度偏转的信号并反馈给所述控制板(5),从而实现所述舵系统位置的闭环控制。本发明的微型舵系统,通过将四路舵机与控制系统集成设计,具备舵系统体积小、质量轻、传动精度高、安装精度高等优点。
- 一种超声速进气道附面层控制装置-201610607644.6
- 任志文;万志明;卢杰;赵胜海;万丽颖;陈尊敬;王春利;赵政衡;安平;亓洪玲;肖毅;杨佳壁;周俊伟;万俊丹;王天绥;高骏冬 - 江西洪都航空工业集团有限责任公司
- 2016-07-29 - 2018-10-12 - F42B15/01
- 本专利涉及一种进气道附面层控制装置,提供一种超声速进气道附面层控制装置,包括:进气道(5),进气道一级压缩面区域(1),进气道二级压缩面区域(2),进气道喉道区域(3),一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14),二级压缩面区域放气通道(24),喉道区域放气通道(34),发动机(6),发动机控制器(4),一级压缩面放气通道伺服阀(41),二级压缩面放气通道伺服阀(42),喉道放气通道伺服阀(43),一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)及其排气口(141),二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)及其排气口(241),喉道放气区域附面层放泄通道(34)及其排气口(341)。
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