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C801导弹自动驾驶仪

图l c80l导弹全套自动驾驶R?f、貌图l一陀螺仪组合;2一专用模拟计算机;3一无线电高度表主机;4一无线电高度表的收发天线;5一无线电高度表的收发馈线;6、7、8、9一磁粉离合器电动舵机;10、11、12.13一伺服机型电动舵机;14一综合电源 C801导弹是一种高亚音速、超低空掠海飞行的多用途反舰导弹。它可以多联装装载在各种类型的快艇、护卫舰、驱逐舰及潜艇上,也可以装在飞机上。其作战使用主要是打击驱逐舰一类的中型以上的水面舰艇,也能打击快艇一类的小型水面舰艇。C80l导弹上的主要控制设备是自动驾驶仪和末制导雷达。 一、自动驾驶仪的组成 及其功能 C801导弹自动驾驶仪由陀螺仪组合、专用模拟计算机、无线电高度表、磁粉离合器电动舵机、伺服机型电动舵机、综合电源共6种12个部件组成(见图1)。 自动驾驶仪的主要功能如下: 1.实现导弹相对于重心的姿态稳定; 2.控制导弹按预定程序爬高、下滑、直至稳定在预定的平飞高度上飞行; 3....  (本文共4页) 阅读全文>>

《上海航天》1990年01期
上海航天

旋转导弹自动驾驶仪设计

战术导弹自动驾驶仪通常由俯仰、偏航 路,从中概括出它的特点,并根据这些特和滚动三个通道组成。它的研制工作在我国 点,提出一系列新课题及解决的途径和办已有较长历史,技术成熟,设计分析方法趋 法。于规范化。但是对于便携式导弹来说,由于g@④Wg③③③,③$9@%%%e@,一、旋转导弹阻尼回路以便用一个通道完成对导弹的飞行控制。因此旋转导弹驾驶仪的设计和分析方法有必要 自动驾驶仪和弹体组成阻尼回路,如图进行补充和完善。1所示。它的基本任务是改善弹体特性,稳 本文首先介绍典型的旋转导弹阻尼回 定导弹姿态运动,正确执行指令,操纵导弹 U、。= I#巾抄大 剁K 甜瓦讨义分什。i。L ),1q、。厂-.- 5U口压 5_7o_.!IJI__(。!历, 二二丫?L二JI___仁.__L一二二Jf”卜一__人入——1.、S-..一z炊的导为I一二一二二 w __ ” \Cj —— 丫L_t二二JL一一_.__j 了L_.____.L一_..__...  (本文共8页) 阅读全文>>

《弹箭与制导学报》2016年05期
弹箭与制导学报

基于切换增益变结构控制的导弹自动驾驶仪设计

0引言三回路驾驶仪凭借其简单的控制结构和优良特性,在战术导弹控制中得到广泛的应用。文献[1]给出了多种可能的三回路驾驶仪结构,并对不同的控制结构进行了鲁棒性分析。文献[2]给出了中环为伪攻角反馈的三回路驾驶仪结构,讨论了舵机带宽、非最小相位零点、弹体一弯频率以及有限控制量约束条件下的三回路快速性极限问题;文献[3]通过固定混合比例假设,将被控对象等价为单输入系统,并设计了两回路变结构控制器,但对具有一定静不稳定水平的弹体稳定性下降。文献[4]采用积分变结构控制方法设计了侧向过载控制器,并采用边界层函数削弱了控制量的抖振问题,但控制参数的确定过程十分繁琐。文中以尾舵控制的空空导弹俯仰动力学特性为被控对象,在经典三回路驾驶仪设计的基础上设计了变增益变结构控制器。该控制系统继承了三回路控制结构,可与增益调度控制算法相结合,工程上易于实现;在弹体参数摄动的情况下,相比于经典三回路驾驶仪提高了加速度响应的动态品质。1被控对象的数学模型三回...  (本文共4页) 阅读全文>>

《火力与指挥控制》2017年08期
火力与指挥控制

导弹自动驾驶仪控制算法鲁棒性研究

0引言导弹控制系统中的气动参数随着导弹飞行速度、飞行高度,以及战场环境等的改变会发生剧烈变化,这种不确定性的变化会严重影响导弹控制系统的性能。为了实现制导指令的精确跟踪,及时修正偏差,使导弹运行在期望的轨道上,这就要求设计的导弹自动驾驶仪应该具有很强的鲁棒性和抗干扰性。本文在弹道特征点上设计了基于线性矩阵不等式(LMI)的状态反馈H∞控制导弹自动驾驶仪,在模糊控制的基础上,引入伸缩因子设计了变论域模糊PID控制自动驾驶仪,通过研究两种自动驾驶仪的指令跟踪性能和鲁棒性,以期找到更适合于导弹自动驾驶仪的设计方法。1导弹数学模型的建立将导弹的模型分为3个通道,即俯仰通道、偏航通道和滚转通道,并假设:(1)视导弹弹体为刚体;(2)忽略重力及推力偏心的影响;(3)采用系数冻结法,在所研究的弹道特征点上的所有动力学参数、运动学参数等视为常数;(4)攻角和侧滑角均视为小量;(5)忽略舵机非线性的影响,用一阶惯性环节代替每个通道的实际舵机模型[...  (本文共5页) 阅读全文>>

《航空兵器》2017年04期
航空兵器

基于自适应动态面及控制分配的敏捷导弹自动驾驶仪设计

3.航空制导武器航空科技重点实验室,河南洛阳471009)0引言现代无人战斗机、高超声速飞行器、弹道导弹性能的提高,使得传统纯气动控制的拦截弹难以精确命中来袭目标。先进拦截弹一般采用多套执行机构来增强机动能力,确保对目标的直接碰撞杀伤。这些执行机构通常有气动舵和侧喷发动机。与气动舵控制相比,直接侧向力能够通过侧喷发动机点火产生的反作用力来改变导弹的姿态,提高导弹的过载响应速度[1-3]。滑模控制方法对模型不确定性和外界干扰具有较强的鲁棒性,较早地应用于直接侧向力与气动力复合控制的导弹控制系统设计[4]。文献[5]基于状态观测器,设计了复合控制导弹自适应滑模控制律。针对安装有姿轨混合侧向推力装置的导弹,文献[6]采用动态滑动流形理论研究了导弹自动驾驶仪的设计问题。文献[7]针对导弹三维非线性模型采用θ-D方法设计了非线性控制律。这种方法实际上可以看作是状态依赖Riccati方法的一个变种形式。文献[8]基于有限时间理论和反步法提出...  (本文共7页) 阅读全文>>

《战术导弹技术》2007年04期
战术导弹技术

导弹自动驾驶仪的专家系统

1引言自动驾驶仪是飞航导弹控制系统的重要组成部分,其性能直接影响导弹自控终点的散布,最终关系到导弹飞行的成败.导弹技术准备的目的就是对自动驾驶仪的工作性能进行全面检测,发现隐患,排除故障,使之满足技术条件要求.某型导弹的技术准备采用自动化测试设备,使自动驾驶仪的检测实现了自动化.自动化测试设备的优点是缩短了技术准备时间,避免了手动误操作,提高了测试的安全性,但遇到驾驶仪故障时,自动化测试设备就无能为力,使自动化测试设备的使用受到了局限.为了充分发挥自动化测试设备的性能优势,挖掘潜力,我们研制了导弹自动驾驶仪专家系统,以自动化测试设备为运行平台,对测试过程中出现的故障进行快速、准确的定位,并指导操作者进行排故,该系统非常适用于导弹技术阵地排故,具有很强的实用性.2基本思路某型导弹采用的是三级维护体制,技术阵地一般只能进行二级维护,也就是插板级维护,只要故障定位在确定的插板上,更换故障插板就完成了导弹的二级维护.自动化测试设备只有与...  (本文共4页) 阅读全文>>