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1、第二章 制导控制系统设计 的理论基础,2.1频率响应矫正方法,控制系统校正方式可分为串联校正、反馈校正、前馈校正、复合校正。2.1.1串联校正常用串联校正网络：相角超前校正网络、相角滞后校正网络、滞后超前校正网络,传递函数的一般形式为：特点：串联校正比反馈校正设计简单，容易对信号进行必要的形式转换。无源串联校正装置通常由RC无源网络构成，结构简单，成本低廉，信号变换过程中幅值衰减，需要附加放大器。有源串联校正装置由运算放大器和RC网络组成，其参数可以根据需要调整。,2.1.2反馈校正,特点：消弱非线性特性的影响减小系统的时间常数降低系统对参数变化的敏感性抑制系统噪声进行反馈校正设计时，需要注意
2、内贿赂的稳定性。,2.1.3 复合校正在系统的反馈控制回路中加入前馈通路，组成前馈控制和反馈控制相结合的系统，只要参数选得得当，不但可以保持系统稳定，可极大的减小甚至消除稳态误差，抑制几乎所有可测量扰动，包括低频强扰动。可分为按扰动补偿和按输入补偿两种方式。,复合校正的目的：选择恰当的 ，使扰动 经过 对系统输出产生补偿作用，以抵消扰动通过 对输出的影响。扰动作用下，输出为：误差为：若选择前馈补偿装置的传递函数：,2 4,此时输出和扰动下的误差都为零。2-4式为对扰动的误差全补偿条件。按输入补偿的复合控制系统如下所示：系统输出量：误差表达式：,若选择前馈补偿装置的传递函数：则有： （2-7）式
3、子（2-7）称为对输入信号的误差全补偿条件。在工程实践中，大多数采用部分补偿条件，或在对系统性能其主要影响的频段内实现近似全补偿，使形式简单易于物理实现。,2.2PID控制,控制界广泛采用的一种控制器就是PID控制，也称三项控制器。其传递函数为：其时域输出方程为：控制器传递函数的微分项多为：几种常用的PID参数确定方法：临界比例度法响应曲线法PID归一参数的整定法根轨迹法ITAE设计法,2.4极点配置,2.4.1极点可配置条件定理： 设受控系统状态方程为：要通过状态反馈的方法，使闭环系统的极点位于理想位置上，其充分必要条件是系统状态方程完全能控。2.4.2极点配置算法（1）状态方程空间极点配置
4、给定受控系统和一组期望的闭环特征值，要确定反馈增益矩阵k，使成立,（2）传递函数阵的极点配置以二届系统为例，给定受控系统传递函数矩阵：,以及系统理想指标 ，确定反馈增益阵k，使系统满足用理想性能指标。,第三章 导弹的基本特性,3.1 导弹的基本要求3.1.1导弹的速度特性导弹平均飞行速度 导弹达到遭遇点的平均速度： 导弹沿着确定弹道飞行，其可用过载取决于导弹速度和大气密度，导弹可用过载随速度增大而增大，为保证导弹可用过载，要求有较高的平均速度。导弹加速性 受导弹最小杀伤距离的限制，要提早进行制导控制。若导弹很快加速到一定速度，导弹舵面的操纵效率尽快满足控制要求，就可提前进行制导控制。引入推力矢
5、量控制，导弹在低速段也有较好的操纵性，加速性要求可适当放宽。,导弹遭遇点速度 导弹须用过载与导弹与目标的速度比有关，速度比越小，导弹的须用过载越大，一般要求遭遇点速度比大于1.33.1.2导弹最大可用过载决定导弹须用过载的因素目标运动特性：取决于目标最大机动过载，与指导方法有关。目标信号起伏的影响：目标真实运动引起，增大导弹须用过载的要求。气动力干扰：由大气湍流、阵风引起，导弹的制导误差、导弹飞行姿态的不对称变化也可产生气动力干扰，造成目标偏离运动。系统零位影响：系统零位误差引起导弹偏离运动。,热噪声的影响：制导控制系统中大量的电子设备会产生热噪声，其引起的信号起伏会造成测量偏差，与目标信号起
6、伏的影响是相同的，两者频谱不同。初始散布影响：导弹发射后经过预定的时间，如助推器抛掉或导引头截获目标后，才能进行进入制导控制飞行。进入制导控制飞行的瞬间，导弹的速度矢量方向与要求的速度矢量方向存在偏差，称为初始散布角。最大可用过载的确定,3.1.3导弹的阻尼 一般情况下，战术导弹的过载和迎角的超调量不应超过某些允许值，这些允许值取决于飞行器的强度、空气动力特性的线性化以及控制装置的工作能力。允许的超调量通常不超过30%，与飞行器相对阻尼系数 相对应。无人驾驶飞机通常不能保证相对阻尼系数有这样高的数值。很多导弹的低阻尼特性是由于导弹的小尾翼，有时其展长也很小，常常在很高的高空飞行也决定这一特性。
7、 当高空飞行时，增加展长和翼面来增加空气动力阻尼是不可能的。可利用飞行器包含的角度反馈或者角速度角加速度反馈的方法来保证。此种方法的优越性：由于尾翼的减少，导致飞行其质量的减轻、正面阻力减小以及飞行器结构上载荷的减少。,3.1.4导弹的静稳定度 为简化飞行器控制系统的设计，要求迎角在飞行范围内关系曲线是线性的。这要有正确的气动布局来达到，尤其要有足够的静稳定性来达到。 导弹的质心随着推进剂的消耗而向前移动，飞行过程中，导弹会变得更稳定。导弹静稳定度的增加会使控制变得迟钝。为有效控制导弹，提高导弹性能，可由导弹静稳定状态扩展到静不稳定状态。为保证正常工作，可采用包含有俯仰角（偏航角）或法向过载反
8、馈的方法来实现导弹的稳定。 弹道式导弹姿态稳定系统设计中，没有尾翼或尾翼面积过小通常是静不稳定的。高性能空空导弹和地空导弹为保证其末端机动性，也采用了放宽静稳定度的策略。,3.1.5导弹的固有频率飞行器、控制系统、制导系统间相互关系： 制导系统应对控制信号（目标运动）有足够的精确的反应，并且能抑制随机信号干扰。所以制导系统的截止频率 应根据控制信号的幅值频谱的宽度评价。 控制系统具有较小截止频率 的时候，控制系统会将大幅相畸变代入制导过程。所以将两者分开。,将控制系统看作是振荡环节， 在稀薄大气或以外飞行时，飞行器固有频率等于零。保证飞行器固有频率只能通过迎角和过载反馈的控制系统来完成。 为了
9、简化系统的设计，当条件可能时，同时采用空气动力学和自动控制的方法。控制系统的设计师可以相对飞行器的固有频率来提高系统的截止频率，即 飞行器最小高度的固有频率的最大值取决于传动机构的类型（液压或气动的）。,3.1.6导弹的副翼效率 根据对制导和控制过程的分析，提出对倾斜操纵机构效率的要求，操纵机构效率及最大偏角应当由操纵机构产生的最大力矩等于或超过倾斜干扰力矩，并且，阶跃干扰力矩所引起的在过渡过程中的倾斜角（或倾斜角速度）不应超过允许值。 倾斜操纵机构最大偏角通常由结构及气动设想来确定。如果控制倾斜运动借助于气动力的实现，那么，最大高度飞行是确定对操纵机构效率要求的设计条件。3.1.7导弹的俯仰
10、偏航效率 对俯仰偏航操纵机构效率要求取决于：在什么高度飞行，是气动力起作用的稠密大气内，还是气动力相当小的稀薄大气。飞行器是静稳定、临界稳定还是不稳定的。控制系统的类型（静差系统还是非静差系统）。 在飞行弹道所有点上操纵机构的最大偏角应大于理论弹道所需的操纵机构偏角，且具有一定的储备偏角。,3.1.8导弹弹体动力学特性的稳定 现代飞机的飞行速度和高度范围很大，表征飞行器特征的参数可变化100多倍。飞行控制系统设计师和飞行器设计师应共同承担控制系统动力学特性稳定的任务。后面将有详细的讲解。3.1.9导弹法向过载限制 飞行器最大法向过载不应超过有某些飞行强度条件所决定的极限允许值。尤其是当飞行器在
11、很宽的速度和高度范围内飞行，设计飞行器及稳定系统时，就应当解决最大法向过载和迎角及侧滑角的限制任务。3.1.10导弹结构刚度及敏感元件的安装位置 导弹飞行过程中受到外载荷的作用，会发生弹性震动。导弹的运动可认为是质心平移和绕质心转动以及在质心附近的结构弹性震动的合成。控制系统中测量导弹姿态变化的敏感元件（自动驾驶仪中的角速度陀螺仪、线加速度计、导引头中的角速度陀螺仪等）会感受到这一小量运动，并引入制导控制回路，影响系统性能。 弹体刚度越大，其弹性震动频率越高。导弹结构刚度指标之一是以振型的频率和幅度来度量的。,频率要求是：导弹一阶振型频率要大于舵操纵系统的工作频带的1.5倍。 振幅要求：由它对
12、气动力的影响决定。它对制导控制系统的影响，可以由敏感元件的安装部位进行调节。原则上，角速度陀螺仪应安装在振型的波腹上，线加速度计应安装在振型的波节上。这样可以大大减弱导弹结构弹性震动对制导控制系统的影响。3.1.11导弹操纵机构及舵面刚度操纵机构是指舵机输出轴到推动舵面偏转的机构，是舵伺服系统的组成部分。当舵面偏转时，受到空气动力载荷作用，舵面会发生弯曲和挠曲弹性变形，这将引起导弹纵向横向交叉耦合的作用，进而影响制导控制系统性能。因而对操纵机构及舵面刚度均有一定要求。,3.2导弹运动方程组,3.3导弹弹体小扰动线性化模型,3.3.1导弹动力学小扰动线性化原则固化原则，取弹道上某一时刻t飞行速度v不变，飞行高度h不变，发动机推力p不变，导弹质量m和转动惯量J不变。导弹采用轴对称布局形式。导弹在受到控制或干扰作用时，导弹的参数变化不大，且导弹可以使用的迎角较小。控制系统保证实现滚动角稳定，并且有足够的快速性。 经过上述简化条件后，就可以得到无耦合的、常系数的导弹刚体动力学简化数学模型。,3.3.2导弹动力学小扰动线性化模型,3.3.3弹体动力学传递函数,
