（控制理论与控制工程专业论文）基于mems陀螺的自动驾驶仪设计.pdf

签于翻 巴 加 侣陀螺的自 动驾驶仪设计 t b i s artic lec ameson a ki nd ofsu b s i d i ary bom bb a ， don 阮 州 田 m sgyro . t b e 肠 1 1 o win g j obs are 五 刀 l s h edin创s re 翻 ， 叮 c h : . c ar ryondesi 卿 un g ofthe nj d d e r sy st 。 ” . t 五 l s a rt i c lelnai川 y 劝 川 i e s the co 侧 pos it i o n ， 加 n 以 i o n 如d s c 址 口 e ofthe p i tc 血g fo 叩， 由 e y a w 妞 唱fo opand the ro u l oop toth e 川 d d e r sy s l e m ， 冉 刀 d it m a inly des l g 抬the c o n tr o l a c h . t i onmodule . t 五 e . 以 ni p u 】 a 石 v e 51 9 坦 l in t e g 以 ed勿 血 山 众 笼 咬 址 回 叱 l di sass e ln b le s to此 匆 世servom c c h 别 公 sm w 肠 c h isfo rk e d t ” 片 . 户 刀 d it c 出 云 esout the coo r d i n 创 比 七 即 旧 伪 n 几 . desi gn此 引 助l e 油 劝 cel oop s of此 公 止 配 恤n n e l . t 七 e ang u l ars pe e d l s surv e y edby 此 侧 田 m s t ops in此 p l t c hi n g阮 y a 翎n g and the ro u s ta b le ro u t es 声 刀 d the ang u l ar p o s i t i o n s i 孚 阁p 旧 v l d esbythe d e c tr o 苗 c i n t e gr at o r t 七 e angul ars peed幼d 此 如目 e ai gna 1 fe ed b a c k tothe i npu t portofth es 抑lthe t i 以 印 叮 p l l 五 e r.p roje ctth e defe re ni vo】 tage tr 山 招 l at i o n c i 代 u i 气 阮 cl e c tr o 苗 c 众 lt e gr alc in庙t 如d the c o n tr o l c ircu i t ofth e 即t o p i l otb ased o n 倒 e ms t o p . 氏si gnth e s 云 n u l ationm ode l s ofthe d 甘 e e 一 h a n n e l 引 泊 b l e 油 劝 celo 叩5 ， 幼d a n a l y z e 山 c 饥t 七 e a rt ic l e s 叩脚t e l y e 引 旧 b 】 i s h e s s i m ” l ationmo翻s ofthe d 叮 e e c 坛 江 田 e l 川 巨 b l e l oop s usin g n 沙 j l a b z s i m u l 环 ik， t 七 .c al r y onth e p ar 田 盯 e t e r c hol ceand desi gn 伪 e 己 m e n d at i o n l 让 山 . atl as t ， it 。 双 n e s onth e s li n u l atio n ana l y s i s tothe ti 此e c 址 口 朋1 川 a b lefo 叩5. k 即 从 勺 rds:a u t o p i 1 ot， 州 e msg 盯 0 ， 川 泊 b l el oop ， cl e c tr o m ech aj 的 c aia c tu at o r，a tt i to 山 的 n 拉 ” 1 声明 本学 位论文是我在导师的指导下取得的研究成果， 尽我所知， 在本 学 位论文中，除了加以 标注和致谢的部分外， 不包含其他人己 经发 表或 公 布过的研究成果，也不包含我为获得任何教育机构的学位或学历 而使 用 过的材料。与我一同工作的同事对本学位论文做出的贡献均已在论文 中 作了明确的 说明。 研究生签名:二 魏 草 - 呵年 了 月 加 学位论文使用授权声明 南京理工大学有权保存本学位论文的电子和纸质文档，可以 借阅或 上网公布本学位论文的全部或部分内 容，可以向有关部门 或机构送交并 授权其保存、 借阅或上网公布本学位论文的全部或部分内 容。 对于保密 论文， 按保密的 有关规定和程序处理。 研 究 生 签 名 : 瞬一脚7 年阴乙 日 南京理工大学硕士学位论文基于翻 王 ms 陀绷的自 动驾驶仪设计 1绪论 l l课题的研究背景及意义 在现代常规战争中， 导弹已 成为主要的武器装备之一。 随着现代科学技术的飞速 发展， 战争对武器提出了 更高的 要求。 制导武器因为具有射程远、 精度高、 威力大等 特点， 越来越多地应用到 现代战争中。 在越南、中东战场上，以 及在伊拉克战争中， 作战双方都大量使用了 各种型号的导弹武器。 我国制导武器比较落后， 命中精度较低。因此，为了适应现代战争的需要， 提高 载机的生存能力、实 现精确打击的目 的，使用精确制导武器将成为必然。 在过去的几年里， 瞬态物理国家重点实验室成功研制了一种低成本小型电视导引 头工程样机， 并提出了 低成本电 视制导子炸弹的总体设计方案。 本课题基于这一总体 方案进行自 动驾驶仪的 设计， 并完成对姿态控制系统的 仿真。 课题的 研究成果也可应 用于其它制导武器系统的自 动驾驶仪设计。 i j 国内外同类武器的发展状况 1 .2.1制导武器的发展概况 第二次世界大战期间，德国研制并装备了v l 和v z 远程制导导弹，从而揭开了 人类作战武器发展篇章新的一页。 此后六十多年来的多次局部战争证明制导武器杀伤 力强大，控制精度高，从而促使其发展速度越来越快。 现代航空制导武器是在自由降 落式普通航空武器的基础上加制导部件组成。 它的 主要特点是结构简单、 使用方便、 射程远、 命中 精度高、 造价低、 性价比高， 是世界 各国机载高精武器中大量使用的一种空地制导武器。 自1 9 6 8 年起，常规制导炸弹上安装了激光制导和控制装置，使之能够从较远的 距离投送并精确地命中目 标。 激光制导装置要求在整个末段进行激光指示， 不是全天 候可以 使用的 武器， 易 受天气和战场尘埃影响， 飞机通过一次不能攻击几个目 标。 到 目 前为止， 美国德克萨 斯仪器公司的“ 宝石路” 激光制导装置共发展了 三代，向 世界 上3 0 个国家销售了17 .5万套。 电视制导炸弹属于制导航空炸弹的一种， 它采用电视制导模式， 利用电视导引头 对目 标进行搜索、 识别、 锁定、 跟踪， 进而实施精确打击。电 视制导武器可以自 主跟 踪目 标，具备发射后不管和远距离攻击的能力，主要的是它抗电 磁干扰能力较强。 新型制导武器的研制工作还在继续， 世界各国都在加快研制步伐， 新型弹药不断 出现， 制导方式主要采用以 卫星定位系统为主的复合制导方式， 命中精度不随射程的 南京理工大学硕士学位论文 墓于侧 王 ms 陀螺的自 动驾驶仪设计 增加而改 变 11 。 美国 卫 星 制导 炸弹以jda m为主， 它具备全 天 候作战能 力， 不易 受气 象条件的影响，但对电 磁干扰很敏感。 在制导 武器自 动驾 驶仪的设计中， 陀螺是必不可少的。 在第二次大战期间， 德国 的v z 导弹使用陀螺仪和加速度计进行测量定位， 形成了惯性制导的雏形。虽然受到 当时技术和工艺水平的限 制， 它的导 航定位精度还比 较低， 结构也不完善， 但这却是 惯性制导在工程上开创性的应用。 从50年代末至80年代初，以液浮陀螺仪、 气浮陀 螺仪和动力谐调陀螺仪构成的平台式惯导系统得到迅速发展，并大量装备各种飞机、 舰船、导弹和航天飞行器。 m e m s ， 即 微电 子机械系统， 是指集微型传感器、 微型执行器、 信号处理和控制 电 路、接口 电 路、 通 信系 统以 及电 源于一 体的 微型 系统tzi 。目 前 州 田 m s 技术己 经进 入了全面发展的阶段，一些著名实验室、公司采用侧 田 ms 技术，研制出多种微传感 器与微执行器。 me ms 惯性传感器是采用me ms 技术研制的加速度计和陀螺，它具 备体积小、成本低、可靠性高等特点，对国防具有重大战略意义。基于m e ms 惯性 器件构建低成本、 高性能的微型惯性导航系统正在成为当前惯性技术领域的一个研究 特点。 i j .2 自动驾驶仪设计的发展状况 自 动驾 驶仪发展至今已 经有50多年的历史， 其技术越来越完善， 性能越来越高。 现有的绝大多数自 动驾驶仪几乎都是引用经典控制理论中的频率响应法和根轨迹法 进行设计的。 2 0 世纪30年代， 开 始使用三轴稳定的自 动驾驶仪， 主要功用是使飞机保持平直 飞行。 50年代， 通过在自 动驾驶仪中引入角速率信号的方法制成阻尼器或增稳系统， 改善了导弹的稳定性。 50 年代后期，研究出了自 适应自 动驾驶仪，能随飞行器特性 的变化而改变自身的结构和参数。60 年代末，数字式自 动驾驶仪在阿波罗飞船中得 到应用。70 年代末，数字计算机用于防空导弹上。数字计算机的灵活性、准确性、 逻辑判断能力以 及高 速运算能力， 为自 动驾驶仪的发展提供了 更大的空间。 现在， 人 们将专用数字信号处理 器 ( d s p ) 用于自 动驾驶仪的 控制系统131 。 近20多 年来，以 大攻角飞行控制和高性能倾斜转弯导弹的飞行控制为背景，以 使用微型数字计算机为前提， 出现了许多用现代控制理论设计， 他们所用的方法主要 是极点配置 法、 切g( 线 性、 二次、 高斯) 方法、 多变量频 域法和自 适应法14 。 应用智能 控制理论设计的导弹控制系统因为 考虑了系统动态的非线性， 因 此比 一 般的设计方法能提供更 好的 性能。 但这种设计方法相对于其他线性或非线性方法算法 复杂，实现也较难。 在过去的几十年里， 应用增益调度技术设计导弹自 动驾驶仪被大量研究. 这种方 南京理工大学硕士学位论文 墓于栩 正 ms 陀螺的自 动驾驶仪设计 法概念清楚，设计方法简单， 但在不同的特征点转换期间的 稳定性实际上并无保证， 而且， 增益调度方法的前提是调度增量只能是变慢的。 还有， 由 于要设计大量的线性 控制器，设计开销较大。 总之， 随着科技的迅速发展，自 动驾驶仪势必向着更高的技术性能方向发展， 但 传统的设计方法凭借其多方面的优势仍然占据主导地位。 1 3本课题研究内容和主要工作 本文选择子炸弹自 动驾驶仪为 研究对象， 主要对其控制系统中的姿态稳定回路进 行设计研究。 其中， 对俯仰、 偏航和滚转稳定回路进行建模和仿真; 对控制器进行设 计;并采用m e m s 陀螺来构建自 动驾驶仪的硬件系统，以 便降 低成本， 减小体积。 本课题主要完成以下几方面工作: ( 1 )舵系统的设计 舵系统一般由放大电路、 执行机构和反馈装置构成。 在放大电路中主要设计脉冲 调宽功率放大电路。 执行机构使用电动伺服系统， 采用脉冲调宽电路及功率放大电路 驱动永磁直流伺服电 机， 以实现电 机的正反转。 电 位计用来实现硬反馈， 使舵面输出 与控制信号输入成比例。 在初步方案进行可行性分析时，对舵机系统考察以下要求: 单个舵面的最大铰链力矩; 舵面最大角速度; 舵面最大偏转角。 根据设计的性能指标， 进行p w m桥式功率放大器和信号变换电路的设计。 在舵 机方案确定的基础上进行俯仰 ( 偏航)通道舵回路和滚转通道舵回路的设计。 ( 2 )姿态稳定回路设计 俯仰、偏航及滚转通道，均采用 侧 田 ms陀螺测量角速度，采用电子积分器求角 位置，构成反馈控制回路。 在姿态稳定回路中进行阻尼回路和增稳回路的设计， 其中控制器的设计和校正环 节的设计成为关键。除此之外还需设计 me ms陀螺输出电压平移电路、电子积分和 综合放大电路。 提出俯仰 ( 偏航)稳定回路和滚转稳定回路的设计框图。 (3)姿态稳定回路仿真。 运用中的s i m tj l 环 k工具箱分别建立俯仰、 偏航及滚转稳定回路模型， 南京理工大学硕士学位论文墓于翻 正 ms 陀级的自 动驾驶仪设计 并进行仿真分析。 运用频域法和时域法对姿态稳定回路进行动态性能和稳态性能分 析。 对于轴对称的+ 型 和x 型布局的导弹， 俯仰稳定回路和偏航稳定回路一般是相同 的，所以 在仿真过程中以 俯仰通道为例进行研究。 滚转稳定回路要求弹体能 快速实现滚转稳定。 在建模、 仿真的 基础上， 对影响滚 转稳定动态性能的因素进行初步分析。 ， 南京理工大学硕士学位论文墓于栩 王 ms 陀纽的自 动驾驶仪设计 2自 动驾驶仪的组成结构和基本原理 导弹在实际飞行中 受干扰的影响往往偏离理想弹道， 形成动态误差。 制导的 作用 就是通过对导弹质心的运动参数进行实时测量和计算， 然后根据某一预先选好的导引 规律解算出 控制指令， 操纵舵机使导弹按照理想弹道飞向目 标。 控制系统的 任务是执 行导引系统 给出的 指令， 通过操纵系统偏转舵面以 改变导弹的 姿态， 从而产生导弹需 要的力和力矩。 制导系统通常是按照导引系统的特点来分类的， 一般分为四 大类: 自 主式制导系 统、 遥控式制导系统、自 动寻的式制导系统和复合式制导系统。 本课题的 研究对象为 自 寻的制导系统中的电视制导炸弹控制系统。 2. 1自 动驾驶仪概述 2. l i自 动驾驶仪的定义及作用 制导系统分为导引系统和控制系统两部分。 导引系统通过探测装置确定导弹相对 目 标或发射点的位置形成引导指令。 控制系统要迅速而准确地执行导引系统发出的引 导指令，控制导弹飞向目 标. 制导系统一般是多回路系统， 并采用闭环控制。 最外层的大回路是观测跟踪装置、 指令形成装置、 执行装置及弹体构成的闭 合回路， 通常称为制导回路， 其次是由自 动 驾驶仪与弹体构成的闭 合回路， 即姿态稳定回路。 一般人们把姿态稳定回路中除弹体 以外的部分叫做自动驾驶仪。 自动驾驶仪是导弹制导和控制系统的重要组成部分， 在系统中起着非常重要的作 用。在稳定控制系统中，自 动驾驶仪是控制器，导弹弹体是受控对象。在本课题中， 一方面它利用me m s陀螺测得的滚转角速度信号和采用电子积分器求得的滚转角位 置信号给舵机回路一个稳定导弹的控制指令， 使导弹的滚转角维持在规定的精度范围 内;另一方面，根据俯仰通道和偏航通道的n 正 ms陀螺敏感到的角速率信号和电子 积分器输出的角位置信号， 与导引指令综合， 再将综合后的指令传给舵回路， 控制导 弹向着目 标飞行。 自 动驾驶仪的功能就是在导弹脱离载机后的自 动导引飞行阶段， 根据导引头给出 的导引指令及其自 身的陀螺敏感到的弹体的角速率信号以及电子积分器输出的角位 置信号，由 控制电路综合出控制指令， 传给舵机回路， 进而控制导弹稳定、 快速、准 确地击中目 标。因 此，自 动驾 驶仪的 性能 在很大程度上决定了 导弹的 战术 性能 阁 。 南京理工大学硕士学位论文基于侧 田 ms陀峨的自动驾驶仪设计 2. i j 自 动驾驶仪的组成 自 动驾驶仪一般由 惯性器件、 控制电路和舵机系统组成， 它通常通过操纵导弹的 空气动力控制面或推力矢量控制导弹的姿态运动。 常用的惯性器件有自由陀螺仪、 测速陀螺仪和加速度计等， 分别用于测量导弹的 姿态角、姿态角速度和线加速度。 在本设计中使用的惯性器件为州 田 m s陀螺，用于 测量导弹的姿态角速度。 控制电路由 数字电 路和各种模拟电路组成， 包括运算放大器、 继电器组、 记忆装 置、 归零装置、 功率放大器等， 用于实现信号的传递、 变换、 运算、 放大、回路校正 和自 动驾驶仪工作状态的转换等功能。 舵机系统一般由 功率放大器、 舵机、 传动机构和反馈电路构成。 它的功能是根据 控制信号去控制相应空气动力控制面的运动或改变推力矢量的方向。 空气动力控制面是指导弹的舵机和副翼。 舵机通常有两对， 彼此互相垂直， 分别 产生侧向力矩， 从而控制导弹沿两个侧向的运动。 通常， 每一对舵面都由一个舵系统 操纵， 使其同步向同 一个方向偏转。 副翼用来产生滚转操纵力矩， 控制导弹绕纵轴的 滚转运动。 副翼可能是一对彼此作反向偏转的专用空气动力控制面， 也可能由一对舵 面或同时由两对舵面兼起副翼的作用。 兼起副翼作用的 舵又称副翼舵。 一对专用副翼 可由一个舵系统操纵。 一对副翼舵的两个控制面， 通常各由一个舵系统根据侧向控制 和滚转控制要求进行操纵， 这种结构在习惯上称为 “ 电差动” 。也有用一个侧向 舵系 统和一个滚转舵系统共同操纵一对副翼舵的做法， 此时两个舵系统的运动由机械装置 综 合成为副翼舵的 运 动， 这 种结 构习 惯上称为“ 机械差动” 间 。 导弹的飞行动力学特性是指空气动力控制偏转与导弹动态响应之间的关系， 可由 数学模型描述。 在自 动驾驶仪的工作过程中， 可以 通过仿真的 模拟， 或导弹的实际飞 行来体现出这些特性。 一般地说，自 动驾驶仪中控制导弹在俯仰平面内运动的部分， 称为俯仰通道; 控 制导弹在偏航平面内运动的部分， 称为偏航通道; 控制导弹绕弹体纵轴转动运动的部 分， 则称为滚转通道。 它们与弹体构成的闭合回路， 分别称为俯仰稳定回路、 偏航稳 定回路和滚转稳定回路。 这三个通道又分别称为第一通道、 第二通道和第三通道， 或 者是通道1 、通道n和通道m。对于轴对称的+型气动布局导弹来说，俯仰 ( 稳定) 回路和偏航 ( 稳定) 回路一般是相同的， 通常统称为侧向 稳定回路或侧向回路; 对于 x 型气动布局的导弹， 没有偏航和俯仰回路之分，因为导弹的偏航运动和俯仰运动， 都由 两个相同的回路 (i回路和n回路)的合成控制实现，习惯上， 将1 回路和n回 路也称为侧向 稳定控制回路，相应地称滚转稳定回路为倾斜稳定回路或倾斜回 路。 自动驾驶仪系统的组成如图2 .l中虚线部分所示: 南京理工大学硕士学位论文 基于翻 田 翻 侣陀螺的自 动驾驶仪设计 几 角速串陀妞 控制电路 1 舵机 控制电路n 角速率陀螺 控制电路 ih :1.1j .- 图2 . 1制导控制系统结构框图 2. 1 3 自 动驾驶仪的 分类 旋转导弹的自 动驾驶仪通常没有滚转通道， 只用一个侧向通道控制导弹的空间运 动，因而又称为单通道自 动驾驶仪。 按所采用的控制方式分类， 自 动驾驶仪可分为侧滑转弯自 动驾驶仪与倾斜转弯自 动驾驶仪。 按俯仰、 偏航、 滚转三个通道的相互关系，自 动驾驶仪可分为: 三通道彼此独立 的自 动驾驶仪和通道之间存在铰链的自 动驾驶仪。 对三个通道彼此独立的自 动驾驶仪， 根据滚转通道和侧向通道的特点， 再进行分 类， 滚转通道可分为实现滚转位置稳定的自 动驾驶仪与实现滚转速度稳定的自 动驾驶 仪; 侧向 通道可分为使用一个线加速度计和一个速率陀螺的自 动驾驶仪， 使用两个线 加速度计的自 动驾驶仪及使用一个速率陀螺的自 动驾驶仪等。 另外还有一些特殊用途的自 动驾驶仪， 如垂直发射系统自 动驾驶仪， 用惯性技术 进行方位控制的自 动驾驶仪以及高度控制的自 动驾驶仪等。 稳定回路的分类与自 动驾驶仪的分类相对应。本课题自 动驾驶仪采用三通道控 制， 分别是俯仰通道、 偏航通道和滚转通道。 三个通道构成独立的稳定回路， 分别为 俯仰稳定回路、 偏航稳定回路和滚转稳定回路， 其中俯仰稳定回路和偏航稳定回路是 完全相同的。 南京理工大学硕士学位论文 基于侧 旧 ms 陀妞的自 动驾驶仪设计 z j控 制系 统 校正环节的 设 计方法 切阁 在进行系统设计时， 常常遇到初步设计出来的系统不能满足所要求的性能指标， 这样就需要在原系统的基础上进行校正。 所谓校正， 就是在系统中加入一些其参数可 以 根据需要而改变的机构或 装置， 使系统整个特性发生变化， 从而满足给定的各项性 能指标。 对于常用的单变量系统来说， 校正装置接入系统的形式主要有两种: 一种是校正 装置与被校正对象串 联， 一般接在系统误差测量点 之后和放大器之前， 串 接于系统前 向 通道之中， 这种校正方式被称为“ 串联校正” :另一种是从被校正对象中引出反馈 信号， 与被校正对象或一部分构成局部反馈回路， 并在局部反馈回路内设置校正装置， 这种校正方式称为 “ 反馈校正”或 “ 并联校正” 。在工程实际应用中，因串联校正原 理简单、使用方便、适应性强、鲁棒性好，被广泛应用于各种工业过程控制领域。 在串联控制校正器的频域设计方法中， 使用的校正器有超前校正器、 滞后校正器 及滞后一超前校正器等。 2. 2. 1超前校正设计 超前校正是指利用校正器对幅频特性曲线具有正斜率的区段及相频特性曲线具 有正相移区段的系统校正设计。 这种校正设计方法的突出特点是校正后系统的剪切频 率比 校正前的大， 系统的快速性得到提高。 所以要求稳定性好、 超调小及动态响应过 程快的系统常采用这一方法。 校正网络的传递函数通常可以设计为: gc( 5 ) = 1 +口 2 公 ( 2 . 1 ) 1 +ts ( a 1 ) 在导弹制导回路中， 导弹和目 标的相对运动学环节是一个双积分环节， 因此， 即 使制导回路中 没有其他动态滞后， 在整个频率范围内 开环相频特性也会有 18 00的相 位滞后，为了使制导系统稳定，可以在回路中串联超前校正网络。 由 控 制 理 论 可 知 ， 超 前 校 正 网 络 对 频 率 在1 /( a 约和l/ t 之 间 的 信 号 有 明 显 的 微 分 作 用 ， 超 前 网 络 在 频 率 1 / (a 约和l/ t 几 何 中 心 处 提 供 的 相 角 超 前 角 最 大 ， 最 大 超 前 角 为 汽= arcs in o/11 = 5 4 9(a= 1 0)。 如 果 需 要 提 供 更 大的 相 位 超 前 角， 就 需 要 采 用 几 个超前网络串 联的方法。 在本文中 滚转稳定回路控制系统的设计中就使用了超前校 正，校正器串 联在反馈回路中，使系统的相角稳定裕度有了明显的改善。 2. 2 2滞后校正设计 滞后校正设计是指利用校正器对幅频特性曲 线具有负斜率的区段及相频特性曲 南京理工大学硕士学位论文 羞于侧 旧 ms 陀组的自 动驾驶仪设计 线具有负相移的区段的 系统校正设计。 这种校正设计方法的突出 特点是校正后系统的 剪切频率比校正前的小， 系统的快速性变差但稳定性却能得以提高。 所以， 这种方法 在对系统快速性要求不是很高， 而对稳定性与稳态精度要求很高的场合是很合适的。 滞后校正网络的传递函数为: gc( 5 ) = 1 +b 几 1 +ts ( b 1 ) ( 2 . 2 ) 滞后网络对低频信号不产生衰减， 而对高频信号有削弱作用， b 值越小， 通过网 络的 高 频 噪声 电 平 越 低. 相 频 特 性 呈 滞后 特 性， 出 现最 大 滞 后角汽时 的 频率气在ll t 和1 1 ( b t ) 的 几 何中 心 处 0 2 .2 3滞后一超前校正设计 滞后一超前校正是指既有滞后校正作用又有超前校正作用的校正器设计。 它既具 有滞后校正的高稳定性能、高精度的长处，又具有超前校正响应快、超调小的特点。 但这种校正所用装置或元件较多，设备投资较大。 2 2 .4 p i d校正设计 在工程设计中， 基于系统频率特性的设计方法通常有根轨迹法和波特图法， 在这 两种设计中也是运用上述超前校正或滞后校正的设计， 例如根轨迹超前校正、 波特图 滞后校正等181 。 现就 经 典 控制器中p id校正器的 设计 做一简单的 介绍， 在本文中 俯仰 ( 偏航)稳定回路正是使用了这一设计方法。 比例控制是一种最简单的控制方式。其控制器的输出与输入误差信号成比例关 系。 提高比例控制器增益， 对数幅频特性曲线平行向上移动， 幅值穿越频率提高，响 应速度提高。当仅有比例控制时系统输出存在稳态误差。 在比例积分控制中， 控制器的输出与输入的误差信号的积分成正比关系。 对于一 个有稳态误差的系统， 为了消除稳态误差， 在控制器中必须引入积分项。 积分项对误 差取决于时间的积分，随着时间的增加， 积分项会增大。 这样，即使误差很小， 积分 项也会随着时间的 增加而增大，它推动控制器的输出 增大从而使稳态误差进一步减 小，直到等于零。因此，pl控制器可以使系统在进入稳态后无误差. 在比例微分控制中，控制器的输出与输入误差信号的微分成正比关系。p d控制 器能降低超调、 改善动态性能。 控制系统在克服误差的调节中可能会出现振荡甚至失 稳，其原因是由于存在有较大惯性环节或有滞后环节。 p d控制器具有抑制误差的作 用， 其变化总是落后于误差的变化。 从频率角度看， 相角裕度增大， 将使系统振荡减 弱。p d控制器能使相位裕度增加，因此能减弱系统振荡。 南京理工大学硕士学位论文 墓于州 田 加 巴陀螺的自 动驾驶仪设计 2 3稳定回 路的 功能 和基本原理阎 稳定回 路是自 动驾驶仪和导弹弹体组成的闭合回路。 其主要作用是稳定导弹 绕质 心的姿态运动，并根据控制指令操纵导弹飞行。 2 二1稳定回路的功能 ( 1) 稳定弹体滚转运动的角位置和角速度 制导系 统对于非旋转导弹一般要求滚转角保持为零或接近零， 如果导弹上没有稳 定滚转角的设备， 那么在导弹飞行过程中发生滚转时， 控制指令坐标系与弹上执行坐 标系之间的相互关系会受到破坏， 从而使指令执行过程发生错乱， 导致控制作用失效。 一般地讲， 导弹弹体的 滚转运动是没有静稳定性的， 即使在常态飞行条件下， 也必须 在导弹上安装滚转稳定设备。 ( 2 )改善导弹的稳态特性和动态特性 控制系统性能的评价分为动态性能指标和稳态性能指标两类。 系统的动态性能可 以通过其对输入信号的响应过程来评价。 动态响应是指一个稳定的系统在典型输入信 号作用下， 其输出量从初始状态到最终状态的过程， 通常用动态性能描述; 稳态响应 是指系统在典型输入信号作用下，当时间趋于无穷大时， 其输出量的表现形式。 稳态 响应表征系统输出量最终复现输入量的程度， 提供系统稳态误差的信息， 用系统的稳 态性能描述。 随着导弹飞行的高度、 速度的变化， 其气动参数也在变化， 导弹的稳态特性和动 态特性会随之发生变化， 控制对象的变参数特性使整个控制系统设计变的复杂， 为了 使制导系统正常工作， 要求稳定回路能确保在所有飞行条件下， 导弹的静态特性和动 态特性保持在一定范围内。 大多数导弹制导回路是条件稳定的， 系统开环增益以及其他参数的增大或减小都 会使稳定裕度下降， 甚至变得不稳定。 这就要求在导弹控制系统设计时将系统开 环增 益等参数的变化范围限制在一定的范围内， 一般在额定值的土 20%， 通常采用加速度 计反馈包围弹体等方法来满足这一要求。 (3) 增大弹体绕质心角运动的阻尼系数，改善制导系统的过渡过程品质 弹体相对阻尼系数是由空气动力阻尼系数、 静稳定系数和导弹的运动参数等决定 的， 对静稳定度较大和飞行高度较高的高性能导弹， 弹体阻尼系数一般在0. 1 左右或 更小， 弹体是欠阻尼的。 这将产生一些不良的影响。 导弹在执行引导指令或受到内部、 外部干扰时，即使勉强保持稳定， 也会产生不能接受的动态性能， 过渡过程存在严重 的振荡， 超调量和调节时间很大， 使弹体不得不承受大约两倍设计要求的横向 加速度， 这样会导致攻角过大， 增大诱导阻力， 使射程减小;同时降低导弹的跟踪精度， 在飞 南京理工大学硕士学位论文基于侧 旧 职 巴陀螺的自动驾驶仪设计 行弹道末端的剧烈振荡 会直接增大脱靶量， 降低制导准确度。 所以 需要改善弹体的阻 尼性能， 把欠阻尼的自 然弹体改 造成具有适当阻尼系数的弹体， 控制系统直接装在弹 上并与弹体构成闭环回 路， 根据自 动控制原理， 可以 在稳定回 路中 增加速度反馈包围 弹体的方法，来实现这一要求。 (4) 提高短周期 振荡频率， 保证导弹 质心运动的 稳定性 在导弹制导回路中， 导弹和目 标的 相对运动环节是一个双积分环节， 因此， 即使 制导回路中 没有其他动态滞后， 在整个频率范围内 开环相频特性也会有 18 0 的相位 滞后， 为了 使制导系统稳定， 可以 在回路中串 联超前校正网 络。 本课题中滚转稳定回 路正是采用了 这种设计方法。 ( 5 ) 对静不稳定导弹进行稳定 弹体在空气动力的作用下可能是静稳定的， 可能是临界稳定的， 也可能是静不稳 定的， 对于临界稳定或静不稳定的弹体， 或者在导弹飞行过程中的某一阶段为临界稳 定或静不稳定的弹体， 可以靠自 动驾驶仪来保证飞行过程中的稳定性。 ( 6 )执行制导指令，操纵导弹的质心沿基准弹道飞行 稳定回路是制导指令信号的传递通路。 稳定回路接受制导指令， 经过适当变换放 大，操纵控制面偏转或改变推力矢量方向，使弹体产生需要的法向过载。 2 3 .2稳定回路的基本原理 众所周知， 开环控制的抗千扰能力差， 导弹控制系统的设计一般是基于闭 环控制 的原理， 利用反馈元件把输出 量送回到系统输入端， 利用偏差进行控制， 最后消除偏 差。 闭环控制具有自 动修正被控制量出 现偏差的能力， 降低对元件参数变化及未知扰 动的敏感程度，控制精度较高。 ( 1) 提高稳定回路阻尼的原理 根据控制原理， 将输出量的速度信号反馈到系统输入端， 并与误差信号进行比较， 可以增大系统阻尼，使动态过程的超调量下降，调节时间缩短，对噪声有滤波作用， 是广泛使用的控制方式。 为增进控制系统的阻尼， 本课题在导弹控制系统中引入测速陀螺仪， 测量弹体角 速度， 并反馈给综合放大器的 输入端，形成闭 合回路。 ( 2 ) 对静不稳定导弹进行稳定的原理 由 ( 1 ) 所述，为了改善弹体的阻尼特性，引入由角速度构成的负反馈，只要适 当 地选择弹体姿态角 速度到舵偏角的反馈增益， 就可以 使稳定导弹的阻尼特性得到改 普，同时还能使静不稳定导弹得到稳定。 以 俯仰通道为 例， 根据导弹简化的短周期扰动运动方程组， 增加姿态角速度反馈， 可得俯仰力矩平衡方程如下: 南京理工大学硕士学位论文基于酬 巴 ms 陀姐的自 动驾驶仪设计 岭气十 哎a + 吠今 + 吠 占 动 ( 2 . 3 ) 式 中 岭， 代， 吠分 别 为 导 弹 的 阻 尼 力 矩 系 数 ， 占 为 弹 体 姿 态 角 速 度 反 馈 产 生 的 舵 偏 角 对 于 静 稳 定 的 弹 体 来 说 ， 由 攻 角 a 产 生 的 力 矩 嵋 。 与 千 扰 力 矩 相 反 ， 因 此 ， 它起着稳定力矩的作用。 对于静不稳定的导弹来说， 选择合适的参数， 此舵偏角产生 的力矩可以 抵消已出 现的干扰力矩， 而且可以克服新产生的静不稳定力矩， 弹体将重 新获得平衡。 ( 3 ) 稳定弹体轴的空间方位原理 在导弹飞行过程中， 弹体轴可以 用自 由 陀螺仪来定位， 弹体轴在空间的偏转角也 可以用自由 陀螺仪来测量。自由陀螺仪在转子高速旋转时，如果不受外力矩的 作用， 是有定轴性的。 要稳定导弹的 姿态， 可以 用陀螺仪输出的与导弹的 姿态角信号成比 例的电 压 信号 作为误差信号， 把这个信号经过放大变换， 去操纵执行装置， 使发生了偏转的弹体返 回到要求的姿态。 2 .4本章小结 本章主 要介绍了自 动驾驶仪的 组成、 分类和功能。 简要说明了 控制系统的设 计方 法， 为姿态稳定回路的设计做了理论上的准备。 最后介绍了稳定回路的功能和基本原 理，强调了稳定回路在自 动驾驶仪设计中的重要性。 南京理工大学硕士学位论文 基于州 田 翻 侣陀螺的自 动驾驶仪设计 3舵机与舵回路设计 1 1舵机概述 现代先进飞行器的快速发展要求控制系统具有高精度、 高灵敏度及高可靠性。 作 为飞行控制系统的重要组成部分之一， 舵机的动、 静态特性直接影响到飞行器的 操控 性能。 舵机是飞行器飞行控制系统中一个不可缺少的重要组成部分。 它是控制器的一 个施力装置， 根据控制器的指令产生相应的力或力矩， 来操纵飞行器的舵面或推力导 向机构，从而使飞行器的姿态或轨迹作相应的变化。 3. l i舵机分类及特点 根据所采用能 源的 不同， 可分为以 下四 种类型的舵 机19 . ( 1) 电 磁式舵机 电磁式舵机在结构上很简单， 实际上就是一个电磁机构。 它主要应用于比 较简单 的小型反坦克导弹上， 它是利用电磁铁来控制发动机处的摆帽偏转， 从而改变发动机 推力矢量的方向来操纵导弹运动. 这种舵机结构简单， 快速性好， 适用于继电式工作 及具有较小推动力矩和位移的推力矢量控制系统。 ( 2 ) 气动式舵机 气动式舵机由于采用能源种类不同，可分为冷气舵机和燃气舵机两种类型。 冷气舵机是采用高压冷气瓶中储藏的高压空气或氮气来操纵舵机和舵面运动的。 燃气式舵机则是采用固体火药燃烧的气体作为能源来操纵舵机和舵面运动的。 燃气式舵机使用较早，由于它具有结构简单、 造价低廉、 消耗弹上能源少、 对污染不 甚敏感等优点，因此， 至今仍有较高的使用价值。 气动式舵机最大的缺点是由于气体 的可压缩性限制了它的快速性和负载刚度的提高。 这种舵机的频带窄， 抗反操纵能力 弱。 气动舵系统通常用于近程、中程战术导弹上， 很少用于远程导弹和航空智能炸弹 上。 ( 3 ) 液压式舵机 液压式舵机是采用液压油作为能 源的， 液压油储藏在一个油瓶中， 并充有高压气 体，给油加压。通过电液伺服阀、液压作动筒和信号反馈装置等组成一体。 液压舵机的 特点是: 负载刚度高、时间常数小、比 功率 ( 单位质量的功率) 大、 系统频带宽、响应快、抗反操纵能力强。 液压舵机的缺点是结构复杂、加工精度高、 成本昂贵、 对污染敏感、 可靠性差、 系统维护费用高。以前液压舵机广泛采用节流调 速阀，如美国的 “ 爱国者”导弹等。随着液压技术的不断发展，普遍采用新技术，如 南京理工大学硕士学位论文基于洲 田 ms 陀拐的自动驾驶仪设计 为了进一步提高液压系统工作压力， 采用动压反馈伺服阀、 作动器位置反馈伺服阀等， 使系统精度可靠性明 显提高。 液压舵机多 用于弹径较大的中、 远程战术导弹上。 它是 现代飞机和大中型导弹控制系统经常采用的伺服机构。 ( 4 )电 动式舵机 电动式舵机是以电力为能源的伺服机构，通常由电动机 ( 直流或交流) 、测速装 置、 位置传感器、 齿轮传动装置和安全保护装置等构成。 这种机构能获得较大输出功 率， 它又可分为直接控制式和间接控制式两种。 直控式电动舵机， 由 直流伺服电 机和减速器等组成， 电 机既是功率元件又是控制 对象。 一般采用电枢控制， 通过改变电动机电枢电 压或励磁电压， 直接控制电机轴的 转速与转向， 经减速器或直接控制舵面的偏转， 其优点在于结构简单、 转矩大、 效率 高、调速范围宽、机械特性及调速特性线性度好。 从控制方式上讲， 间控式伺服机构克服了伺服电动机功率和速度低， 快速响应差 的缺点。 原理是作为动力源的电动机恒速旋转， 通过控制与电动机输出轴固联的离合 器的吸合， 间接控制舵机输出轴的转速与转向， 从而带动舵面做偏转运动。 在这种机 构中， 电动机只起拖动作用， 它以 恒速驱动电 磁离合器的主动端，电 磁离合器作为控 制元件。采用磁粉离合器式电 动舵机可用于线性工作方式11 叹 直流伺服电动机又可分为电磁式和永磁式两种。 由于普通直流伺服电动机存在电 枢铁心， 有齿槽， 故存在转动惯量启动时间常数大， 启动灵敏度差， 换向火花严重干 扰等问题。目 前，由于稀土材料的发展应用， 专用的电机驱动电路、 功率模块技术的 成熟和新型微型减速传动机构的发展， 早期伺服电机的 缺点得以逐步克服。 近年来出 现了 在电 枢中 采用印 刷绕组的 无槽直流伺服电 机， 后来又出 现了 惯量非常低的空心杯 式直流电 动机。 永磁式直流伺服电动机与同功率的电 磁式直流伺服电机相比， 具有尺 寸小、结构简单、使用方便、线性度好等优点。 3. i j舵回路的类型 目 前战术导弹中， 根据回 路工作原理大致可归纳为下面三种: ( 1) 位置反馈式舵回路; ( 2 ) 铰链力矩反 馈式舵回路; (3) 脉冲调宽式舵回 路。 3 j舵系统 ( 伺服系统)原理 舵机系统主要由 舵机控制驱动器和四个舵伺服机构组成， 舵机控制驱动器由 两块 相同的电路板控制四路舵机信号， 驱动四个直流电机。 四个舵机分别安装在导弹尾部， 南京理工大学硕士学位论文墓于加 正ms 陀螺的自 动驾驶仪设计 成x 型布局。 控制驱动器采用p wm方式， 通过调整p w m脉冲宽度， 实现电 机调速， 控制舵面偏转，以达到控制导弹飞行轨迹的目的。 3 j .1舵回路的组成 导弹舵机及舵回 路的 作用是根据放大器输出的一定大小和极性的信号， 操纵导弹 的 舵面或副翼或改变发动机的 推力矢量， 以 便控制和稳定导弹的飞行。 舵回 路一般由 伺服放大元件、伺服机构和反馈装置等组成。 ( 1) 伺服放大器 伺服放大器是伺服系统的信号放大级。 伺服放大器的功用是将输入信号与系统的 反馈信号进行比 较后形成误差信号， 加以 放大和运算， 输出 一个与误差信号电 压成一 定函数关系的控制电流，输入到伺服机构上。 伺服放大器的主要技术要求如下: 具 有控制系统要求的 线性精度和放大倍数， 而且应该做到放大倍数和零位容 易进行调整。 具 有足够的 输出 功率，输出 特性应该具有一定的线性区和饱和特性，即 具有 限幅特性， 目 的 在于当 输入大信号时， 将输出电 流限 制在允许的范围内， 起到保护伺 服机构控制元件的作用。 输出 信号的零漂和噪声小。 具有控制系统所要求的通频带。 ( 2 )伺服机构 伺服机构是伺服系统的功率放大级， 是一个机电结合的部件。 它又是大多数自 动 控制系统的输出机构， 因此它和负载 ( 如舵面) 直接祸合。 对伺服机构的主要技术要 求是: 输出力和力矩足以克服所有的负载力和力矩; 具有足够的输出行程和运动速度; 响应速度快;静特性的线性度要好;结构简单、紧凑:体积小，质量小等。 ( 3) 反馈装置 反馈装置是舵系统的重要组成部分。 在位置伺服系统中， 位置反馈装置是不可缺 少的。 它一般由增速器、 反馈元件和衰减电阻等组成。 反馈元件是对伺服系统的输出 量进行测量后， 将其信号反馈到系统的输入端， 与输入端信号进行比较后， 形成误差 信号， 此误差信号经过伺服放大器和伺服机构放大成足够的功率后， 使伺服系统的输 出位移与期望值的偏差等于零或保持在所允许的范围内。 3 j .2对舵回路的基本要求 对舵回路的基本要求是: 南京理工大学硕士学位论文墓于酬 正 m s陀拐的自 动驾驶仪设计 ( 1) 能 够产生足够大的 输出 力矩 舵机的 输出力矩m应大于 ( 或等于) 舵面上空气动力产生的力矩 ( 称为 铰链力 矩) 、 传动部分的摩擦力 矩和舵面及传动部分的惯量产生的力矩之和。 由 公式表示为: 材之 鹤+ 妈 + 从(3.1) 式中 m 一 舵机输出 力矩; 妈一 传 动 部 分 摩 擦 力 矩 ; 哟一 舵 面 及 传 动 舵 面 上 空 气 动 力 产 生 的 铰 链 力 矩 ; 城一 舵 面 及传 动 部 分的 惯 量 产生 的 力 矩。 ( 2 ) 能 够使舵面产生足够的偏转角和角速度 为了 控制导弹的飞行轨迹和补偿外千扰力矩的作用， 舵机应使舵面产生足够的偏 转角。 偏转角不宜过大或过小， 过大会增加阻力， 过小则不能产生所需的控制力。 一 般 战 术 导 弹 舵 偏 角 为 一 2 扩 为 宜 ， 舵 面 偏 转 速 度 为 1 5 0 /s 一 2 0 0 。八 左 右 . ( 3 ) 应有较好的动态品质 在舵系统设计时， 通常由通频带来描述它的快速性。 舵系统的频带越宽， 越能正 确反映变化速度较快的 控制指令。 但过宽的通频带易受电子噪声的千扰， 而且必须要 求舵机能源特性明显增大和较小时间常数的伺服电机，给电机设计带来困 难。因此， 在舵机通频带的选取上要合理。一般舵回路的频率为弹体稳定回路频率的5 一 10倍， 对电动舵机取5 倍于弹体频率足够满足这个要求。 (4)外形尺寸要小，重量要轻 为了比 较不同 类型的 舵 机， 引门 规定了 一个系数q 作为 衡量标准 q = 叫p( 3 .2 ) 式中平表示 舵机及其能 源的 总 重量; p 表 示舵机的 输出 功率; q 的倒 数又叫 做比 功率， 即 单位重 量所产生的 功 率，q 值越小 越好。 3 3舵回路设计方案 3 压1结构方案及工作原理 本课题所设计的为电动舵机系统， 组成原理如图3. 1 所示，它由控制驱动模块、 伺服电机、减速器和反馈电位计等元部件组成。 南京理工大学硕士学位论文墓于叫 田 ms 陀螺的自 动驾驶仪设计 图3. 1舵系统组成原理图 其工作原理是: 控制指令经控制器综合放大后， 由p w m桥式功率放大器驱动直 流伺服电 机， 通过减速器把运动和力矩传递到舵上， 带动舵翼偏转， 控制弹体飞 行直 至命中目标。 3 3 )铰链力矩对电 动舵机的影响间 舵机推动舵面在空气中运动时要承受较大的空气动力载荷，通常称之为铰链力 矩。铰链力矩与飞机的动压有关，随导弹的飞行状态的变化，将在很大范围内 变化， 铰链力矩又与弹体的攻角、 侧滑角及舵偏角有关， 这样就对舵机形成了一个内部反馈 作用。 根据一些资料证明， 铰链力矩的大小和方向 都随飞行状态而变化。 铰链力矩的变 化势必对舵机动、 静态特性有很大的影响。 为削弱铰链力矩对舵机工作的影