飞行器制导与控制-5飞行控制系统的设计与分析2-巡航数字系统

1、第五章 飞行控制系统的分析与设计飞行控制技术与工程教学实施：0. 概述1. 反导导弹系统2. 弹道导弹系统3. 飞航导弹系统4. 数字控制系统5. 其他技术及工程问题第五章 飞行控制系统的分析与设计0. 概述1. 弹道设计2. 纵向控制系统3. 侧向控制系统3. 飞航导弹控制系统 也称巡航导弹，自“V-1”问世起已有60多年历史。二次世界大战后期、1967年中东战争、1982年英阿马岛之战、1991年海湾战争中，飞航导弹都有过卓越战绩。目前研究和装备飞航导弹的国家越来越多，研究重点和技术途径有较大差异。 概述 新一代飞航导弹，都具有“尺寸小、质量轻、精度高、超低空、变弹道”等优点，同时贯彻模块

2、化设计思想，同一导弹可用于不同发射平台，实现一弹多用。突防能力增强V-1导弹液体火箭火箭冲压3. 飞航导弹控制系统 飞航导弹是一种以火箭发动机或吸气式发动机为动力，装有战斗部的自控飞行器。所谓“飞航”是指导弹在升力与重力、推力与阻力大致平衡的条件下，以某一最经济或特定的高度和速度持续飞行的方式。 通常把携带核弹头、打击战略目标的远程飞航导弹称为战略巡航导弹，其它飞航导弹则通称为战术巡航导弹。 按发射平台和目标位置，可区分为地对地、岸对舰、空对舰、空对地、舰/潜对舰、反坦克导弹等。 概述涡轮喷气涡轮冲压涡轮风扇战斧导弹布拉莫斯导弹3. 飞航导弹控制系统 1) 一弹多用、通用性强：战略与战术兼容，

3、各军种通用 发射平台+航程范围+导引头+战斗部+目标 2) 体积小，质量轻，机动灵活，生存力强 3) 命中精度高，抗扰能力强，摧毁威力大 组合制导+自主飞行 4) 变弹道机动，超低空飞行，突防能力强 航迹规划+隐身技术 主要特点CEP10m掠海5m平原15m丘陵50mRCS0.1m2类似海鸥穿越航路点避开危险区3. 飞航导弹控制系统 主要缺点 飞行速度慢，飞行高度低，弹道呈直线，航线由程序设定，在目标区域无垂直机动，发现后易遭拦截。 GPS/测高仪易受干扰。伊拉克战争中多次受扰致误伤事故。 地貌数据信息精度不高，难于保障对小丘陵等绕障飞行。 导弹会因地形、季节、天气变化和输入信息老化而迷航。张

4、将军名言：AK-47打战斧？3. 飞航导弹控制系统 发展趋势 大射程、高速度 冲压推进 精确化、智能化 隐形化超声速飞行超低空/高弹道射程远质量大低弹道阻力大助推能量(1) 飞行弹道分析与选择： 飞行弹道设计，就是选定一条自发射点到目标的理想飞行轨迹。飞行弹道设计的好坏，直接影响导弹的性能指标、命中率及工程实现难易。 验证飞行速度/巡航高度/射程等 协调速度/高度/射程与起飞质量的关系 协调速度/高度与突防能力的关系 协调发动机工作范围/气动加热与结构/热防护的关系高弹道低弹道3. 飞航导弹控制系统 总体设计中高速度低速度(1) 飞行弹道分析与选择： 弹道特点：始终在稠密大气层内飞行，弹道主要

5、部分是定高巡航飞行。 初始段：发射-预定飞行高度；方案飞行 平飞段：等高等速飞行；方案/自动飞行 攻击段：俯冲攻击；自动导引3. 飞航导弹控制系统 总体设计中纵向典型弹道侧向典型弹道陆基/舰基：爬高段机载发射：下滑段法国/意大利奥托马特导弹： 中程反舰导弹100180km方案+导引弹道超低空飞行提高突防能力3. 飞航导弹控制系统 典型飞行弹道法国飞鱼导弹奥托马特导弹巡航高度315m法国飞鱼导弹： 近程反舰导弹5070km全程方案弹道逐次降高提高突防能力和命中率3. 飞航导弹控制系统(2) 制导系统选择 制导系统任务是控制导弹准确飞向目标。测量+制导 巡航段终点散布及命中目标精度要求是系统选择依

6、据。 巡航段飞行时间、距离长，偏差及风影响会造成飞行轨迹偏差，需要选择合适的制导系统，来满足巡航段散布要求。 攻击点目标或动目标时，需增加末制导系统。 总体设计中3. 飞航导弹控制系统需求分析：技战指标-距离、精度、质量、负载方案论证：自动驾驶仪 .PK. 制导控制系统调节规律：一般采用PID控制高度/侧向位置控制：PID控制系统分析与设计：校正环节 控制系统总体设计3. 飞航导弹控制系统 战斧巡航导弹：Tomahawk cruise missile维基百科 美国的一种长程、全天候、具有短翼、以亚音速Ma0.7飞行的巡航导弹。1970年由通用动力公司推出服役。 设计上是一种中到远距离，低空飞行

7、，并且按模组化设计，能够自陆地、船舰、空中与水面下发射。目前使用中的有水面舰艇和潜艇发射这两类。 目前战斧家族最新成员是战术型战斧TACTOM，又称为战斧Block IV+。具备抗GPS干扰、飞行中更改目标的能力。用户：英、美、西班牙舰载发射3. 飞航导弹控制系统 战斧巡航导弹：技术数据长度： 6.25m直径： 0.52m总重： 1440kg载荷： 高爆弹头 20万吨级核弹头发动机：涡轮风扇发动机速度： 880km/h Ma0.7射程： 最远2800km制导： 惯性导引+GPS+影像造价： 57.5万维基百科3. 飞航导弹控制系统 战斧巡航导弹-典型攻击弹道1低空巡航弹道2飞行中的巡航导弹3地

8、形匹配巡航弹道7绕过防空阵地弹道8景象匹配定位4防空警戒雷达5攻击目标6固定防空阵地3. 飞航导弹控制系统 战斧巡航导弹-制导控制方案 基本方式：惯性导引+GPS+影像导引 Block I ：核陆攻型BGM-109A 惯性导航+地形比对系统(TERCOM)+雷达高度表。 精确度较差，圆周误差公算CEP80m。 射前卫星摄得目标区域地形/地理影像资料，规划导弹路径(曲折迂回，利用地形躲避雷达)，最后编辑成任务计划输入影像比对系统中。 海上飞行时，以惯性导航系统维持航向。进入陆地后，地形比对系统工作，逐渐修正航道，朝目标前进。 如果地形过于平坦或山脉过多，会使地形比对系统无法有效运作。3. 飞航导

9、弹控制系统 战斧巡航导弹-制导控制方案 Block I：反舰型BGM-109B 惯性导航+主动雷达导引头/反辐射模式。 454kg(1000磅)的传统高爆弹头。 Block II：传统弹头陆攻型BGM-109C/D 惯性导航+数位影像区域比对(DSMAC)+DSQ-28雷达寻标头，还拥有反辐射模式。 CEP在10m左右，巡航高度15150米。 C型配备454kg高爆弹头，D型拥有内含166枚子弹的高爆集束弹头。3. 飞航导弹控制系统 战斧巡航导弹-制导控制方案 Block III：对陆攻击型 在Block II基础上加装GPS。命中精度36m。 改良发动机增加燃油使用效率，提升射程：舰射型16

10、67km。 改进战斗部减重至320kg，但攻击能力不降反升。与侦察用UAV的结合3. 飞航导弹控制系统 战斧巡航导弹-制导控制方案 Block IV： 换装具反干扰能力的GPS接收器，并加装双波段卫星UHF资料链，能在飞行中途更改攻击目标。 Block IV+：战术型战斧TACTOM，2004年海军服役 结构与系统配置重新设计，简化生产程序、增加燃料空间、集中安装电子系统、降低制造成本。 可预先输入15个目标，升空后视情况选择默认目标之一加以攻击，指挥单位也能利用资料链引导战术型战斧攻击一个不在默认之内的新目标。 能在目标区上空盘旋约2小时。3. 飞航导弹控制系统 1991年波斯湾战争：首次应

11、用 共使用了291枚Block II战斧导弹攻击各类地面目标，发射成功率是95%，命中率是85%。 战斧巡航导弹：实战应用 1995-1999年科索沃战争：第一次使用Block III 共使用了238枚战斧，其中198枚命中目标，这些目标包括了50%可移动目标与42%的防空系统。 伊拉克战争 阿富汗战争 利比亚内战3.1 弹道设计 弹道方式 按控制方式，飞航导弹弹道可分为2部分： 自控段/方案弹道：采用自主控制方式，由弹上控制系统控制导弹按预定的弹道飞行，不受目标运动信息影响。 自导段/导引弹道：采用自动寻的制导方式，根据目标回波或辐射能量信号，按预定的导引规律引导导弹跟踪、逼近日标，直至命中

12、。迭代设计过程3.1 弹道设计 弹道设计工作 按工程实际，飞航导弹弹道设计工作如下： 确定轨迹形式：包括下滑/爬升角、扇面转弯半径、末段攻击半径等。反映了总体设计要求，与载体、导弹、目标的运动特性及导弹控制方案、设备性能都有密切关系。 方案弹道设计 导引弹道设计垂直平面水平平面可实现性3.1 弹道设计 方案弹道设计-垂直平面 飞航导弹的典型段弹道，如爬高段、下滑段、平飞段等都可采用方案弹道。采用瞬时平衡假设，将导弹视为可控制质点，并假设导弹在一个固定不变的垂直平面内飞行。 采用纵向运动方程 设计点1：使某一运动参数按预先设计的规律变化 俯仰角-攻角-弹道倾角-飞行高度 设计点2：发动机推力程序

13、指数规律变化3.1 弹道设计 方案弹道设计-垂直平面程序俯仰角设计： 易于测量且精度高；考虑载体、导弹特性及技战指标因素空舰导弹程序俯仰角飞行高度程序设计： 可直接测量且精度高下滑转平飞时下滑段平飞转平飞时平飞段3.1 弹道设计 方案弹道设计-水平平面侧向运动方程：偏航+滚动程序偏航角设计： 横偏程序设计： 扇面发射天线轴与速度重合3.1 弹道设计 导引弹道设计 自动导引段，导弹在制导系统的参与下控制飞行，制导系统按目标运动由选定的导引方法来导引导弹的运动。纵向导引规律： 常规的追踪法、比例导引法等均可使用。 近似追踪法：天线轴与弹轴间夹角等于导弹平衡攻角。侧向导引规律： 追踪法、比例导引法等

14、均可用。方案飞行3.2 纵向控制系统 纵向控制系统任务：对俯仰姿态角和飞行高度施加控制，使其在垂直平面内按预定弹道飞行。 系统框图多回路3.2 纵向控制系统 部件传递函数舵回路形式舵回路闭环传递函数速率陀螺传递函数弹体环节传递函数3.2 纵向控制系统舵回路：由舵机专业完成姿态稳定回路： 设计分析-逐回路设计简化舵回路不考虑高度回路开环传递函数系统稳定性及动态品质3.2 纵向控制系统高度稳定回路： 设计分析-逐回路设计前提：简化姿态稳定回路闭环传递函数闭环稳定性及动态品质开环传递函数PID控制3.2 纵向控制系统时变非线性仿真验证 设备非线性、弹体参数时变随机误差影响验证 掠海飞行时：海浪+阵风

15、+导引头 设计分析-性能分析认为：海浪为正态平稳随机过程PID控制频谱密度传递函数3.3 侧向控制系统 侧向运动包括航向、倾斜和侧向偏移运功，而航偏和倾斜运动彼此紧密交连在一起。工程上采用简化方法，把偏航、倾斜和侧向偏移作为彼此独立的运动进行分析设计，最后再考虑相互间的影响。 概述 功能：保证偏航角偏差在规定的范围内，并按预定的要求改变基准运动。 航向角稳定回路稳定+控制3.3 侧向控制系统 航向角稳定回路 基本结构与纵向姿态角回路一致。 偏航角传递函数与俯仰角传递函数形式一致。PID控制设计过程一致3.3 侧向控制系统 倾斜角稳定回路 倾斜运动传递函数PD控制传递函数较俯仰、偏航简单，可采用

16、类似设计方法。可引入积分信号反馈，使常值干扰下稳态差为0。一阶无静差系统3.3 侧向控制系统 侧向位置稳定系统 对于自控段侧向散布要求较高、射程较远的导弹，须增设侧向质心稳定系统，以稳定导弹侧向质心运动。 与高度稳定相类似，侧向偏离以偏航角及倾斜角的自动控制系统为内回路，一般通过转弯的方法自动进行修正。PD控制 协调转弯修正：副翼；响应快速 侧滑转弯修正：方向舵；响应慢为什么？3.3 侧向控制系统 侧向位置稳定系统PD控制 协调转弯修正：副翼控制 方向舵参与控制配合，确保侧滑角为0。可用横偏速度反馈可获得更好品质内回路加强稳定品质3.3 侧向控制系统 侧向位置稳定系统PD控制 侧滑转弯修正：方

17、向舵控制 副翼参与协调控制，确保倾斜角为0。外回路内回路3.3 侧向控制系统 侧向控制方程PD控制 考虑偏航、倾斜的交连影响。给定值干扰项舵信号姿态项 数字系统较传统模拟系统具有以下优点： 具有较高的控制精度 系统修改和综合只需改变软件，有利于系统的改型和改进 系统的全面自检与维护简单易行 易于实现复杂的非线性控制规律，可获得系统最优性能4. 数字控制系统 随着数字计算机的发展，数字式飞行控制系统得到了迅速发展，数字网络越来越广泛的应用于飞行控制中。数字系统的设计重点倾向于IO接口、余度配置及软件设计等。4. 数字控制系统 由于目前传感器及伺服机构仍较多采用连续模拟部件，且被控对象为连续运动的

18、飞行器，因此数字式飞行控制系统是由数字部件与模拟部件组合的“混合系统”。数字部件连接部件连接部件作用？1. 模数接口及处理2. 模型数字实现3. 系统设计介绍4. 工程问题教学实施：0. 概述1. 反导导弹系统2. 弹道导弹系统3. 巡航导弹系统4. 数字控制系统5. 其他技术及工程问题第五章 飞行控制系统的分析与设计4.1 模数接口及处理 在混合系统中利用数模(D/A)转换和模数(A/D)转换来实现连续环节与数字环节的数据交流。 采样功能：以周期T输出测量信号瞬时值模数(A/D)转换：模拟信号转换为数字信号 整量化功能：把采样值用基本单位的整数倍近似表示连续信号在时域离散化 编码功能：用二进

19、制数码表示整量化信号量化单位q也称量化误差或分辨率有效位数采样周期4.1 模数接口及处理最常见的采样方法有两大类： v-转换器： 把连续信号瞬间值v转换成与之成正比的时间间隔，在时间内向计数器输入固定频率的脉冲，在时间内记数器累积的脉冲数正比于v。 v-f转换器： 把连续信号的瞬间值v，转换成一个脉冲信号，其频率f与v成正比，只要累加输出的脉冲数，便可以得到连续信号的积分值。4.1 模数接口及处理 解码功能：把二进制数码信号转换为模拟量离散时间信号数模(D/A)转换：数字信号转换为模拟信号 保持功能：把采样信号转换为连续信号多项式外推其幅值与输入成比例，比例系数为量化单位利用现在和过去时刻的离

20、散信号，外推出采样点之间的信号值零阶保持器一阶保持器 保持器性能 通过对零阶保持器的输入-输出频谱分析认为： 零阶保持器能将低频离散信号复原成连续信号 对高频信号有良好的滤波特性 带来附加的相移采样频率要高4.1 模数接口及处理4.2 模型数字实现模型实现 计算机是实现数字网络的部件，它以分时的方式完成俯仰、偏航、滚动三个通道的姿态控制和制导系统所需的各种计算，分别输出数字量控制信号。 字长要求：减小截断误差/量化误差 计算速度要求：计算量大，减小限制延迟时间计算机实现的算法可以用差分方程表示4.2 模型数字实现对应的z传递函数为数字滤波器或数字网络为了考虑计算机的延时，可以添加延时环节 。4

21、.2 模型数字实现模型离散化 连续域中，飞行器动力学模型、校正环节等都用传递函数描述。对其数字化时，常采用双线性变换(也称突斯汀变换)：传递函数变为采样周期T的确定十分关键 差分方程实现 数字网络D(z)，可利用不同方法得到不同形式的差分方程。 直接程序法 优点：计算时间短，舍入误差小 缺点：对系数误差的灵敏度高4.2 模型数字实现 串联程序法 把传递函数D(z)分成一系列低阶因子的乘积，然后进行处理。 优点：调整极点方便，对系数误差灵敏度低 缺点：计算时间长，舍入误差大低阶环节的串联，实现简单D1(z)D2(z)Dn(z)4.2 模型数字实现 差分方程实现 并联程序法 把传递函数D(z)展开

22、成部分分式之和，然后进行处理。 优点：调整极点方便，对系数误差灵敏度低 缺点：计算时间长，舍入误差大低阶环节实现简单D1(z)D2(z)Dn(z)4.2 模型数字实现 差分方程实现 混合编排法 根据实际情况，将D(z)分解成适当的部分，对各部分采用不同的方法编排，可以得到非常灵活的差分方程。 目的在于减小计算时间及对系数截断误差的灵敏度，减小舍入误差等。4.2 模型数字实现 差分方程实现 数字式飞行控制系统是由数字部件与模拟部件组合的“混合系统”，其设计方法也具有特点。连续域-离散化设计： 将数字组件视作模拟组件展开设计后离散化离散化-数字域设计： 将模拟组件离散化后展开数字化设计讨论重点数字

23、网络的特殊问题模拟化分析方法离散化分析方法4.3 数字系统设计介绍数字网络模拟化系统设计 就是把采样系统当成模拟系统来分析与综合，关键在于如何把综合出来的模拟校正网络转化成数字校正网络。 保持器性能分析 校正网络设计 数字网络建立数字网络4.3 数字系统设计介绍模拟化系统设计-数字网络建立 设计方法包括冲激不变法、双线性变换法及根匹配法。 冲激不变法 转换原则是，数字网络的单位冲激(即脉冲)响应D(nT)与模拟网络的响应采样值相等。只要采样频率足够高，经过零阶保持器，可复现模拟网络的脉冲过渡函数，使数字网络起到与模拟网络同等作用，保持了模拟系统的性能。典型环节相加模拟网络脉冲响应数字网络响应4

24、.3 数字系统设计介绍模拟化系统设计-数字网络实现 双线性变换法 双线性变换相对于采用梯形方法求积分。 这种变换可推广到高阶环节，可采用低阶环节串联方法。 该方法是一种近似方法，其冲激响应与连续过渡过程的采样值不相同。但是，双线性变换后网络的静态增益不变，变换不影响网络的绝对稳定性。双线性z变换4.3 数字系统设计介绍 采用模拟化设计方法时，应考虑以下影响： 传感器测量信号应进行噪声滤波，以防止采样后发生低频混迭。设置前置低通滤波器。 对零阶保持器、分时采样及控制律运算等因素产生的时延，应在控制器中适当补偿相位超前。 对零阶保持器产生的阶梯信号须进行后置平滑滤波，并补偿其相位滞后。模拟化系统设

25、计-注意事项4.3 数字系统设计介绍离散化系统设计 就是把模拟系统处理成离散系统，应用与连续系统相应的方法，来分析数字系统的稳定性。 弹体传递函数离散化 极点位置与动态响应 数字系统频率域分析模拟环节4.3 数字系统设计介绍离散化系统设计-弹体环节离散化 设飞行器传递函数为w2(s)，引入零阶保持器w0(s)后，传递函数为w1(s) 。引入数字校正网络D(z)后，有w2(s)闭环系统D(z)4.3 数字系统设计介绍离散化系统设计-极点位置与动态响应 当闭环系统wb(s)极点 |zk|1时，y(n)是发散序列 当a=1时，y(n)是等幅脉冲序列 当0a1时，y(n)是单调衰减序列 当-1a0时，

26、y(n)是交替变号的衰减序列 当a=-1时，y(n)是交替变号的等幅序列 当a-1时，y(n)是交替变号的发散序列对应于连续系统单极点4.3 数字系统设计介绍离散化系统设计-极点位置与动态响应4.3 数字系统设计介绍当0a1时，极点在单位圆外，输出y(n)振荡发散 当R=1时，极点在单位圆上，输出y(n)等幅振荡 当R1时，极点在单位圆内，输出y(n)振荡衰减极点模极点相位初始相位 只要求出系统闭环极点，就可知道系统的稳定性和动态品质。与连续系统一样，可应用根轨迹法设计数字系统。4.3 数字系统设计介绍离散化系统设计-频率域分析 数字系统的z域分析能直观地给出系统性能，但部分环节如舵机的z变换并不容易得到。因此，数字系统的分析、设计，常在频率域进行，这就需要求出离散系统的频率持性。 数字网络的频率特性定义为离散正弦函数输入下的稳态输出与输入之比。4.3 数字系统设计介绍 连续部分的离散频率特性直接利用连续部分环节的脉冲响应采集数据。采