导航制导与控制课件3第四章第五章教材

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1、第四章 传感系统 Subtitle 4.1 引言 导弹传感系统用来感受导弹飞行过程中弹体姿态和重心 横向加速度的瞬间变化，反映这些参数变化量或变化趋势 ，产生相应的电信号供给控制系统。有时还感受操纵面的 位置。自主制导的导弹中，还要敏感直线运动的偏差。感 受导弹转动状态的元件有陀螺仪，感受导弹横向或直线运 动的元件用加速度计和高度表。 4.2三自由度陀螺仪 三自由度陀螺仪也称自由陀螺仪或 定位陀螺仪。示意图如下： 以不同方式安装在导弹上，可以测出弹体的俯 仰角、滚动角、偏航角。用来测量弹体滚动角 和俯仰角的陀螺仪称为垂直陀螺仪。 能测量弹体偏航角和俯仰角的陀螺仪称为方位 陀螺仪，二者的安装形式

2、如下： 垂直陀螺仪主要应用于地空、空空、空 地导弹，方向陀螺仪一般应用于地地导 弹，陀螺仪的安装位置尽量靠近导弹重 心。 自由陀螺仪用作角速度测量原件，可将 其视为一理想的放大环节，其传递函数 为： 4.3二自由度陀螺仪 利用陀螺的进动性，二自由度陀螺仪可 以做成速率陀螺仪和积分陀螺仪。 角速度陀螺仪原理如下，用来测量绕y1 轴的角速度。 根据角速度陀螺仪的动力学方程， 得到角速率陀螺仪的传递函数为： 4.4加速度计 加速度计是导弹控制系统中一个重要的 惯性敏感元件，用来测量导弹的横向加 速度。在惯性制导系统中，还用来测量 导弹切向加速度，经两次积分，可确定 导弹相对起飞点的飞行路程。常用的加

3、 速度计有重锤式加速度计和摆式加速度 计两种类型。 重锤式加速度计原理如下图所示， 考虑到重锤式加速度计的动力学特性， 可以给出其传递函数： 摆式加速度计原理如图所示： 摆式加速度计的检测质量快的支撑结构 简单、可靠、灵敏，因而得到广泛应用 。 4.5高度表 雷达高度表用于指示导弹相对地面或海平面的 高度，气压高度表用于指示海平面或另外某个 被选定高度以上的高度。 如果导弹需要在地面以上给定高度飞行20km或 30km距离，并且其高度不低于100m，那么用 简单的气压式真空膜盒或者用压电式传感器指 示其高度就足够精确了。但高度低于100米时， 大气压力的局部微小变化以及这些仪表的鉴别 能力和精

4、度的限制而使它们不再使用了。 FM/CW（调频/连续波）和脉冲式高度表目前都 能在低至1m的高度上工作。这两种高度表都能 设计成宽波束的，允许导弹有 甚至更大的 滚动和俯仰角。10m以下的测量精度为 激光高度表是另一种类型的装置 这种装置用一束由激光源发出的持续时间很短的 辐射能照射目标。从目标反射或散射回来的辐 射能被紧靠激光的源的接收机检测。再采用普 通雷达的定时技术给出高度信息。 目前通用普通的电源和半导体砷化（GaAs）器件 构成了激光高度表。 EMI电子有限公司用此激光器设计并生产了一个系 统，典型性能：从0.3m到50m，精度在10m以 内是0.1m。从10m到50m时是1%，激

5、光高度表的波束宽度一般很窄（大约1 数量级），因此给出的是相对高度的定 点测量的结果。输出形式有数字的和模 拟的，以模拟的为例，高度表传递函数 为： 第五章 舵机 5.1对舵机的要求 舵机是自动驾驶仪的执行元件，其作用是根据控制信号 的要求，操纵舵面偏转以产生操纵导弹运动的控制力矩 。 铰链力矩：当舵面发生偏转时，流过舵面的气流将产生 相应的空气动力，并对舵轴形成气动力矩。其大小与舵 偏角的大小、舵面形状和飞行状态有关。为使舵面偏转 到所需位置，舵机产生的主动力矩必须克服作用在舵轴 上的铰链力矩，以及舵面转动所引起的惯性力矩和阻尼 力拒。铰链力矩极性与舵面气动力压力中心位置有关， 如舵面压力中

6、心位于舵机的前方，则铰链力矩方向与主 动力矩的方向相同，从而引起反操纵现象。 按能源形式分类：液压舵机，气压舵机，电动舵机。 舵机性能要求：舵面最大偏角、舵偏的最大角速度、舵 机最大输出力矩、动态过程的时间响应特性。结构上质 量轻、尺寸小、结构紧凑、容易加工、工作可靠。 5.2电动舵机 直流电动舵机的原理结构如下图所示： 电动舵机空载时的传递函数为： 设计舵机的原则： 舵面转轴位于舵面压力变化范围的中心附近（ 铰链力矩与舵面空气动力对转轴的力臂成正比 ）。 确定舵机控制力矩时，必须留有足够的余量。 舵面转轴离舵面压力中心较近时，当压力中心 发生变化时，舵有可能竟不稳定，以致出现反 操纵现象。亚

7、声速与超声速不同状态飞行时， 压力中心就会发生明显的变化。 5.3液压舵机 液压舵机是依靠高压油源驱动舵面偏转，根据 液压放大的类型，通常有滑阀式和喷嘴挡板式 等形式。 画法式液压舵机由滑阀和作动器两部分组成， 原理结构图如下： 当液压舵机空载时，舵面偏转的角速度与液压 秒流量成正比，且相应的传递函数为 5.4气动舵机 典型冷气舵机如下所示： 传递函数为： 第6章 倾斜运动稳定控制 6.1倾斜运动稳定系统的基本任务 基本任务：产生气动力的方法、制导系统的形式、将制 导信号变换为操纵机构偏转信号的方法。 对于飞机型的飞航式导弹，其产生法向力的方向只有一 个，为使导弹在任何一个方向上产生机动，必须

8、借助改 变迎角和倾斜角的办法，此时法向气动力的值由迎角确 定，其方向由倾斜角来确定。这是极坐标控制方法，倾 斜回路是一个倾斜角控制系统。 轴对称导弹，借助体轴oz1和oy1转动的方法，即改变迎 角和侧滑角的方法，来建立在数值和方向上所需要的法 向力，这是直角坐标控制方法。指令制导为例，制导信 号在指导站坐标系中形成，必须保证飞行器固连坐标系 （信号执行坐标系）与制导信号形成坐标系相一致。在 遥测制导中，保持倾斜角不变或等于零是倾斜稳定系统 的基本任务。倾斜回路是一个倾斜角稳定系统。 在以飞行器坐标系为基准的自动寻的制导和制 导指令中，倾斜角稳定是不需要的。但是倾斜 角速度经常导致俯仰、偏航和倾

9、斜通道之间的 交叉耦合，。导弹执行机构滞后是重要原因， 此外，马格努斯力矩和惯性交叉耦合也是引起 耦合的因素。所以，限制导弹倾斜角速度是稳 定系统的任务。倾斜回路是一个倾斜角速度稳 定系统。 6.2导弹倾斜运动动力学特性 6.2.1倾斜运动传递函数 6.2.2倾斜干扰力矩 6.3.1倾斜角的反馈 为实现倾斜角稳定，要求测量实际倾斜角与给定倾斜角之偏差 ，需使用自由陀螺。以下系统由控制对象、自由陀螺和舵机组 成，如下图： 舵机用ka表示，自由陀螺也是理想的，由传递函数k描述。传递 函数具有以下形式： 由传递函数看出，为提高系统对干扰的抑制作用，必须提高控 制器的增益。但是会增强闭环系统的振动性。

10、为保证要求的稳 态误差条件下仍满足理想的过度品质，在控制率中引进比例于 倾斜角速度的信号，即引入倾斜角速度反馈。 6.3倾斜角的稳定 6.3.2有静差稳定系统 下面研究由倾斜角和倾斜角速度反馈所形成的 有静差倾斜角稳定系统的基本特性。稳定系统 反馈传递函数可写为： 倾斜角对干扰力矩的影响，可由下列闭环系统 传递函数来描述： 理想的倾斜稳定系统是震荡环节。需要增大k1 挑选适当的k2，可能得到所需要的震荡阻尼。 选择稳定系统的参数：根据稳定系统稳定裕度 和截止频率要求，确定开环系统特性；根据系 统抗干扰性及稳定误差要求，确定闭环系统的 特性。 6.3.3无静差稳定系统 在对倾斜稳定的精度提出更高

11、要求的情况下， 为了消除稳定误差，采用无静差系统。此时， 积分的引入是不可避免的。 工程实现的两种办法： 在自由陀螺反馈系统中引入“比例+微分”校正， 在当前数字机广泛应用的情况下，这种方案最 简单方便。 引入积分陀螺，这个方案目前很少使用。 6.4 倾斜角速度的稳定 6.4.1倾斜角速度反馈的作用 在自动寻地制导中一般要求稳定倾斜角速度。如 果飞行器不操纵，作用在它上面的阶跃干扰倾 斜力矩 使导弹绕纵轴转动，其角速度为： 因而，在过渡过程消失后建立起横角速度 下图为倾斜角速度稳定系统结构图 开环系统传递函数为： 系统对干扰力矩的响应，用闭环传递函数来描 述： 将此式与飞行器传递函数比较： 倾

12、斜角速度稳反馈的等效于飞行器气动阻尼的 增加或者惯性的降低，此外，过渡过程也加快 了。倾斜角速度的稳态值为： 为减小倾斜角速度，必须挑选尽可能大的开环 系统传递系数 6.4.2微分陀螺稳定系统 微分陀螺稳定系统由测量角速度的微分陀螺、 倾斜操纵机构和弹体组成。如下图所示： 闭环传递函数： 干扰抑制作用可以通过增大ka来实现，不过， 太大时系统将会变成一个振荡环节。 为了正确选择系统的结构与参数，需更完整的 考虑舵机传动机构和陀螺的动力学特性，近似 的用纯时延来表示他们的特性，开环系统传递 函数表示为： 选择截止频率时，除使系统满足一般动态品质 要求外，还要考虑和俯仰偏航通道的关系。所 研究的系

13、统中不能消除稳态误差，即在飞行过 程中始终存在慢速滚动，导致滚动与俯仰偏航 通道之间存在惯性交叉耦合。为保证整个系统 的稳定性，要使倾斜通道的截止频率大于俯仰 偏航通道4倍以上。 如果选择开环系统传递函数的办法不能成功的 保证要求的稳定裕度、稳态误差、截止频率， 就采用校正网络，提高截止频率就采用超前网 络 6.4.3无静差的稳定系统 在回路中引入积分环节可以使系统误差。通常 有两种方法将积分环节引入系统： 无静差系统构成有如下几种： 微分陀螺和软反馈多传动机构； 微分陀螺、积分滤波器、硬反馈多传动系统； 积分陀螺和硬反馈舵传动机构； 第7章 姿态稳定和法向过载控制 7.1飞行控制系统的基本任

14、务 姿态控制系统的要求： 姿态控制系统的自由运动应该是有良好的阻尼 。在急剧变化的指导指令（接近于阶跃指令） 作用下迎角超调量不太大。一般要求 系统具有的通频带宽不应小于给定值：通频带 宽主要由制导系统的工作条件决定（有效载荷 及干扰信号的性质），同时也受到工程实现的 限制。 系统应该能够有效的抑制作用在飞行器上的外 部干扰以及稳定系统设备本身的内部干扰。 附加任务是将最大过载限制在某一给定值，这 种限制取决于飞行器及弹上设备结构元件强度 。 7.2开环飞行控制系统 开环飞行控制系统如图所示： 这种系统不需要采用测量仪表，仅用一增益Kol 来实现飞行控制系统的单位加速度增益。除电 子增益外，飞

15、控系统传递函数是纯弹体传递函 数。系统传递函数是若阻尼。如果开环飞控系 统用于雷达末制导系统，将会通过由整流罩折 射斜率所产生的寄生反馈产生不稳定。而用于 红外系统就没有这么明显。为获得适当的末制 导系统特性，弹体必须稳定，因此，该种类型 的控制系统弹体重心不要移动到全弹压心的后 面。 为获得单位加速度增益，就要选择Kol为弹体增 益Kn的倒数。弹体增益随着飞行条件而改变， 控制系统增益如图所示： 7.3速率陀螺飞行控制系统 速度陀螺飞行控制系统用一个速率陀螺接在角 速率指令系统中，如下图所示： 这种系统对高度和马赫数的变化特别敏感，另 外，指令的任何噪声都会被高增益放大，这对 导引头测量元件

16、的噪声要求更为严格，而且为 了避免噪声饱和，要求执行机构电子设备有大 的动态范围。下图绘出了自动驾驶仪随马赫数 和高度的典型变化。 此种方案更适合雷达末制导，速率陀螺飞行控 制系统具有良好的阻尼，但加速度增益比开环 系统更依赖于速度和高度。它的时间常数是短 的，但取决于高度和马赫数的气动参数。 7.4积分速率陀螺飞行控制系统 系统把速率信号本身反馈回去，还把速率信号 的积分反馈回去，如下图所示： 短时间内，速率信号的积分正比于迎角。这种 利用电信号产生于迎角的控制力矩将有助于稳 定迎角的扰动。这种系统可以不用超前网络就 能够稳定不稳定的弹体，但在低马赫数和高高 度的情况下相应比较迟缓，因此在回路中串入 一个校正网络，加速系统的动态响应。积分速 率