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1、导弹制导原理北航精确制导技术研究中心北航精确制导技术研究中心主讲教师：主讲教师：任章任章 张庆振张庆振第四章第四章 导弹控制系统导弹控制系统2 2导弹控制系统导弹控制系统 在前面几章中多次指出，为了改变导弹的飞行方向，必在前面几章中多次指出，为了改变导弹的飞行方向，必需控制作用在导弹上的法向力（法向过载），这个任务需控制作用在导弹上的法向力（法向过载），这个任务由法向过载控制系统完成。在大多数情况下，为了产生由法向过载控制系统完成。在大多数情况下，为了产生法向控制力时，实现对法向过载的自动控制，要利用姿法向控制力时，实现对法向过载的自动控制，要利用姿态控制系统的相应通道，因为姿态控制系统的任务
2、之一态控制系统的相应通道，因为姿态控制系统的任务之一就是为了保持导弹角位移的给定值。就是为了保持导弹角位移的给定值。为了概略描述对为了概略描述对完成法向过载控制功能的姿态控制系统所提出的主要要完成法向过载控制功能的姿态控制系统所提出的主要要求，必须首先指出导弹的某些动力学特性。求，必须首先指出导弹的某些动力学特性。3 3导弹控制系统导弹控制系统 大多数现代导弹的快速扰动运动的衰减都很小，这是因大多数现代导弹的快速扰动运动的衰减都很小，这是因为导弹的舵面面积相对都不大，而飞行高度相对都很高为导弹的舵面面积相对都不大，而飞行高度相对都很高而引起的。在表征俯仰及偏航运动的导弹传递函数中，而引起的。在
3、表征俯仰及偏航运动的导弹传递函数中，振荡环节的相对阻尼系数很少超过振荡环节的相对阻尼系数很少超过0.010.15。在这种。在这种情况下，很难保证制导系统稳定和制导精度。情况下，很难保证制导系统稳定和制导精度。另外，由于飞行速度及高度的变化，导弹动力学特性不另外，由于飞行速度及高度的变化，导弹动力学特性不是恒定不变的，这对制导过程极为不利。随着导弹迎角是恒定不变的，这对制导过程极为不利。随着导弹迎角增大，弹体空气动力特性的非线性也常常明显地影响制增大，弹体空气动力特性的非线性也常常明显地影响制导系统的工作。导系统的工作。4 4导弹控制系统导弹控制系统由于以上这些原因，在大多数情况下开环控制法向过
4、载是由于以上这些原因，在大多数情况下开环控制法向过载是很困难的，甚至是不可能的。因此姿态控制系统的基本任很困难的，甚至是不可能的。因此姿态控制系统的基本任务之一就是校正导弹的动力学特性。下面首先根据这个任务之一就是校正导弹的动力学特性。下面首先根据这个任务来研究姿态控制系统应该满足怎样的要求。务来研究姿态控制系统应该满足怎样的要求。姿态控制系统的自由运动应该具有良好的阻尼。这是实现姿态控制系统的自由运动应该具有良好的阻尼。这是实现制导回路（稳定回路是其组成元件）稳定条件所必须的。制导回路（稳定回路是其组成元件）稳定条件所必须的。稳定系统自由振荡的阻尼程度应该这样选择：在急剧变化稳定系统自由振荡
5、的阻尼程度应该这样选择：在急剧变化的制导指令（接近于阶跃指令）作用下迎角超调量不太大。的制导指令（接近于阶跃指令）作用下迎角超调量不太大。一般要求一般要求 ，这个需求是为了限制法向过载的，这个需求是为了限制法向过载的超调。在某些情况下，也是为了避免大迎角时出现的气动超调。在某些情况下，也是为了避免大迎角时出现的气动特性非线性的影响。特性非线性的影响。5 5导弹控制系统导弹控制系统 为了提高制导精度，必须降低导弹飞行高度即速度对稳定为了提高制导精度，必须降低导弹飞行高度即速度对稳定系统动力学特性的影响。要求法向过载控制回路闭环传递系系统动力学特性的影响。要求法向过载控制回路闭环传递系数的变化尽可
6、能小。这是因为在不改变传递系数的情况下，数的变化尽可能小。这是因为在不改变传递系数的情况下，为了保证必需的稳定裕度，只能要求减小制导回路开环传递为了保证必需的稳定裕度，只能要求减小制导回路开环传递系数，这同样会影响制导精度。系数，这同样会影响制导精度。除了校正导弹动力学特性这个任务外，姿态控制系统还必除了校正导弹动力学特性这个任务外，姿态控制系统还必须完成一系列其他任务。主要有以下几点：须完成一系列其他任务。主要有以下几点：（1）系统具有的通频带宽不应小于给定值：通频带宽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（有效制导信号及干扰信号主要由制导系统的工作条件决定（
7、有效制导信号及干扰信号的性质），同时也受到工程实现的限制。的性质），同时也受到工程实现的限制。6 6导弹控制系统导弹控制系统 （2）系统应该能够有效地抑制作用在导弹上的外部干系统应该能够有效地抑制作用在导弹上的外部干扰以及稳定系统设备本身的内部干扰。在某些制导系统中，扰以及稳定系统设备本身的内部干扰。在某些制导系统中，这些干扰是影响制导精度的主要因素。因此，补偿干扰影这些干扰是影响制导精度的主要因素。因此，补偿干扰影响是系统的主要任务之一。响是系统的主要任务之一。（3）姿态控制系统的附加任务是将最大过载限制在某姿态控制系统的附加任务是将最大过载限制在某一给定值，这种限制值决定于导弹及弹上设备结
8、构元件的一给定值，这种限制值决定于导弹及弹上设备结构元件的强度。对于大迎角导弹，还要限制其最大使用迎角，以确强度。对于大迎角导弹，还要限制其最大使用迎角，以确保其稳定性和其他性能。保其稳定性和其他性能。7 7导弹控制系统导弹控制系统 因为姿态控制系统是包含在制导回路中的一个元件，制因为姿态控制系统是包含在制导回路中的一个元件，制导系统对该系统的要求与该系统本身提出的要求常常是矛导系统对该系统的要求与该系统本身提出的要求常常是矛盾的，因此在设计时经常不得不寻找综合解决的方法。应盾的，因此在设计时经常不得不寻找综合解决的方法。应使系统首先去满足影响制导精度的最主要的基本要求。使系统首先去满足影响制
9、导精度的最主要的基本要求。为了下面导弹控制系统设计和分析的需要，下面首先简为了下面导弹控制系统设计和分析的需要，下面首先简单的给出导弹的动力学模型。单的给出导弹的动力学模型。8 84.1导弹动力学模型导弹动力学模型4.1.1 导弹刚体运动的一般表达式导弹刚体运动的一般表达式确定六自由度的导弹刚体运动，需要确定六自由度的导弹刚体运动，需要6个运动方程，即个运动方程，即3个力方程和个力方程和3个力矩方程。现在先给出导弹刚体运动的一个力矩方程。现在先给出导弹刚体运动的一般表达式。般表达式。(4.1.1)10104.1.1 导弹刚体运动的一般表达式导弹刚体运动的一般表达式现在讨论方程组的意义。现在讨论
10、方程组的意义。m是导弹的质量。第一个方程表是导弹的质量。第一个方程表明，若导弹存在俯仰和（或）偏航角速度时，会影响导弹明，若导弹存在俯仰和（或）偏航角速度时，会影响导弹的纵向加速度特性。在第二个方程中，的纵向加速度特性。在第二个方程中，项表明在项表明在Oy1方方向上存在一个由滚动运动引起的力，换句话说由于滚动角向上存在一个由滚动运动引起的力，换句话说由于滚动角速度的存在，导弹的偏航运动被耦合到俯仰运动中。第三速度的存在，导弹的偏航运动被耦合到俯仰运动中。第三个方程中的个方程中的 项亦是如此。由于要求两个通道完全去耦，项亦是如此。由于要求两个通道完全去耦，其理想的条件是其理想的条件是 。这就是为
11、什么在设计导弹控制系统。这就是为什么在设计导弹控制系统时一般采用滚动角稳定的控制方式的主要原因之一。时一般采用滚动角稳定的控制方式的主要原因之一。11114.1.1 导弹刚体运动的一般表达式导弹刚体运动的一般表达式在第四个方程中，在第四个方程中，是惯性积，它是惯性积，它表明了交叉耦合的特性，若导弹具有两个对称面，则表明了交叉耦合的特性，若导弹具有两个对称面，则 ，那么，那么 ，即表明交叉耦合不存在，即表明交叉耦合不存在，这就是往往采用轴对称布局的依据。在第五、六这两个这就是往往采用轴对称布局的依据。在第五、六这两个方程中，若仍采用的措施，则交叉耦合项可以忽略，即方程中，若仍采用的措施，则交叉耦
12、合项可以忽略，即将导弹刚体动力学数学模型的一般表达式用来选择自动将导弹刚体动力学数学模型的一般表达式用来选择自动驾驶仪的参数是不方便的，通常只是在最后确定自动驾驾驶仪的参数是不方便的，通常只是在最后确定自动驾驶仪参数和评定飞行控制系统性能时才使用它。为使设驶仪参数和评定飞行控制系统性能时才使用它。为使设计工作简便可靠，必须对该式进行简化。简化条件为：计工作简便可靠，必须对该式进行简化。简化条件为：12124.1.2 导弹弹体小扰动线性化模型导弹弹体小扰动线性化模型 （1）采用飞行参数固化原则，即可取弹道上某一时刻）采用飞行参数固化原则，即可取弹道上某一时刻t飞行飞行速度速度v不变，飞行高度不变
13、，飞行高度H不变，发动机推力不变，发动机推力P不变，导弹的质不变，导弹的质量量m和转动惯量和转动惯量J不变。不变。（2）导弹采用轴对称布局形式。）导弹采用轴对称布局形式。（3）导弹在受到控制或干扰作用时，导弹的参数变化不大，）导弹在受到控制或干扰作用时，导弹的参数变化不大，且导弹的使用迎角较小。且导弹的使用迎角较小。（4）控制系统保证实现滚动角稳定，并具有足够的快速性。）控制系统保证实现滚动角稳定，并具有足够的快速性。采用上述简化条件后，就可得到无耦合的、常系数的导弹采用上述简化条件后，就可得到无耦合的、常系数的导弹刚体动力学简化数学模型。刚体动力学简化数学模型。1313（一）（一）弹体动力学
14、小扰动线性化模型弹体动力学小扰动线性化模型 由于导弹采用轴对称布局，因此它的俯仰和偏航运动由于导弹采用轴对称布局，因此它的俯仰和偏航运动由两个完全相同的方程描述由两个完全相同的方程描述（4.1.2）刚体滚动动力学数学模型刚体滚动动力学数学模型 上述式中各个系数通常称为动力系数，下面分别介绍其物理意义。上述式中各个系数通常称为动力系数，下面分别介绍其物理意义。1414（一）（一）弹体动力学小扰动线性化模型弹体动力学小扰动线性化模型（1）1 1为导弹的空气动力阻尼。它是角速度增量为单位增为导弹的空气动力阻尼。它是角速度增量为单位增量时所引起的导弹转动角加速度增量。因为量时所引起的导弹转动角加速度增
15、量。因为 0 x0时，时，2 200，即导弹处于不稳定状态；，即导弹处于不稳定状态；当当x=0 x=0时，时，2 2=0=0，即导弹处于中立不稳定状态；，即导弹处于中立不稳定状态；当当x0 x00，即导弹处于静稳定状态。，即导弹处于静稳定状态。因此，系数因此，系数2 2的正或负和数值大小反映了导弹静的正或负和数值大小反映了导弹静稳定度的情况，同时，随着迎角的变化，导弹的静稳稳定度的情况，同时，随着迎角的变化，导弹的静稳定度亦发生变化。这是很重要的概念。定度亦发生变化。这是很重要的概念。1818（二）弹体动力学传递函数（二）弹体动力学传递函数1919（1）导弹纵向刚体运动传递函数）导弹纵向刚体运
16、动传递函数导弹纵向从舵角到俯仰角速度和从舵角到弹道倾角导弹纵向从舵角到俯仰角速度和从舵角到弹道倾角速度的传递函数为速度的传递函数为 忽略忽略 的影响（对旋转弹翼式导弹，的影响（对旋转弹翼式导弹，5 5不能不能忽略），有忽略），有 2020（1）导弹纵向刚体运动传递函数）导弹纵向刚体运动传递函数1)当当2 2+1 14 400时，导弹纵向运动传递函时，导弹纵向运动传递函数为数为 传递函数系数计算公式为传递函数系数计算公式为 2121（1）导弹纵向刚体运动传递函数）导弹纵向刚体运动传递函数2）当）当2 2+1 14 4000时，时，导弹纵向运动从舵角到导弹法向过载导弹纵向运动从舵角到导弹法向过载n
17、的传递函数为：的传递函数为：2424（2）导弹侧向传递函数）导弹侧向传递函数由于导弹多采用轴对称结构，侧向传递函数与纵向传由于导弹多采用轴对称结构，侧向传递函数与纵向传递函数形式上完全一样，只不过是将侧向变量代换纵向递函数形式上完全一样，只不过是将侧向变量代换纵向变量即可，此处不赘述。变量即可，此处不赘述。2525（3）导弹倾斜刚体运动传递函数）导弹倾斜刚体运动传递函数导弹倾斜刚体运动传递函数为导弹倾斜刚体运动传递函数为 传递函数系数计算公式为传递函数系数计算公式为 26264.2 典型导弹姿态控制系统典型导弹姿态控制系统导弹的控制系统根据导弹类型的不同、制导系统的类导弹的控制系统根据导弹类型
18、的不同、制导系统的类型不同由不同的控制系统构型，下面重点讨论常用的四型不同由不同的控制系统构型，下面重点讨论常用的四种典型导弹姿态控制及飞行过载控制系统，它们是开环种典型导弹姿态控制及飞行过载控制系统，它们是开环飞行控制系统、速率陀螺飞行控制系统、积分速率陀螺飞行控制系统、速率陀螺飞行控制系统、积分速率陀螺飞行控制系统和加速度表飞行控制系统，对其他类型的飞行控制系统和加速度表飞行控制系统，对其他类型的飞行控制系统只作简单的介绍。飞行控制系统只作简单的介绍。27274.2.1 开环飞行控制系统开环飞行控制系统开环飞行控制系统如图开环飞行控制系统如图 4-1所示。它不需要采用测量仪所示。它不需要采
19、用测量仪表。这种系统仅用一增益表。这种系统仅用一增益KOL来实现飞行控制系统的单位来实现飞行控制系统的单位加速度增益。加速度增益。图图4-1开环飞行控制系统开环飞行控制系统 除电子增益除电子增益KOL外，飞行控制系统传递函数是纯弹体传外，飞行控制系统传递函数是纯弹体传递函数。因为导弹具有小的气动阻尼，所以系统传递函递函数。因为导弹具有小的气动阻尼，所以系统传递函数将是弱阻尼。这类开环飞行控制系统适用于象红外制数将是弱阻尼。这类开环飞行控制系统适用于象红外制导系统那样的光电制导系统。因为系统传递函数是弹体导系统那样的光电制导系统。因为系统传递函数是弹体传递函数，为了获得适当的末制导系统特性，弹体
20、必须传递函数，为了获得适当的末制导系统特性，弹体必须稳定。因而，该种类型的飞行控制系统的弹体重心绝不稳定。因而，该种类型的飞行控制系统的弹体重心绝不宜移到全弹压心的后面。宜移到全弹压心的后面。28284.2.1 开环飞行控制系统开环飞行控制系统为了获得单位加速度增益，就选为了获得单位加速度增益，就选取取KOL为弹体增益的倒数。由于弹体为弹体增益的倒数。由于弹体增益增益Kn随飞行条件而改变，控制系统随飞行条件而改变，控制系统增益亦将随之变化，如图增益亦将随之变化，如图4-2所示。所示。对弹体增益的变化可以补偿到已知气对弹体增益的变化可以补偿到已知气动数据的精度。不精确的补偿将降低动数据的精度。不
21、精确的补偿将降低末制导性能，这是由于不能获得适当末制导性能，这是由于不能获得适当的有效导航比的有效导航比N。因此对于使用这种。因此对于使用这种简单控制系统的导弹要求精确地确定简单控制系统的导弹要求精确地确定气动特性，即为了获得满意的足以精气动特性，即为了获得满意的足以精确控制有效导航比的气动增益特性需确控制有效导航比的气动增益特性需要进行广泛的全尺寸风洞试验。要进行广泛的全尺寸风洞试验。29294.2.2 速率陀螺飞行控制系统速率陀螺飞行控制系统速率陀螺飞行控制系统用一个速率陀螺接在角速度指令速率陀螺飞行控制系统用一个速率陀螺接在角速度指令系统中（见图系统中（见图4-3）。飞行控制系统增益）。
22、飞行控制系统增益K提供了单位加速提供了单位加速度传输增益。在通常情况下，回路增益都小于度传输增益。在通常情况下，回路增益都小于1.这种飞行这种飞行控制增益具有和开环增益相同的变化，但是它被放大控制增益具有和开环增益相同的变化，但是它被放大1/KR倍（倍（KR为反馈增益）。由于为反馈增益）。由于KR通常是小于通常是小于1的，因此这种的，因此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，这就对导引头测量元件的噪声要噪声都会被高增益放大，这就对导引头测量元件的噪声要求更严格，而且为了避免噪声饱和，要求执行机构电子设求更严
23、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。备有大的动态范围。图图4-3 速率陀螺飞行控制系统速率陀螺飞行控制系统 30304.2.2 速率陀螺飞行控制系统速率陀螺飞行控制系统图图4-4绘出了自动驾驶仪增益绘出了自动驾驶仪增益随马赫数和高度的典型变化。应随马赫数和高度的典型变化。应注意到，纵坐标是校准乘积（注意到，纵坐标是校准乘积（KKR），以便降低曲线动态范围。），以便降低曲线动态范围。调整速率回路增益调整速率回路增益KR以便增以便增加弹体的低阻尼，因此这个方案加弹体的低阻尼，因此这个方案更适合于雷达末制导。更适合于雷达末制导。31314.2.2 速率陀螺飞行控制系统速率陀
24、螺飞行控制系统 这个系统的动态响应基本上是具有理想阻尼和有比弹这个系统的动态响应基本上是具有理想阻尼和有比弹体自然频率稍高的二阶传递函数的响应。典型情况下，体自然频率稍高的二阶传递函数的响应。典型情况下，在低高度和高马赫数时这个频率是高的，并且随着高在低高度和高马赫数时这个频率是高的，并且随着高度增加或马赫数的降低而降低。因而其响应时间短，度增加或马赫数的降低而降低。因而其响应时间短，但随飞行条件变化。但随飞行条件变化。总之，速率陀螺飞行控制系统具有良好的阻尼，但是总之，速率陀螺飞行控制系统具有良好的阻尼，但是它的加速度增益比开环系统更依赖于速度和高度。它它的加速度增益比开环系统更依赖于速度和
25、高度。它的时间常数是短的，但是它取决于高度和马赫数的气的时间常数是短的，但是它取决于高度和马赫数的气动参数动参数。32324.2.3 积分速陀螺飞行控制系统积分速陀螺飞行控制系统积分速率陀螺飞行控制系统除了把速率信号本身反积分速率陀螺飞行控制系统除了把速率信号本身反馈回去外，还把速率陀螺信号的积分反馈回去，如图馈回去外，还把速率陀螺信号的积分反馈回去，如图 4-5所示。所示。图图4-5积分速率陀螺飞行控制系统积分速率陀螺飞行控制系统 33334.2.3 积分速陀螺飞行控制系统积分速陀螺飞行控制系统在短时间间隔范围内，速率陀螺信号的积分正比于迎角。在短时间间隔范围内，速率陀螺信号的积分正比于迎角
26、。这种利用电信号产生的正比于迎角的控制力矩将有助于这种利用电信号产生的正比于迎角的控制力矩将有助于稳定迎角的扰动。由于这种信号在电气上能完成和气动稳定迎角的扰动。由于这种信号在电气上能完成和气动稳定一样的功能，因此被称为稳定一样的功能，因此被称为“综合稳定综合稳定”。这种系统。这种系统不用超前网络就能够稳定不稳定的弹体。不过这种系统不用超前网络就能够稳定不稳定的弹体。不过这种系统在低马赫数和高高度工作条件下动态响应比较迟缓，因在低马赫数和高高度工作条件下动态响应比较迟缓，因此常在回路中串入一个校正网络，加速系统的动态响应。此常在回路中串入一个校正网络，加速系统的动态响应。积分速率陀螺飞行控制系
27、统自动驾驶仪增益基本与高度积分速率陀螺飞行控制系统自动驾驶仪增益基本与高度无关，并且与速度成反比，因此，即使在对气动数据不无关，并且与速度成反比，因此，即使在对气动数据不清楚的情况下，也可以在一个较大的高度范围内保持有清楚的情况下，也可以在一个较大的高度范围内保持有效导航比。效导航比。34344.2.3 积分速陀螺飞行控制系统积分速陀螺飞行控制系统图图4-6 积分速率陀螺飞行控制系统自积分速率陀螺飞行控制系统自动驾驶仪增益与高度及马赫数的关系动驾驶仪增益与高度及马赫数的关系 为加速系统的动态响应，为加速系统的动态响应，在速率陀螺输出处装有校正在速率陀螺输出处装有校正网络能够抵消弹体旋转速率网络
28、能够抵消弹体旋转速率时间常数，并用较短的时间时间常数，并用较短的时间常数代替它，以便降低系统常数代替它，以便降低系统的长响应时间，这种消去法的长响应时间，这种消去法或极点配置方案的鲁棒性由或极点配置方案的鲁棒性由对气动时间常数对气动时间常数T1d已知的已知的程度而定。图程度而定。图4-6给出了积给出了积分速率陀螺飞行控制系统自分速率陀螺飞行控制系统自动驾驶仪增益与高度及马赫动驾驶仪增益与高度及马赫数的关系。数的关系。35354.2.4 加速度表飞行控制系统加速度表飞行控制系统把一个加速度表装于导弹上，并且接在系统中，用加把一个加速度表装于导弹上，并且接在系统中，用加速度指令和实际加速度间的误差
29、去控制系统，就得出了速度指令和实际加速度间的误差去控制系统，就得出了图图44所示的三回路飞行控制系统。这种系统实现了与所示的三回路飞行控制系统。这种系统实现了与高度和马赫数基本无关的增益控制和对稳定或不稳定导高度和马赫数基本无关的增益控制和对稳定或不稳定导弹的快速响应时间。弹的快速响应时间。图图4-4 加速度表飞行控制系统加速度表飞行控制系统 36364.2.3 积分速陀螺飞行控制系统积分速陀螺飞行控制系统控制系统增益控制系统增益K0提供了单位传输。导弹自动驾驶仪增益提供了单位传输。导弹自动驾驶仪增益K0与高度和马赫数基本无关，如图与高度和马赫数基本无关，如图48所示。换句话说，这所示。换句话
30、说，这个系统的增益是鲁棒的。个系统的增益是鲁棒的。图图4-8 加速度表飞行控制自动驾加速度表飞行控制自动驾驶仪驶仪 增益与高度及马赫数的关系增益与高度及马赫数的关系 37374.2.3 积分速陀螺飞行控制系统积分速陀螺飞行控制系统与前几种飞行控制系统不同的是，加速度表飞行控制系统具与前几种飞行控制系统不同的是，加速度表飞行控制系统具有三个控制增益。无论是稳定还是不稳定的弹体，由这三个有三个控制增益。无论是稳定还是不稳定的弹体，由这三个增益的适当组合就可以得到时间参数、阻尼和截止频率的特增益的适当组合就可以得到时间参数、阻尼和截止频率的特定值。这种系统的时间常数并不限制大于导弹旋转速率时间定值。
31、这种系统的时间常数并不限制大于导弹旋转速率时间常数的值。因此，我们可以用增益常数的值。因此，我们可以用增益KR确定阻尼回路截止频确定阻尼回路截止频率，率，1确定法向过载回路阻尼，确定法向过载回路阻尼，KA确定法向过载回路时间确定法向过载回路时间常数。这样，导弹的时间响应可以降低到适合于拦截高性能常数。这样，导弹的时间响应可以降低到适合于拦截高性能飞机的要求值。这种高性能飞机在企图逃避拦截时可以作剧飞机的要求值。这种高性能飞机在企图逃避拦截时可以作剧烈的机动。烈的机动。383843 其他类型飞行控制系统简介其他类型飞行控制系统简介39394.3.1 角加速度表飞行控制系统角加速度表飞行控制系统加
32、速度表飞行控制系统利用加速度表和速率陀螺反馈来加速度表飞行控制系统利用加速度表和速率陀螺反馈来构成导弹自动驾驶仪，与加速度表相比，速率陀螺通常构成导弹自动驾驶仪，与加速度表相比，速率陀螺通常体积较大，重量较重，在小型战术导弹中使用时会存在体积较大，重量较重，在小型战术导弹中使用时会存在一些困难。若将速率陀螺用体积小、重量轻的角加速度一些困难。若将速率陀螺用体积小、重量轻的角加速度表代替，就可以构成角加速度表飞行控制系统，系统框表代替，就可以构成角加速度表飞行控制系统，系统框图见图图见图49。通过调整加速度表和角加速度表的反馈控。通过调整加速度表和角加速度表的反馈控制增益，可以使飞行控制系统获得
33、满意的频带宽度和一制增益，可以使飞行控制系统获得满意的频带宽度和一定的阻尼系数。定的阻尼系数。图图4-9 角加速度表飞行控制系统角加速度表飞行控制系统40404.3.1 角加速度表飞行控制系统角加速度表飞行控制系统由于角加速度表飞行控制系统闭环频带宽度与阻尼系数由于角加速度表飞行控制系统闭环频带宽度与阻尼系数是相关的是相关的(近似成反比关系近似成反比关系)，所以当要求较大的闭环频带，所以当要求较大的闭环频带宽度时，可能会造成阻尼偏小。为了改善角加速度表飞行宽度时，可能会造成阻尼偏小。为了改善角加速度表飞行控制系统的性能，可以在导弹自动驾驶仪中引入积分校正，控制系统的性能，可以在导弹自动驾驶仪中
34、引入积分校正，这样就得到了角加速度表积分飞行控制系统。这种自动驾这样就得到了角加速度表积分飞行控制系统。这种自动驾驶仪结构与角速度表飞行控制系统在数学意义上具有等价驶仪结构与角速度表飞行控制系统在数学意义上具有等价变换关系。可以想见，它可以使导弹具有理想的控制性能。变换关系。可以想见，它可以使导弹具有理想的控制性能。41414.3.2 双加速度表飞行控制系统双加速度表飞行控制系统把一个增益为把一个增益为K。的线加速度计放在重心前面距离。的线加速度计放在重心前面距离c处，处，其输出轴平行于导弹其输出轴平行于导弹Oy轴，产生信号为轴，产生信号为（4-1）式中：式中：重心在重心在Oy方向的线加速度；
35、方向的线加速度；俯仰角加速度引起的线加速度分量。俯仰角加速度引起的线加速度分量。另外，把一个类似定向的加速度计放在重心后面距离另外，把一个类似定向的加速度计放在重心后面距离d处。产生信号为处。产生信号为(4-2)42424.3.2 双加速度表飞行控制系统双加速度表飞行控制系统由于加速度计放在重心前面而引起的附加分量，具有由于加速度计放在重心前面而引起的附加分量，具有一种使系统稳定的重要影响，因而可以得知把加速度计一种使系统稳定的重要影响，因而可以得知把加速度计放在重心后部，似乎根本是不可取的。尽管如此，几种放在重心后部，似乎根本是不可取的。尽管如此，几种众所周知的导弹系统众所周知的导弹系统(如
36、英国的如英国的“海标枪海标枪”型型)采用了间采用了间隔开的加速度计来提供仪表反馈，并且采用如下把两个隔开的加速度计来提供仪表反馈，并且采用如下把两个信号混合起来的创造性的方案：把前面的加速度计增益信号混合起来的创造性的方案：把前面的加速度计增益增为增为3Ka，而把后面的加速度计增益增为，而把后面的加速度计增益增为2Ka，但后者为，但后者为正反馈。因此，总的负反馈为正反馈。因此，总的负反馈为(4-3)43434.3.2 双加速度表飞行控制系统双加速度表飞行控制系统图图4-10 两个线加速度计组成的侧向稳定回路框图两个线加速度计组成的侧向稳定回路框图这与角加速度表飞行控制系统是等效的。但是，该项这
37、与角加速度表飞行控制系统是等效的。但是，该项大大地影响着稳定回路的闭环传递函数分母中的大大地影响着稳定回路的闭环传递函数分母中的s2及及s项项的系数。阻尼性能和稳定性皆可通过选的系数。阻尼性能和稳定性皆可通过选Ka、c、d择等参择等参数惧以调整。图数惧以调整。图4-10为由两个线加速度计组成的侧向稳为由两个线加速度计组成的侧向稳定回路框图。定回路框图。44444.3.2 双加速度表飞行控制系统双加速度表飞行控制系统两个线加速度计组成的侧向稳定回路具有如下特点：两个线加速度计组成的侧向稳定回路具有如下特点：(1)这种稳定回路最后简化为一个二阶系统，选择合适的参这种稳定回路最后简化为一个二阶系统，
38、选择合适的参数，可以达到较好的动态品质，以满足制导控制系统的要数，可以达到较好的动态品质，以满足制导控制系统的要求；求；(2)这种方案应用时，要特别注意导弹质心的变化应落在这种方案应用时，要特别注意导弹质心的变化应落在l1与与l2之间。若质心位置变到之间。若质心位置变到l1之前，系统就会变成正反馈，之前，系统就会变成正反馈，导致失稳；若质心位置变到导致失稳；若质心位置变到l2之后，就会使系统性能变坏。之后，就会使系统性能变坏。因此，采用这种方案要仔细考虑运用的条件。因此，采用这种方案要仔细考虑运用的条件。(3)这种自动驾驶仪较易调整到无超调状态，特别适合于使这种自动驾驶仪较易调整到无超调状态，
39、特别适合于使用冲压发动机的导弹，可以有效防止冲压发动机因迎角和用冲压发动机的导弹，可以有效防止冲压发动机因迎角和侧滑角响应过调而熄火。侧滑角响应过调而熄火。(4)这种方案只用一种线加速度计作为敏感元件，因此，在这种方案只用一种线加速度计作为敏感元件，因此，在工程上实现是很简便的。工程上实现是很简便的。45454.3.3 姿态陀螺飞行控制系统姿态陀螺飞行控制系统姿态陀螺飞行控制系统结构框图见图姿态陀螺飞行控制系统结构框图见图4-11。从中可。从中可以清楚地看出，通过引入滞后一超前校正完成姿态角反以清楚地看出，通过引入滞后一超前校正完成姿态角反馈回路的综合。馈回路的综合。图图4-11 姿态陀螺飞行
40、控制系统结构框图姿态陀螺飞行控制系统结构框图 46464.3.3 姿态陀螺飞行控制系统姿态陀螺飞行控制系统导弹法向过载导弹法向过载n，与俯仰角，与俯仰角 的关系可以用以下公式的关系可以用以下公式描述描述(4-4)从导弹法向过载从导弹法向过载nY，与俯仰角，与俯仰角 的关系可看出，用的关系可看出，用姿态角飞行控制系统实现法向过载控制，需要进行控姿态角飞行控制系统实现法向过载控制，需要进行控制指令的变换，否则控制指令与自动驾驶仪不适配。制指令的变换，否则控制指令与自动驾驶仪不适配。在工程上，通过引入累积滤波器来实现法向过载在工程上，通过引入累积滤波器来实现法向过载控制指令与姿态角飞行控制系统的适配
41、控制指令与姿态角飞行控制系统的适配(4-5)47474.3.3 姿态陀螺飞行控制系统姿态陀螺飞行控制系统对于为命中静止的或缓慢运动的目标而设计的导弹飞行对于为命中静止的或缓慢运动的目标而设计的导弹飞行控制系统来说，采用姿态陀螺飞行控制系统是可行的。这控制系统来说，采用姿态陀螺飞行控制系统是可行的。这种系统具有以下特点：种系统具有以下特点：(1)对人工操纵的导弹来说，引入姿态陀螺飞行控制系统对人工操纵的导弹来说，引入姿态陀螺飞行控制系统可以大大降低手动操纵难度，有效降低射手训练成本；可以大大降低手动操纵难度，有效降低射手训练成本；(2)姿态陀螺飞行控制系统会自动地对阵风、推力偏心或姿态陀螺飞行控
42、制系统会自动地对阵风、推力偏心或扰动起抵消作用；扰动起抵消作用；(3)在导弹的纵向通道，通过预置俯仰角，可以方便地实在导弹的纵向通道，通过预置俯仰角，可以方便地实现导弹的重力补偿功能。对于近地飞行的对地攻击导弹，现导弹的重力补偿功能。对于近地飞行的对地攻击导弹，该系统可以有效减少碰地的概率。该系统可以有效减少碰地的概率。这种思路已经在美国的海尔法反坦克导弹上得到了成功应这种思路已经在美国的海尔法反坦克导弹上得到了成功应用。用。48484.4 倾斜运动稳定与控制系统倾斜运动稳定与控制系统倾斜稳定系统的基本任务由产生气动力的方法、制导系倾斜稳定系统的基本任务由产生气动力的方法、制导系统的形式以及将
43、制导信号变换为操纵机构偏转信号的方法统的形式以及将制导信号变换为操纵机构偏转信号的方法来确定。来确定。对于飞机形的飞航式导弹，其产生法向力的方向只有一对于飞机形的飞航式导弹，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，必须借助改变个，为使导弹在任何一个方向上产生机动，必须借助改变迎角和倾斜角的方法，这时法向气动力的值由迎角确定，迎角和倾斜角的方法，这时法向气动力的值由迎角确定，其方向有倾斜角来确定。这是极坐标控制方法，倾斜回路其方向有倾斜角来确定。这是极坐标控制方法，倾斜回路是一个倾斜角控制系统。是一个倾斜角控制系统。49494.4 倾斜运动稳定与控制系统倾斜运动稳定与控制系
44、统对轴对称导弹，借助体轴对轴对称导弹，借助体轴Oz1和和Oy1转动的方法，即改转动的方法，即改变迎角和侧滑角的办法，来建立在数值和方向上所需要变迎角和侧滑角的办法，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。尽管此时对纵轴的的法向力。这是直角坐标控制方法。尽管此时对纵轴的转动不参与法向力的建立，但是为了实现制导，对倾斜转动不参与法向力的建立，但是为了实现制导，对倾斜运动的特征提出了一定的要求。以指令制导为例，制导运动的特征提出了一定的要求。以指令制导为例，制导信号在制导站的坐标系中形成，在这种情况下必须保证信号在制导站的坐标系中形成，在这种情况下必须保证与导弹固连的坐标系（信号执
45、行坐标系）跟制导信号形与导弹固连的坐标系（信号执行坐标系）跟制导信号形成的坐标系相一致，可能导致俯仰和偏航信号的混乱。成的坐标系相一致，可能导致俯仰和偏航信号的混乱。因此在遥控制导中（指令制导是其中一种），保持倾斜因此在遥控制导中（指令制导是其中一种），保持倾斜角不变和等于零是倾斜稳定系统的基本任务。倾斜回路角不变和等于零是倾斜稳定系统的基本任务。倾斜回路是一倾斜角稳定系统。是一倾斜角稳定系统。50504.4 倾斜运动稳定与控制系统倾斜运动稳定与控制系统在导弹上形成制导信号的情况下，即在以导弹坐标系为基在导弹上形成制导信号的情况下，即在以导弹坐标系为基准的自动寻的制导和指令制导中，倾斜角稳定是
46、不需要的。准的自动寻的制导和指令制导中，倾斜角稳定是不需要的。当导弹围绕纵轴转动时，坐标系扭转了，而在此坐标系中发当导弹围绕纵轴转动时，坐标系扭转了，而在此坐标系中发生了目标坐标的改变并定出制导信号。这是并不破环制导和生了目标坐标的改变并定出制导信号。这是并不破环制导和自动驾驶仪通道之间的正常协调，但是倾斜角速度经常导致自动驾驶仪通道之间的正常协调，但是倾斜角速度经常导致俯仰、偏航和倾斜通道之间交叉耦合的出现，这种交叉耦合俯仰、偏航和倾斜通道之间交叉耦合的出现，这种交叉耦合会显著地影响自动寻的制导过程。控制设备的某些特点可能会显著地影响自动寻的制导过程。控制设备的某些特点可能是这些耦合的原因之
47、一，导弹执行机构动态滞后是其中最重是这些耦合的原因之一，导弹执行机构动态滞后是其中最重要的原因。惯性交叉耦合也是引起耦合的因素。为了尽可能要的原因。惯性交叉耦合也是引起耦合的因素。为了尽可能地减弱交叉耦合对轴对称导弹自动寻的制导过程的影响，限地减弱交叉耦合对轴对称导弹自动寻的制导过程的影响，限制导弹倾斜角速度是稳定系统的任务。倾斜回路是一倾斜角制导弹倾斜角速度是稳定系统的任务。倾斜回路是一倾斜角速度稳定系统。速度稳定系统。51514.4.1导弹倾斜运动动力学特性导弹倾斜运动动力学特性由前节知，倾斜运动传递函数为由前节知，倾斜运动传递函数为(4-6)式中：式中：为滚动传递系数为滚动传递系数,为滚
48、动时间常数为滚动时间常数。5252一倾斜干扰力矩一倾斜干扰力矩轴对称导弹的倾斜力矩由如下基本分量组成轴对称导弹的倾斜力矩由如下基本分量组成(4-7)式中：式中：来源于导弹制造误差的不稳定性；来源于导弹制造误差的不稳定性；来源于倾斜操纵机构的偏转；来源于倾斜操纵机构的偏转；来源于弹翼和尾翼所产生的倾斜运动之阻尼；来源于弹翼和尾翼所产生的倾斜运动之阻尼；来源于不对称流动，即所谓来源于不对称流动，即所谓“斜吹力矩斜吹力矩”；来源于来源于 引起气流不对称滚动产生的力矩。引起气流不对称滚动产生的力矩。事实上，倾斜干扰力矩由如下几项组成事实上，倾斜干扰力矩由如下几项组成 5353一倾斜干扰力矩一倾斜干扰力
49、矩由导弹不对称，其中包括由导弹制造和装配所允许的公由导弹不对称，其中包括由导弹制造和装配所允许的公差引起的力矩，通常作用在一个方向，与其他干扰力矩分差引起的力矩，通常作用在一个方向，与其他干扰力矩分量比，变化是比较小的，因此用倾斜稳定系统可毫无困难量比，变化是比较小的，因此用倾斜稳定系统可毫无困难地克服它。地克服它。在设计控制系统中，最大的麻烦就是斜吹力矩，特别是在设计控制系统中，最大的麻烦就是斜吹力矩，特别是在鸭式或旋转弹翼导弹上，这个力矩可能是非常大的在鸭式或旋转弹翼导弹上，这个力矩可能是非常大的。在此情况下，导弹活动前翼使气流发生了偏转，这种下洗在此情况下，导弹活动前翼使气流发生了偏转，
50、这种下洗流当遇到配置在后边的固定面时，不对称地吹它们，因此，流当遇到配置在后边的固定面时，不对称地吹它们，因此，产生了倾斜力矩。鉴于倾斜力矩特性十分复杂，足够精确产生了倾斜力矩。鉴于倾斜力矩特性十分复杂，足够精确的计算是不能作到的，理论估计或试验可确定其上界。实的计算是不能作到的，理论估计或试验可确定其上界。实际上，在倾斜稳定系统综合时要求已知干扰力矩上界就可际上，在倾斜稳定系统综合时要求已知干扰力矩上界就可以了。以了。54544.4.2倾斜角稳定系统倾斜角稳定系统图图4-12最简单的倾斜角稳定系统最简单的倾斜角稳定系统 在遥控制导中在遥控制导中 经常要求稳定倾经常要求稳定倾斜角。倾斜角速度稳