导弹控制原理参考答案Word文档下载推荐.docx
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第二章导弹的基本特性
1、导弹制导与控制对导弹设计有哪些基本需求？
导弹制导与控制对导弹设计的基本要求主要包括以下几个方面：
1）导弹的速度特性，包括导弹平均飞行速度、导弹加速性以及导弹遭遇点速度。
2）导弹最大可用过载，它是根据射击目标时，导弹实际上所要付出的过载（即需用过载）来确定的，最大可用过载就是导弹在最大舵偏角下产生的过载。
3）导弹的阻尼，战术导弹的过载和攻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、空气动力学特性的线性化以及控制装置的能力，而超调量又决定了阻尼的大小。
4）导弹的静稳定度，为简化飞行器控制系统的设计，通常要求在攻角的飞
行X围内关系曲线mz（）是线性的，随着静稳定度的增加，空气动力特性线性变
化X围也增大。
5）导弹固有频率，它是飞行器重要的动力学特性。
6）导弹的舵操纵效率
7）导弹弹体动力学特性的稳定
8）导弹法向过载限制
9）导弹结构刚度及敏感元件的安装位置
10）导弹操纵机构及舵面刚度
2、导弹的气动布局有哪几种？
它们的操纵特点是什么？
（1）正常式布局，这种布局的特点是舵面在翼面之后，舵面转轴位置在远离导弹质心的弹身尾部。
（2）鸭式布局，这种布局的特点是舵面在翼面之前，舵面转轴位置在远离导弹质心的弹身前部。
（3）全动弹翼式布局，这种布局是将导弹的翼面当做舵面使用，翼面通常称为弹翼，所以叫做全动弹翼式布局。
它的特
点是全动弹翼的转轴位置在导弹质心附近，导弹的尾部安装固定面，起稳定尾翼的作用。
正常式布局导弹的操纵特点是当导弹在水平面内绕质心转动而产生侧滑角
，此时控制面与导弹速度矢量的夹角为（），控制面升力变为F（）；
鸭式布局导弹的操纵特点是若控制面有一正偏角，则其侧向力亦是正的，
当出现侧滑角时，控制面侧向力与等效偏角（）有关，即F（）；
全动弹翼舵面转轴位置在导弹质心之前，其操纵特点类似于鸭式布局导弹。
3、写出导弹刚体动力学方程的一般表达式。
表达式如下：
2
m（
dvx1
y1vx1
x1vy1）
Fx1
dt
m（
dvy1
z1vx1
x1vz1）
Fy1
dvz1
x1vy1
y1vx1）
Fz1
d
x1
（Jz1
Jy1）y1
Mx1
Jx1
z1
y1
（Jx1
Jz1）x1
My1
Jy1
（Jy1
Jx1）x1
Mz1
Jz1
4、写出导弹纵向运动和横滚运动的传递函数。
忽略a24及a35影响，纵向运动传递函数为：
（s）
a25sa2a534
s2
（a
a）s（aa
a
4
）
3
a2
5a
34
a）s
（aa
由飞行力学知，倾斜运动传递函数为
（s）
Kdx
x（s）
s（Tdxs
1）
Mx
x
式中，Kdx
－滚动传递系数，Kdx
Jx
Tdx－滚动时间常数，Tdx
第三章导弹倾斜运动的稳定
1、导弹倾斜稳定系统的作用由什么因素决定？
导弹倾斜稳定系统的作用由产生气动力的方法、制导系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。
对于飞机形的飞航式导弹，采用极坐标控制方法，因此倾斜回路是一个倾斜角控制系统；
对轴对称导弹，采用直角坐标控制方式，当制导信号在制导站的坐标系中形成时，为了保证与飞行器固连的坐标系跟制导信号形成的坐标系相一致，需要倾斜回路保证倾斜角稳定，即倾斜回路是一个倾斜角稳定系统；
当在飞行器
上形成制导信号时，为了减小通道间耦合，要限制滚转角速率，此时倾斜回路是一倾斜角速度稳定系统。
2、倾斜干扰力矩由哪几部分组成？
倾斜干扰力矩由如下几项组成：
MxdMx0Mx（,,x,y）Mx（y,z）
式中，Mx0－来源于飞行器制造误差的不对称；
M
（
x,y）－来源于不对称流动，即所谓“斜吹力矩”；
y,
z）－来源于y、z引起气流不对称滚动产生的力矩。
3、写出倾斜运动传递函数？
s（Tdxs1）
－滚动传递系数，
Tdx－滚动时间常数，
Tdx
4、倾斜角速度反馈的作用是什么？
倾斜角速度反馈的效用等效于飞行器气动阻尼的增加或惯性的降低，另外，过渡过程也加快了。
引入反馈后，不能消灭倾斜角速度，为了减小这个角速度必须挑选尽可能大的开环系统传递系数。
5、实现倾斜角速度反馈有几种方法，简述原理。
有“陀螺副翼”稳定系统和微分陀螺稳定系统。
“陀螺副翼”稳定系统是将一个二自由度陀螺安装在副翼上，在迎面气流吹动下高速旋转，从而产生一个陀螺力矩引起的副翼舵偏角，形成的操纵力矩恰好与干扰力矩方向相反，从而使滚动角速度变小；
微分陀螺稳定系统则是通过安装微分陀螺来测量角速度，从而构成反馈闭环。
第四章飞行器的稳定和法向过载控制
1、对飞行控制系统的基本要求是什么？
飞行控制系统的基本要求有：
1）校正飞行器动力学特性；
2）系统具有的通频带宽度不应小于给定值；
3）系统应该能够有效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；
4）将最大过载限制在某一给定值。
2、画出开环飞行控制系统、速率陀螺飞行控制系统、积分速率陀螺飞行控制系统和加速度表飞行控制系统的系统框图，并简述各系统的基本特点。
1）对于开环飞行控制系统，框图如图3.1所示
nc
OL
pc
i
n
nL
/
nL
舵混合
执行机构
K
图3.1
开环飞行控制系统
除电子增益Kol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，所以系统传递函数将是弱阻尼。
如果开环飞行控制系统用于
雷达末制导系统，那么低阻尼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。
然而，开环系统可用于象红外系统那样的没有明显整流罩折射斜率
的系统。
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，
弹体必须稳定.因而,该种类型的飞行控制系统的弹体重心决不要移到全弹压心
的后面。
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
低末制导性能,这是由于不能获得适当的有效导航比N’。
因此使用这种简单控制系统的导弹要求精确地确定气动特性。
即为了获得足以精确控制满意的有效导
航比的气动增益特性须要进行广泛的全尺寸风洞试验。
2）速率陀螺飞行控制系统框图见图3.2
KR
弹体
速率陀螺
图3.2速率陀螺飞行控制系统
用一速率陀螺接在角速度指令系统中，飞行控制系统增益K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l。
这种飞行控制增益K具有和
开环增益相同的变化，但是它被放大1／Ka倍。
由于K通常是小于1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备有大的动态X围。
调整速率回路增益KR以便增加弹体的低阻尼，因此这个方案更适合于雷达末制导。
这个系统的动态响应基本上是具
有理想阻尼的和有比弹体自然频率稍高谐振频率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。
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。
3）积分速率陀螺飞行控制系统框图见图3.3
5
I
KR
s
图3.3积分速率陀螺飞行控制系统
在积分速率陀螺飞行控制系统中，在短的时间间隔X围内，速率陀螺信号的积分比例于攻角。
这种利用电信号产生的比例于攻角的控制力矩将有助于稳定攻角的扰动。
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“综合稳定”。
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，因此常在回路中串入一校正网络，加速系统的动态响应。
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清楚的情况下，也可以在一个较大的高度X围内保持有效导航比。
为加速系统的动态响应，在速率陀螺输出处装有校正网络能够抵消弹体旋转速率时间常数，并用较短的时间常数代替它，以便降低系统的长的响应时间，这种消去法或极点配置方案的强壮性由对气动时间常数T。
已知的程度而定。
4）把一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去控制系统，就得出了加速度表反馈的三回路飞行控制系统，系统框图见图3.4
KO
KA
加速度表nA
图3.4加速度表飞行控制系统
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
弹的快速响应时间。
控制系统增益K。
提供了单位传输。
导弹自动驾驶仪增益K。
与高度和马赫数基本无关，换句话说，这个系统的增益是非常强壮的。
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常数的值。
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烈的机动。
第五章飞航导弹的定高控制和航向控制
1、画出飞航导弹纵向控制系统和航向角稳定回路的原理框图。
纵向控制系统框图如下：
6
u（）
u（）
综
功
姿态积分器
合
+
率
弹
放
积分器
-
体
大
器
H
u（H
0）
舵反馈
u（H）
高度表
解算装置
陀螺仪
u
图1导弹纵向控制系统框图
航向角稳定回路框图
图错误！
文档中没有指定样式的文字。
.1航向角稳定器的框图
2、利用自动控制原理的知识解释为什么在分析俯仰角稳定回路时可暂不考虑高度稳定回路的影响。
因为弹道倾角的变化滞后于导弹姿态角的变化，也就是导弹质心运动的惯性比姿态运动的惯性大，所以分析俯仰角回路稳定回路时可暂不考虑高度稳定回路的影响。
3、简述飞航导弹航向角稳定回路消除静差的原理。
飞航导弹航向角稳定回路是有静差的，当导弹受干扰力和力矩时，必然有一个与偏航角对应的舵偏角来平衡，要想消除静差，就得在系统中引入一个积分环节。
第六章遥控制导导弹制导系统分析
1、遥控导弹运动学环节、方程及传递函数推导。
7
推导过程如下：
.2导弹与目标运动的几何关系
导弹速度矢量vD与基准线之间的夹角为，制导站到导弹的距离为R（t），
导弹和目标的高、低角分别为D,M，导弹按三点法导引时的运动方程式为
dR（t）
vDcos（
D）
dD
vDsin（
（0.1）
（0.2）
dtR（t）
因为（D）很小，一般小于20°
，所以近似地有sin（D）D，
cos（D）1，方程式（0.1）和（0.2）可近似写成
R（t）vD
vD（d）
D
R（t）
（0.3）
（0.4）
由式（0.3）和（0.4）得
R（t）DR（t）DvD
（0.5）
即
d（R（t）D）
vD
（0.6）
假定vD为常数，对式（0.6）两边求导数，得
d2（R（t）D
（0.7）
vD
令RDSD，导弹法向加速度ayvD，因而有
8
dsD
ay
（0.8）
dt2
对式（0.8）进行拉氏变换
Wsa（s）
SD（s）
（0.9）
ay（s）
式（0.9）表示的即是运动学环节的传递函数。
2、画出三点法制导指令遥控系统的结构图。
结构图如下：
.3三点法制导指令遥控系统结构图
W（s）——雷达测量系统；
W（s）——指令形成装置
RK
（s）——稳定系统；
W（s）——运动学环节
nsa
3、简述利用前馈信号减少动态制导误差的原理。
研究制导系统的动态误差时，可以方便地将运动学弹道的法向加速度
aK（t）
作为输入信号，而将导弹与运动学弹道的线偏差h作为输出量。
后一个量是制导系统的基本误差信号。
借助于这个误差信号变换求得制导指令。
为了补偿动态
误差，将经过加速度信号aK（t）（或信号K（t））变换后附加到信号h（t）中去。
假定
信号变换通过传递函数W0（s）实现。
由此获得具有动态误差补偿的制导系统结构
图，如图错误！
.4所示。
.4具有动态误差补偿的制导系统结构
9
图
4、写出重力至弹体参数的传递函数。
传递函数为
Wg
Kg
dTds
Td
2s2
2s
2dTds
Tds
5、简述波束制导导弹的动力学特性及其校正方法。
在指令制导系统中，必要的制导回路校正可以应用指令形成装置中的校正网络来实现。
这个校正网络是制导站的元件之一，也是闭合制导回路的组成部分。
然而在驾束制导系统中，制导站的元件以及指令形成装置不包含在闭合制导回路内。
所以为了校正闭合制导回路的动力学特性，尤其是为了保证系统具有足够的稳定裕度，只能在弹上装置中引入必要的校正网络。
形成制导回路的各个环节，如二阶积分运动学环节、稳定系统等都产生负相移，引入校正网络的目的是引入正相移，保证制导回路的稳定。
对制导回路进行校正的一条途径是用串联校正装置，即在偏差信号接收装置的输出端引入一超前校正网络。
但是这样做会得到非常不好的结果，因为接收装置的输出信号通常被噪声污染，超前校正网络呈现的微分特性会大大地增加噪声电平。
这种“强化”的噪声，可以剧烈地破坏制导系统的正常工作，并且大大地使制导精度变坏。
所以此时最好在稳定系统反馈通道上引入并联校正装置。
第七章寻的制导导弹制导系统分析
1、自动寻的方法是如何分类的？
为了给出自动寻的方法必须确定所要求的目标视线相对于某个基准坐标系的位置，根据此坐标系的选择方法可以将导引方法分为三类。
对第一类导引方法，要求导弹向目标运动时，目标视线相对于导弹纵轴有一确定的位置；
对第二类的导引方法，要求在导弹运动过程中，目标视线相对于导弹的速度矢量有一完全确定的位置；
对第三类导引方法，在控制导弹的运动时要求保证目标视线方向相对空间某个确定的方向是一定的。
2、各种自动寻的导引方法的弹道特性是怎样的？
直接导引法要求导弹向目标运动时，目标的视线角与导弹的纵轴重合。
该方法的基本特点是，当目标不动时，随着导弹和目标斜距的减小，导弹的攻角是发散的，在命中点处将趋于无穷。
因为导弹的攻角是有限的，在到达目标之前导弹已经偏离了需求的弹道，所以该导引规律不可能理想地实现。
不过，只要导弹偏离理想弹道时刻导弹与目标的斜距足够小，还是可以接受的。
因此，只有在目标速度较低，导弹速度也很低，并已初始距离足够大的情况下才适用。
追踪导引法要求导弹向目标运动时，目标的视线角与导弹的速度矢量重合。
该方法的基本特点是，当导弹作准确的迎头或尾迫目标运动时，导弹的弹道是
10
直线。
除了工程中不能实现的前半球攻击外．要求导弹的速度必须高于目标的
速度。
当导弹速度与目标速度之比小于2时，在整个飞行过程中导弹的法向过
载将是有限值，导弹将直接命中目标。
当导弹速度与目标速度之比大于2时，
导弹的法向过载将趋于无穷大，导弹将不能直接命中目标，因为在还未到达目标时导弹就偏离了需求的弹道。
但这并不意味着追踪法此时不能应用，只要导弹偏离理想弹道时刻导弹与目标的斜距足够小，还是可以接受的。
因此，通常只有在进行后半球攻击且目标速度较低或静止时，导弹偏离理想弹道时刻导弹与目标的斜距足够小的情况下才适用。
比例接近法要求导弹速度矢量的转动角速度与目标线的转动角速度成正比，比例接近法是可以得到较为平直的弹道；
在导航系数满足一定条件下，弹道前段能充分利用机动能力；
弹道后段则较为平直，使导弹具有较富裕的机动能力；
只要发射条件及导航参数组合适当，就可以使全弹道上的需用过载小于可用过载而实现全向攻击；
另外，它对瞄准发射时的初始条件要求不严；
在技术上实现比例接近法也是可行的，因为只需测量目标视线角
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