飞行器制导复习.doc
制导复习资料
1.导弹的主要组成部分及其功能（1）战斗部（弹头）:摧毁目标（2）发动机（运载系统）：提供导弹运动的动力（3）制导系统：引导导弹准确地击中目标（4）弹体:把导弹的各部分连接起来（5）供电系统（弹上电源）: 给弹上各分系统供给正常工作所需要的电能，主要包括电源、各种配电、变电装置等2.火箭、火箭武器、导弹的定义与区别火箭与火箭武器：火箭是依靠自身动力装置（火箭发动机）推进的飞行器。
火箭可根据不同的用途而装有各种不同的有效载荷，当火箭的有效载荷为战斗部系统时，就称之为火箭武器。
导弹与火箭武器：导弹是一种飞行武器，它载有战斗部，依靠自身动力装置推进，由制导系统导引、控制其飞行轨迹，并将其导向目标。
显然，可控的火箭武器是导弹，但并不是所有的导弹都是可控火箭武器，这是因为导弹的动力装置不一定都是火箭发动机。
3.导弹从发射至毁伤目标整个过程的阶段划分(1)发射控制段(A)发现目标并精确地确定其坐标—雷达站完成(B)确定发射瞬间导弹指向—引导指挥站中的计算机(C)发射前各项装置的起动与联络—借助有关通信设备完成（2）飞行控制段制导与控制系统引导导弹按预定飞行路线飞行直至击中目标。
(3)爆炸控制段(A)适时引爆战斗部(B)毁伤目标4.制导与控制系统的构成及特点制导与控制系统作为制导武器的核心特征，特点是闭环系统5.制导与控制过程描述①目标/导弹跟踪器对目标和导弹进行跟踪，测出两者的飞行参数，并输送给制导计算机；②制导计算机计算得出命中目标所必须采取的运动学要求，并将此信息输送给控制系统；③控制系统控制有关控制面进行机动，使制导武器命中目标。
6.地形匹配制导原理基本原理：利用地形识别技术，将导弹当时弹道下的实测地形特征和预定弹道下的已知地形特征相比较确定导弹位置与偏离误差，形成导引信号，使导弹准确地按预定路线导向目标。
7.陀螺的特性（定轴、进动）及应用①陀螺的定轴性：将高速旋转的陀螺安装在一个由内环、外环构成的万向支架上，可以使陀螺转子指向任何一个方向，如果没有外力的作用，万向支架又没有摩擦力矩，则无论万向支架的支座（如导弹弹体）如何转动、摆动，转子轴在惯性空间方向保持恒定。
飞行器制导与控制原理
飞行器制导与控制原理嘿，朋友们！今天咱来聊聊飞行器制导与控制原理，这可真是个超级有趣又超级重要的事儿啊！你想啊，飞行器就像一只大鸟，在天空中自由翱翔。
那它怎么知道往哪儿飞，怎么能飞得稳呢？这可全靠制导与控制啦！就好比我们走路，我们的大脑会指挥我们的脚往哪儿迈，怎么走才不会摔跤。
飞行器也是一样，它也有自己的“大脑”来指挥它飞行。
制导呢，就像是给飞行器指了一条明路。
它得知道目标在哪里，然后规划出一条最佳的飞行路线。
这可不是随便指一指就行的，得非常精确才行呢！不然，飞着飞着跑偏了可咋办呀！这就好像你要去一个地方，要是走错路了，那可就麻烦啦。
控制呢，就是让飞行器乖乖听话，按照既定的路线飞。
要控制它的速度、高度、姿态等等。
这就像是我们骑自行车，得控制好把手和脚蹬，才能骑得稳稳当当。
要是控制不好，那可就要摔跟头啦！比如说速度吧，如果飞得太快，就可能像脱缰的野马一样，收不住啦！要是飞得太慢呢，又可能掉下来。
高度也很重要啊，如果飞得太高，可能会缺氧；飞得太低，又可能会撞到东西。
姿态就更不用说啦，要是歪七扭八地飞，那还不得掉下来呀！那怎么实现制导与控制呢？这里面可有好多高科技的东西呢！有各种各样的传感器，就像飞行器的眼睛和耳朵，能感知周围的环境。
还有超级厉害的计算机，能快速地处理各种信息，然后做出决策。
就像我们的大脑一样，能迅速地判断该怎么做。
还有啊，控制飞行器可不像我们控制遥控汽车那么简单。
在空中，有各种各样的干扰因素，比如风啊、气流啊。
这就好像我们走路的时候，突然刮来一阵大风，会把我们吹得东倒西歪。
那飞行器也得有办法应对这些干扰，才能保持稳定飞行。
想象一下，如果飞行器没有制导与控制，那会变成什么样？那不就成了无头苍蝇，到处乱撞啦！那可太危险啦！所以说呀，制导与控制原理真的是太重要啦！总之呢，飞行器制导与控制原理就像是飞行器的灵魂，没有它，飞行器就没法好好飞。
我们得好好研究它，让飞行器飞得更稳、更快、更安全。
怎么样，是不是很有意思呀？大家都来一起探索这个神奇的领域吧！。
制导探测复习07
1 什么叫压心？正常式布局与鸭式布局导弹的静稳定性如何?其导弹压心与质心的位置关系有何不同？飞行器总空气动力作用线与纵轴的交点。
前者：压心在质心后，静稳定；后者：压心在质心前，静不稳定。
2 俯仰角、弹道倾角、攻角在铅垂平面内的几何关系表达式？偏航角、弹道偏角、侧滑角在水平面内的几何关系表达式？分别在两个平面内简单绘出示意图。
俯仰角=弹道倾角+攻角；偏航角=弹道偏角+侧滑角3 什么叫过载？什么叫需用过载？可用过载？除重力以外的合力除以重力，是个矢量。
需用过载：导弹沿给定弹道正常飞行时所需用的法向过载可用过载：舵偏(操纵机构)转至最大角度时导弹所产生的法向过载。
4导弹质心移动的动力学方程和绕质心转动的动力学方程分别在什么坐标系中建立有最简单的形式？简述这两个坐标系的定义。
弹道坐标系（航迹坐标系），弹体坐标系。
其中：弹道系原点位于导弹质心，x轴与导弹速度方向一致，y轴垂直x轴位于包含速度的铅垂面内，z轴与x，y轴组成右手直角坐标系。
弹体系原点同上，x轴与导弹纵轴方向一致，y轴垂直x轴位于导弹纵向对称平面内，z轴与之组成右手直角坐标系。
5 垂直陀螺仪、方向陀螺仪测角原理? 分别测量导弹的哪个（些）姿态角？陀螺的定轴性。
垂直陀螺仪：测量弹体滚动角和俯仰角。
垂直陀螺仪的内环轴与弹体纵轴重合，外环轴与弹体俯仰轴重合，各电位器绕组与弹体固连，各电位器滑臂与内环轴或外环轴固连，故当弹体出现滚动、俯仰姿态变化时，由陀螺的定轴性可知滑壁与绕组间发生相对运动，从绕组出将有电信号输出，从而被其他原件感知到。
方向陀螺仪：测量弹体偏航角和俯仰角。
原理同上。
7导引弹道定义？导引弹道特性与哪些因素有关？研究导引弹道时常引入什么假设？将导弹视为可控质点，假设飞行速度是时间的已知函数，飞行控制系统的工作是理想的，按运动学方程和导引方程所确定的运动学弹道。
导引弹道的弹道特性与目标的运动特性和所采用的导引方法有关。
研究导引弹道时长引入导弹为理想可操纵质点、制导站和目标视为几何点、制导系统理想工作、导弹与目标以及制导站在同一平面内运动的假设。
飞行器原理
超声速： 1.3 Ma 5.0； 高超声速： Ma >5.0
低速： Ma 0.4; 亚声速： 0.4 Ma 0.85； 跨声速： 0.85 Ma 1.3
v a
三、气体流动基本规律
超声速气流在变截面管道中流动情况和低速气流相反。 收缩管道超声速气流减速、增压；扩张形管道使超声速气 流增速、减压。
四、 飞机飞行原理
4.5 超声速飞机的气动外形
1. 飞机气动布局
超声速飞机的气动外 形，广义上讲是指飞机主 要部件的数量以及他们之 间安排和配置。
不同的布局型式对飞 机的飞行性能、稳定性和 操纵性有重大影响。
四、 飞机飞行原理
2. 飞机的几何外形和参数
机翼平面形状主要参数： 翼展、翼弦、前缘后掠角等。 影响飞机气动主要参数： 前缘后掠角、展弦比、梢根比、翼型相对厚度。
4.2 机翼升力的产生和增升装置
翼型的定义：
四、 飞机飞行原理
翼型按速度分： 翼型按形状分：
四、 飞机飞行原理
翼型几何参数：
翼弦：前缘和后缘之间的连线。 迎角：翼弦与相对气流速度之间的夹角。
四、 飞机飞行原理
1. 机翼升力的产生
前缘
后缘
空气动力作用点
翼弦
四、 飞机飞行原理
升力的大小与翼型形状和迎角大小有很大关系。不对称的流线型翼 型在迎角为零时仍可产生升力。
2. 伯努利定理（1738年）
伯努利定理是能量守恒定律在流体中的应用。伯努利定 理描述了流体在流动过程中流体压强和速度之间的流动关系。
丹尼尔·伯努利
不可压缩 理想流体 的伯努力 方程
连续性定理和伯努力方程是分析和研究飞机上空气动力产生的物理原因及 其变化规律的基本定理。
飞行器导航、制导与控制-12典型飞行控制规律
鲁棒控制是以不变的控制器（结构和参数） 应对控制对象受到的有界的不确定性扰动 鲁棒控制和鲁棒性分析综合了控制理论多方 面的基础，理论研究成果极其丰富
32
预测控制基本原理
预测控制算法的三要素：
内部(预测)模型 滚动优化（参考轨迹） 反馈控制
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预测模型(内部模型)
预测模型的功能
根据被控对象的历史信息和未来输入，预 测系统未来响应。
21
y
L2 L1 B:(u02,y02) y=y(u)
A:(u01,y01) u
0
22
几种比较成熟的多模型控制算法
多模型预测控制 多模型自适应控制 交互式多模型算法
23
多模型方法的关键问题
多模型算法的模型切换和稳定性
• 多模型方法对非线性系统用多个线性模型来逼近，对每 个子系统设计线性控制器，根据模型的切换条件取不同 的控制器的输出。 • 对于基于模型切换的多模型控制来讲，从一个模型切换 到另一个模型时，如何克服切换带来的扰动和瞬态响应。
u(k ) u(k 1) u(k )
9
数字PID控制的输出分析
u(k)
微 分 项
积
项
分
比 例 项
0
1
2
3
4
5
6
7
8
kT
单位阶跃输入时数字PID控制的输出控制作用
10
无人机俯仰姿态PID控制
Ki s
＋
K
e
＋
舵机
无人机
1 s
K
K 分别为俯仰角和俯仰角速率反馈增益，K i 为积分环节增益。引入 K 、
飞行器自主导航与制导技术研究
飞行器自主导航与制导技术研究随着科技的不断进步和人类对于空间探索的不断热情，飞行器的重要性和需求也越来越大。
然而，飞行器的控制是一项极其复杂的任务，需要克服许多技术难题。
如何让飞行器实现自主控制和精准导航成为了飞行器制造与应用领域亟待解决的问题。
一、飞行器自主导航飞行器自主导航是指飞行器在无人操控下，通过对环境的感知和自身算法等技术手段，采取自主决策实现对飞行器移动轨迹的控制。
而飞行器的自主导航离不开地图绘制、环境感知和决策算法等方面的研究。
地图绘制一般采用卫星遥感技术，将卫星获取到的地图数据整合，形成精度较高的数字地图。
而地图信息的处理主要包括建图、优化和更新等三个步骤。
建图阶段，需要对飞行器所处的地形结构进行全面的识别和重建；优化阶段，将建图后的数据进行处理，使地图的精度更加准确；而地图更新则是指在飞行器在运行过程中，根据新的数据和模型来不断修改地图。
环境感知是指利用传感器等装置，通过感知周围环境来获取必要的信息。
现代飞行器通常有多种传感器，如雷达、光电传感器、声学传感器等等。
各传感器可以联合工作，通过三维扫描、摄像等技术获得更多的环境信息，并将其转化为对于飞行器运动轨迹控制的有用信息。
决策算法是指飞行器在收集环境信息和自身状态等数据后采取相应的控制策略。
目前较为流行的决策算法包括模糊控制、遗传算法、神经网络等等。
其中，神经网络决策算法表现出了较高的灵活性和适应性，且对数据的处理速度较快，因此正在逐渐普及。
二、飞行器制导技术飞行器制导技术是指通过对飞行器的方向、速度、姿态等方面的控制，实现预定的航线控制。
而制导技术的研究则与飞行器的航迹设计、精度控制和安全保障等方面密切相关。
航线设计是指依据任务需求和航空规定，在以地球为球心的参考系中确定一条可靠、精度高的航线。
在航线设计中需要考虑的因素包括目标点、路线、高度、速度、风向等方面。
而航线的制定是设计和确定航路和航迹的过程，这段过程中考虑到的因素除了航线设计中的因素之外，还包括地形、交通管制等实时信息，以及飞行器的性能等。
飞行器控制中的制导和姿态控制技术
飞行器控制中的制导和姿态控制技术飞行器作为现代航空运输工具的重要组成部分，其安全性和性能指标的提高，关系到人类文明进步、国家安全以及人民幸福的重大问题。
而制导与姿态控制技术则是飞行器控制系统的两个核心技术，其是否合理、高效、可靠，直接关系到飞行的安全、舒适性、运输效率和经济效益。
一、制导技术制导是指飞行过程中，通过指挥飞行器在所期望的轨道上自动或半自动飞行的一种技术。
制导系统的任务是自动或半自动地进行导航、规划、跟踪飞行轨迹，以及在允许范围内对轨迹误差进行补偿和校正。
常见的制导技术有惯性制导、GPS制导、光电制导及组合制导等。
其中惯性导航是最为常见的一种，其系统通过测量飞行载体加速度与角速度，以及改变速度和方向的环境载荷，计算出自身的飞行状态，进而实现导航与姿态控制。
而GPS制导、光电制导等技术则通过卫星信号和目标识别等手段，对飞行状态进行测量和矫正。
二、姿态控制技术姿态控制技术是指在飞行过程中，保持飞行器的稳定状态和期望的位置、方向和速度等参数，防止受到外界扰动而出现姿态失控、飞行不稳定等情况。
姿态控制系统对飞行器的姿态控制进行监视，并对不稳定的姿态状态进行补偿或控制，以实现飞行器的平稳、稳定地运行。
常见的姿态控制技术有PID反馈控制法、模型预测控制法、自适应控制法等。
PID控制法是一种传统的控制技术，通过对姿态转角误差、偏差和积分项等要素进行测算和控制，从而实现对飞行器姿态的控制。
模型预测控制法则是一种基于预测模型的控制技术，通过对飞行器状态和扰动进行预测，并对姿态进行补偿和控制，逐渐实现从预测精度转向实际精度的实时控制。
自适应控制法则通过对飞行器的复杂、不确定的动态特性进行建模和控制，实现了对飞行器姿态控制的更加高效和准确。
三、制导和姿态控制的结合制导与姿态控制两个技术的结合，协同作战，对飞行器的控制系统进行完美的设计和优化，不但可提高飞行器的性能和安全性，还能更好地适应不同的任务需求和环境变化。
飞行器动力学与控制复习要点new
1. 卫星轨道六要素是哪些P2-7),,,,,(p t i e a ωΩ，其中a 半长轴，e 偏心率，i 轨道倾角，Ω升交点赤经，ω近地点幅角，p t 卫星经过近地点时刻。
2.卫星发射三要素是什么P17-18),,(L t A ϕ，其中ϕ发射场L 的地心纬度，A 发射方位角，L t 发射时刻。
3.什么是太阳同步轨道P23选择轨道半长轴a 和倾角i 的组合使d /)(9856.0︒=∆Ω，则轨道进动方向和速率，与地球绕太阳周年转动的方向和速率相同（即经过365.24平太阳日，地球完成一次360°的周年运动），此特定设计的轨道称为太阳同步轨道。
4.什么是临界轨道、冻结轨道P24-25若远地点始终处在北极上空，即拱线不得转动，轨道倾角满足02sin 5.22=-i ，即︒=43.63i 或︒=57.116i 。
此值的倾角称为临界倾角，此类轨道称为临界轨道。
若选择合适的偏心率及合适的近地幅角，使0==e ω，近地点幅角ω被保持，或称被冻结在90°。
轨道的倾角和高度可以独立选择，此类轨道称作冻结轨道。
5.回归轨道的回归系数是什么P26轨道经过N 天回归一次，在回归周期内共转R 圈，每天的轨道圈数（非整数）Q 称为回归系数。
R C Q I NN==±，+表示轨迹东移，-表示轨迹西移。
I 为接近一天的轨道圈数，为正整数。
6.静止轨道的特点、三要素是什么P28 （1） 轨道的周期与地球自旋周期一致 （2） 轨道的形状为圆形，偏心率0e = （3） 轨道处在地球赤道平面上，倾角0i =7.星座轨道的全球覆盖公式相邻卫星星下点之间的角距为2b ，覆盖带宽度为2c ，轨道数为2p cπ=，每一轨道上的卫星数q bπ=，卫星总数2tan ,sin ,sin sin sin 2tan cN pq b c bcπψθθ====8.地球同步卫星群的分置模式有哪几种P36（1） 经度分置模式：各个子卫星沿轨道经度圈分布，位于星座中心定点位置的两侧，具有不同的平经度。
飞行器动力学与控制复习要点
飞⾏器动⼒学与控制复习要点1. 卫星轨道六要素是哪些P2-7),,,,,(p t i e a ωΩ，其中a 半长轴，e 偏⼼率，i 轨道倾⾓，Ω升交点⾚经，ω近地点幅⾓，p t 卫星经过近地点时刻。
2. 卫星发射三要素是什么P17-18),,(L t A ?，其中?发射场L 的地⼼纬度，A 发射⽅位⾓，L t 发射时刻。
3. 什么是太阳同步轨道P23选择轨道半长轴a 和倾⾓i 的组合使d /)(9856.0?=?Ω，则轨道进动⽅向和速率，与地球绕太阳周年转动的⽅向和速率相同（即经过365.24平太阳⽇，地球完成⼀次360°的周年运动），此特定设计的轨道称为太阳同步轨道。
4. 什么是临界轨道、冻结轨道P24-25若远地点始终处在北极上空，即拱线不得转动，轨道倾⾓满⾜02sin 5.22=-i ，即=43.63i 或?=57.116i 。
此值的倾⾓称为临界倾⾓，此类轨道称为临界轨道。
若选择合适的偏⼼率及合适的近地幅⾓，使0==e ω，近地点幅⾓ω被保持，或称被冻结在90°。
轨道的倾⾓和⾼度可以独⽴选择，此类轨道称作冻结轨道。
5. 回归轨道的回归系数是什么P26轨道经过N 天回归⼀次，在回归周期内共转R 圈，每天的轨道圈数（⾮整数）Q 称为回归系数。
R C Q I NN==±，+表⽰轨迹东移，-表⽰轨迹西移。
I 为接近⼀天的轨道圈数，为正整数。
6. 静⽌轨道的特点、三要素是什么P28（1）轨道的周期与地球⾃旋周期⼀致（2）轨道的形状为圆形，偏⼼率0e = （3）轨道处在地球⾚道平⾯上，倾⾓0i = 7. 星座轨道的全球覆盖公式相邻卫星星下点之间的⾓距为2b ，覆盖带宽度为2c ，轨道数为2p cπ=，每⼀轨道上的卫星数q bπ=，卫星总数2t a n,s i n ,s i n s i n s i n2t a nc N p qb c bc πψθθ====8. 地球同步卫星群的分置模式有哪⼏种P36（1）经度分置模式：各个⼦卫星沿轨道经度圈分布，位于星座中⼼定点位置的两侧，具有不同的平经度。
高超声速飞行器全程制导方法
高超声速飞行器全程制导方法
高超声速飞行器是一种飞行速度超过马赫数5的飞行器，它的制导方法需要考虑到高速飞行的特殊性质。
在全程制导方法中，需要考虑到飞行器的动力学特性、气动特性、传感器性能等因素。
首先，高超声速飞行器的动力学特性需要考虑到非定常流动的影响。
飞行器在高速飞行时会产生大量的空气压缩和加热，这对飞行器的控制和制导都会产生影响。
因此，在全程制导中需要考虑到飞行器的动力学特性，并采用合适的控制算法来保证飞行器的稳定性和可控性。
其次，高超声速飞行器的气动特性也需要被纳入全程制导中。
在高速飞行过程中，飞行器会遇到各种气动力，如升力、阻力、侧向力等。
这些气动力的大小和方向都会影响飞行器的运动状态，因此需要采用合适的气动模型来描述飞行器的运动。
最后，高超声速飞行器的制导还需要考虑到传感器的性能。
传感器可以提供飞行器的位置、速度、姿态等信息，但在高速飞行过程中，传感器的性能会受到很大影响。
因此，在全程制导中需要采用多传感器融合的方法，以提高制导的准确性和可靠性。
综上所述，高超声速飞行器的全程制导方法需要考虑到动力学特性、气动特性和传感器性能等多个因素，采用合适的控制算法和气动模型，以及多传感器融合的方法，才能保证飞行器的稳定性和制导精度。
- 1 -。
航概备考复习资料(航概·导弹引论·西工大2012修订版)
航概备考复习资料（航概·导弹引论·西工大2012修订版）一、名词解释总冲：决定于推力的大小和工作时间的长短，用Io表示，定义为推力对时间的积分：Io=∫P dt。
比冲：指发动机燃烧1kg质量的推进剂所产生的冲量，Is表示，Is＝P/m。
推力：作用在发动机表面上各种力的合力，与飞行速度无关。
比推力：每秒钟消耗1kg质量的推进剂所产生的推力的大小。
俯仰力矩：作用在导弹上的空气动力在OY轴方向上的分量与压力中心Xp 到质心Xg之间的距离的乘积Mz＝Y·（Xg-Xp）。
气动力矩：作用在导弹上的气动力作用点如不通过导弹的质心，就会产生绕质心的力矩。
绕OZ轴为俯仰力矩，绕OY轴为偏航力矩，绕OX轴为滚动力矩。
下洗角：翼尖涡流使流过弹翼的空气产生下流速度ω，而向下倾斜形成下洗流，气流方向向下的倾斜角即为下洗角ε。
破片战斗部的杀伤动能：战斗部外壳炸裂成一定数量和大小的破片，并使这些破片具有一定的飞散速度，从而使破片获得一定的杀伤动能，Ei＝(Gi·νi^2)/2g。
调制盘：一个用投红外材料做极板，表面按一定图案镀银的圆片。
是用来确定目标相对于导弹的位置和抑制背景干扰。
副翼：滚转通道的操纵面。
音速：由空气弱干扰引起的空气密度微小变化将以一定速度向四周传播，即为音速。
马赫数：扰动源运动速度ν与当地介质音速α的比值Ma＝ν/α。
临界马赫数：导弹局部表面出现超音速气流对导弹具有的飞行马赫数。
激波：物体以超音飞行时，前方的空气来不及让开发生堆积而受到强烈压缩所形成的很薄的空气层。
影响激波强度的因素；激波面的角度、导弹的飞行马赫数。
膨胀波：当超音速气流绕经凸角流动时，相当于流动截面逐渐扩大，于是气流会发生膨胀，在气流的转折点将形成一个扇形的膨胀区域，即膨胀波。
机动性：导弹能迅速改变飞行速度大小和方向的能力。
稳定性：导弹在飞行过程中由于受到某种干扰，使其偏移原来的飞行状态，当干扰消失后，导弹恢复到原飞行状态的能力。
飞行器自适应制导与控制系统设计
飞行器自适应制导与控制系统设计飞行器自适应制导与控制系统设计是现代飞行器技术领域的重要研究方向。
它涉及到飞行器的导航、姿态控制、轨迹跟踪等多个方面。
本文将从概念解析、系统设计和性能优化三个方面进行介绍。
一、概念解析自适应制导与控制是指飞行器在不确定性干扰下，通过自动感知和实时调整，保持飞行器姿态、航向、速度等参数的控制系统。
它能够适应不同飞行任务和环境变化，并具备自我学习和自适应能力。
自适应控制系统的核心思想是通过实时的状态估计和模型辨识，将不确定性因素纳入控制系统，实现模型参量和控制规律的在线调整。
二、系统设计飞行器自适应制导与控制系统设计涉及到多个组件的协调工作，包括传感器、模型辨识、控制器和执行器等。
1. 传感器传感器用于获取飞行器的姿态、速度、位置和环境信息等数据。
常见传感器包括陀螺仪、加速度计、气压计、GPS等。
传感器的精确度和采样频率对系统性能有着重要影响，因此在设计中需要根据任务需求选择合适的传感器。
2. 模型辨识模型辨识是指通过收集和分析飞行器的输入-输出数据，确定飞行器的数学模型。
常用的模型辨识方法包括系统辨识、参数辨识等。
模型辨识的目的是构建一个准确反映飞行器特性的数学模型，用于设计自适应控制器。
3. 控制器控制器是根据模型辨识的结果，设计用于控制飞行器姿态、航向、速度等参数的控制算法。
常见的控制算法包括PID控制、模糊控制、神经网络控制等。
自适应控制器的设计需要考虑飞行器的动态特性和环境变化，以实现对不确定性的适应。
4. 执行器执行器是将控制器输出的控制指令转化为飞行器的动力和力矩，使其实现期望的姿态和运动。
常见的执行器包括舵面、推进器、螺旋桨等。
在设计中需要考虑执行器的动态响应和稳定性，以保证控制器输出的准确性。
三、性能优化飞行器自适应制导与控制系统设计中，性能优化与系统稳定性、控制精度和响应速度等因素密切相关。
1. 系统稳定性系统稳定性是指在不确定性干扰下，系统能够保持稳定的动态响应。
飞行器制导复习
一、简答题1. 典型的制导体制有哪些？简述它们的工作原理。
（1）遥控制导以设在飞行器外部的指控站或制导站，来完成飞行器运动状态的监控，或者进行目标与飞行器相对运动参数的测定，然后引导飞行器飞行的一种制导方式。
（2）自主制导按照给定弹道生成预定导航命令或预定弹道参数信息，在发射或起飞前装订到无人飞行器的存储装置中，飞行过程中机载敏感装置会不断测量预定参数，并与存储装置中预先装订参数进行比较，一旦出现偏差，便产生导航或导引指令，以操纵飞行器运动，完成飞行任务。
这是一种自主导航或制导的方式。
（3）寻的制导利用电磁波、红外线、激光或可见光等方式测量目标和无人飞行器之间的相对运动信息，由此实时解算出制导命令，从而导引无人飞行器飞向目标的一种方式。
（4）复合制导复合制导是指在飞行过程中采用两种或多种制导方式。
它可分为串联、并联和串并混合三种。
串联复合制导就是在不同飞行弹道段上采用几种不同的制导方式；并联复合制导则是在整个飞行过程中或在某段飞行弹道上同时采用几种制导方式；而串并联混合制导就是既有串联复合也有并联复合的混合制导方式。
2.请画出一般飞行控制系统结构原理图，并简述各部分功能。
要实现飞行控制的目的，一般均采用内、外环两重反馈控制回路的控制方法来实现，即在外环回路重点进行导航/制导控制方法的研究，从而达到指令飞行的目的；在内环回路重点进行稳定控制方法的研究，从而实现稳定飞行的目的。
3.导弹质心运动的动力学方程和绕质心运动的动力学方程分别在什么坐标系建立有最简单的形式？并给出这两个坐标系的定义。
地心惯性坐标系：I I I E Z Y X O ,E O 为坐标原点，地球的质心 ；I X 指向J2000地球平春分点； I Z 垂直于J2000地球平赤道面，指向北为正；E Y 在平赤道面内与EI X 轴、EI Z 轴形成右手旋转坐标系。
发射坐标系G ：原点发射点o ，x 轴在发射水平面内指向瞄准方向，y 轴垂直发射水平面指向上方，z 轴构成右手坐标系。
飞行器导航、制导与控制-1绪论
飞行器导航、制导与控制李平、韩波导航、制导与控制的关键技术 课程安排与参考文献设想在伸手不见五指的黑夜里行走，或在茫茫大雾中开车，如何辨别方向？设想乍到一个陌生的城市，沿哪一条道出行最重要的前提:了解相关的空间位置信息!现在身在何处？理想情况：¾有向导，安全有效地引导从一地到¾有一份地图，最好还能随时了解自己在地图上的确切位置。
北寻找标志性参照物（与地图结合）¾¾星空¾树木¾运用指南针、卫星定位系统等仪器设备定位定向汽车、舰船、飞机等运动载体（）的航行需要解决同样问题月飞行，距地球表面最远可达38万公里，需要在导航系正确轨道飞向月球。
将运载体从起始点引导到目的地的技术或方法称为导航导航系统测量并解算出运载体的瞬时动驾驶仪，由其实现对运载体的正确操纵或控制。
具有明确的运载体航行目的地信息能够感知运载体的姿态、位置、速能够决定运载体运动的方向、速度——航行决策功能由导航系统可以得到运载体到达目的地应该如何运动的信息预期的运动轨迹控制运载体沿着预想的轨 例：导弹的中制导与末制导••末制导——导弹在接近目标时的制导制导控制与姿态控制轨迹与期望运动轨迹的偏差对运载体的运动状态进行调整迹偏差姿态控制根据运载体自身稳定的要求对其姿态进行调整以人的行走为例：首先需要站得稳（保动作姿态控制是制导控制的基础和保证姿态控制与制导控制相互融合，有时很导航、制导与控制系统分类地面运载体空间运载体——各种航天器地下运载体——用于地铁、隧道施工的盾构等特点航空飞行器导航、制导与控制特点 一般在地球表面大气层内飞行，制导与控制需考虑飞行器的空气动力学影响。
飞行安全是导航、制导与控制系统必须保导航定位精度要求较高，但导航方式可以有较多种选择。
载人飞行器和无人飞行器对导航、制导与控制系统有不同要求大型客机的自动飞行控制系统捕食者（PREDATOR ）无人侦察机雅马哈无人直升机Rmax地形匹配导航星空导航（天文导航）重力场导航 …………¾ 惯性执行机构¾飞轮、力矩陀螺¾罗盘，也称罗经，是指示方终指向磁北极的地磁场，来确定某物体方向与地理南北向的关系。
飞行器制导理论大作业
飞行器制导理论大作业(总26页)--本页仅作为文档封面，使用时请直接删除即可----内页可以根据需求调整合适字体及大小--飞行器制导理论实报告课程名称：飞行器制导理论专业：飞行器设计与工程班级：姓名：学号：一、 实验目的掌握比例导引弹道的基本设计过程 二、 实验原理1、动力学方程（只考虑纵向平面）：cos cos sin (sin )cos (cos sin )sin cos cos cos sin mV V m m V m m dV mP X G dt d mV P Y P Z G dtx V y V αβθθαγαβγθθψθ=--=++--==m V 为导弹速度，θ弹道倾角，V ψ弹道偏角，V γ速度滚转角，,,m m m x y z 为导弹位移，,,X Y Z 为气动力阻力、升力和侧向力，具体表达式为y ref z refY Y Y C qS Z Z Z C qS αααβββαβ====由此反推得到攻角α为(cos )cos cos sin V V VmV G mV P Yαθθγθψγα+-=+ 2、比例导引律的运动学方程：cos cos sin sin T T T T T T drV V dt dq r V V dt q q d dqk dt dtηηηηησησσ=-=-=+=+=3、导引头动态跟踪特性可考虑为一阶惯性环节11S c G s τ=+，这里c τ可取为。
4、先把自动驾驶仪简化，将自动驾驶仪考虑为一阶环节，其传递函数为A G 为110.1n A nc A A a G a s ττ==+=5、自动驾驶仪设计。
根据理想弹道数据，选取特征点，求解出动力系数2235~a a 。
由动力系数可以计算出弹体环节系数：2544334214141D D D D a a a a a a a K a a a T a T ζ***⎧⎪=-⎪⎪⎪=-⎪+⎪⎪=⎨⎪⎪=⎪⎪⎪⎪=⎪⎩进一步得到弹体环节传递函数：()()()()()122112157.31zzy z D D DD D nD K T s Gs Ts T s VG s g T s ωδωξ+=++=+控制回路可以参考下图进行设计：N具体控制律可写作：()z p yc y d z K N N K δω=--弹体环节部分参考数据如下，由于导引系数、计算方法以及气动数据有差异，数据可能有一些波动，数据仅供参考：设计控制系数p K 和d K ，并带入俯仰平面三自由度方程组中进行弹道验证：三、 实验过程1、计算理想弹道：根据动力学方程和比例导引律的运动学方程，计算理想弹道。
航空航天概论-第4章飞行器导航原理(2学时)
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4.1 无线电导航
• 1、测向无线电导航系统 和设备 • 1)自动测向器(ADF) • 自动测向器是在飞行器 上用方向性天线接收来 自地面导航台发射的无 方向无线电波，并确定 电波来向相对于飞行器 纵轴线的夹角的导航设 备。它一般采用环状天 线系统。
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4.1 无线电导航 1、测向无线电导航系统 • ADF工作于中长波段(频率在150 和设备 kHz～2 MHz)，这一波段的电波 主要靠地波传播，但也受天波影 1)自动测向器(ADF)
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4.1 无线电导航
罗兰-C 接收机
T.I. 9000
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罗兰-C 在北美的基站位置
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罗兰-C 范围
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4.1 无线电导航
• 4、测速无线电导航设备 • 多普勒效应不仅存在于声波，也存在于其他波动，包括无 线电波中。利用这一效应制成了称为多普勒雷达(doppler radar)的测速无线电导航设备。 • 飞行器安装的多普勒雷达在三至四个方向的很窄范围内向 下发射无线电波(称为三或四个波束)，并接收地面反射回来 的电波。接收机测量出不同方向的多普勒频率，通过计算 机计算，可以给出飞行器相对于地面的运动速度——地速 的数值，及地速方向与飞行器纵轴线的夹角——偏流角。 通过其他导航设备如磁罗盘或惯导系统提供的航向基准， 经过对时间的积分就可以不断推算出飞行器经过的航迹。
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4.1 无线电导航
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4.1 无线电导航
• 2、测距无线电导航系统 • 频率较高的无线电波在大气或宇宙空间中以光速(约 3×108m／s)直线传播，因此只要测量出飞行器发射的无 线电波往返于地面导航台所需要的时间，就可以确定出飞 行器到地面导航台的斜距。下面以测距机(DME一Distance Measuring Equipment)和无线电高度表为例，介绍这类导 航设备的工作原理。
第1章 绪论(哈工大飞行器控制课件)
6 DOF
1.1 飞行器简介
• a) b) • a) b) c) 飞行器的特点： 人造的； 离开地面运动，而且具有6个运动自由度。 飞行器的分类(何庆芝)： 航空器：大气层内飞行； 航天器：大气层外飞行； 导弹和火箭：能够自主或半自主地飞向目 标。
1.1.1 航空器
航空器----飞机，特点： a) 气动流形，有较大的翼面和舵面(结构上) b) 飞行速度较低 (1Mach) c) 飞行高度较低 (10km)
1.4 参考书目-1
• [1] 钱杏芳，导弹飞行力学，北京理工大学 出版社，2000 • [2] 邓正隆，惯性技术，哈尔滨工业大学出 版社，2006 • [3] 孟秀云，导弹制导与控制系统原理，北 京理工大学出版社，2003 • [4] 秦永元，惯性导航，科学出版社，2006
1.4 参考书目-2
1.2 飞行器的基本结构
导弹为例： • 整流罩 • 导引头 • 战斗部 • 仪器舱 • 发动机 • 机翼 • 舵面
1.3 课程主要内容-1
制导控制系统基本组成原理：
1.3 课程主要内容-2
惯性器件(陀螺仪、加速度计) 惯性导航原理(平台式、捷联式) 飞行器运动方程组(16个方程式、线性化) 舵系统(电动、液压、气动、直接力) 飞行稳定控制系统(侧向回路、滚转回路) 制导方式(遥控、雷达、红外、电视、激光、 复合) 导引规律(追踪、平行接近、比例)
飞行器制导与控制
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一、简答题
1.典型的制导体制有哪些？简述它们的工作原理。
(1)遥控制导
以设在飞行器外部的指控站或制导站，来完成飞行器运动状态的监控，或者进行目标与飞行器相对运动参数的测定，然后引导飞行器飞行的一种制导方式。
(2)自主制导
按照给定弹道生成预定导航命令或预定弹道参数信息，在发射或起飞前装订到无人飞行器的存储装置中，飞行过程中机载敏感装置会不断测量预定参数，并与存储装置中预先装订参数进行比较，一旦岀现偏差，便产生导航或导引指令，以操纵飞行器运动，完成飞行任务。
这是一种自主导航或制导的方式。
(3)寻的制导
利用电磁波、红外线、激光或可见光等方式测量目标和无人飞行器之间的相对运动信息，由此实时解算出制导命令，从而导引无人飞行器飞向FI标的一种方式。
(4)复合制导
复合制导是指在飞行过程屮采用两种或多种制导方式。
它可分为串联、并联和串并混合三种。
串联复合制导就是在不同飞行弹道段上采用几种不同的制导方式；并联复合制导则是在整个飞行过程中或在某段飞行弹道上同时采用几种制导方式；而串并联混合制导就是既有串联复合也有并联复合的混合制导方式。
2.请画出一般飞行控制系统结构原理图，并简述各部分功能。
要实现飞行控制的FI的，一般均釆用内、外环两重反馈控制回路的控制方法來实现，即在外环回路重点进行导航/制导控制方法的研究，从而达到指令飞行的FI的；在内坏回路重点进行稳定控制方法的研究，从而实现稳定飞行的目的。
3.导弹质心运动的动力学方程和绕质心运动的动力学方程分别在什么坐标系建立有最简单的形
式？并给出这两个坐标系的定义。
地心惯性坐标系：必乙，Q为坐标原点，地球的质心；X/指向J2000 地球平春分点；乙垂直
于J2000地球平赤道面，指向北为正；在平赤道面内与X刃轴、轴形成右手旋转坐标系。
发射坐标系G：原点发射点o, x轴在发射水平面内指向瞄准方向，y轴垂直发射水平面指向上方，z轴构成右手坐标系。
4.大气层内飞行器所受力和力矩分别有哪些？产生控制力和控制力矩的方法有哪些？
（1）引力、重力
（2）发动机推力与推力矩
（3）空气动力与气动力矩
（4）控制力与控制力矩
①气流控制方式：利用舵而在气流中的偏转来产生控制力和控制力矩的方式，包括燃气舵、空气舵。
②推力矢量控制方式：利用改变推力矢量方向来产生控制力和控制力矩的方式，包括摆动发动机、喷管摆动、扰流等。
③直接推力控制方式/RCS：利用发动机直接提供控制力或控制力矩，包括冷喷发动机、可重复使用的液体发动机以及固体发动机组合等
5.简述比例导引的工作原理，说明导航比N的取值对制导性能的影响。
比例导引法：导弹速度矢量的旋转角速度与目标瞄准线的旋转角速度成比例。
6何谓惯性坐标系？何谓相对坐标系？表达一个三轴坐标系相对于另一个三轴坐标系方向的方法通常有哪儿种？
惯系：是指不受外力作用的质点能在其中保持静止或作匀速直线运动的参考系。
实际问题中选择某一参考体固连的坐标系为惯性参考系。
相对：
方法：直接投影法、旋转转换法、四元素法
7分析描述飞行器姿态运动常用的参考坐标系Z间的关系。
8—般制导导弹包含哪些部件？其寻的制导可以分为哪儿种类型？
9一般飞行器在大气层内飞行过程中受哪些力的作用？飞行器所受的儿种空气动力的详细定义式什么？
10比例导引中增大有效导航比N会出现哪些结果？
11画出导弹自动驾驶仪的典型构成。
12简述战略导弹中惯导系统的特点。
惯性系统的三个基本元件是什么？
13开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？
14导弹的静稳定性是什么？给出导弹静稳定性的判据。
15写出导弹姿态欧拉动力学方程？
二、名词解释：
1、导航：将运载体从起始点引导到目的地的技术或方法称为导航
2、制导与控制：根据实际运动轨迹与期望运动轨迹的偏差对运载体的运动状
态进行调整，以消除轨
迹偏差。
3、刚体：在任何力的作用下，体积和形状都不发生改变的物体。
4、自寻的制导：利用目标辐射或反射的某种特征能量（无线电波、红外线、激光、可见光、声波等）导引导弹飞向目标。
5、地心惯性坐标系：O.-X^乙,Q为坐标原点，地球的质心；£指向J2000 地球平春分点；乙垂直于J2000地球平赤道面，指向北为正；勒在平赤道面内与X也轴、轴形成右手旋转坐标系。
三、推导题
1、选择合适坐标系利用牛顿力学定律推导导弹线运动和转动动力学方程。
（8分）
2、按照1・2・3的顺序推导发射坐标系到弹体坐标之间的转换矩阵和逆转换矩阵，两个坐标系之间的欧拉角为（p、y/、Y °
四、计算题
某运载火箭俯仰通道姿态运动线性化方程为
■
叨=C[Eh +C2E^
y+/?]».+方2口+仇巧=0
Efy ・ Eh
（1）写出俯仰通道状态方程；
（2）若在某一特征点上，各系数分别为
q =0.15, c2 =0.09, c3 =0.04
b、=0.02702 =・ 0.0903 =0.68
求在短周期时（即A& =0）时，若俯仰舵摆角为為时Dz的稳态值。
五、设某模拟测量量变化范围为0. 001V-5V,如何选择A/D采样的分辨率和有效位？
六、导弹以750m/s的速度作倾角60度的爬升运动，此时遭遇到风速为45m/s的垂直阵风干扰，
求干扰引起的附加攻角。
七、某导弹纵向扰动运动的特征根为人2=-0・3士丿2.4 , ^4 =-0.003±>0.075 ,求纵向长短周期扰动运
动的振荡频率、振荡周期、阻尼比。
八、飞行器运动方程通常为复杂的非线性方程，因此在控制系统设计时需要进行线性化处理。
请说
明线性化处理中需要的前提和假设有哪些？并对如下某飞行器运动方程中的关于速度的方程进行线性化处理，给出线性化后的方程。
・ qS P
V = —— {-C A cos a cos 0 - C N sin a cos 0 + Cz sin 0） - g sin & + — cos a cos 0
m ‘m
（捉示：C A，C N，C Z为阻力、法向以及侧向力系数，为攻角和侧滑角。
引入小偏差后，小量乘积为高阶无穷小，小量正弦值为其本身，小量余弦值为1,另外注意％0为小量。
九、某MEMS加速度计釆用六位置法标定，加速度计在个位置的三轴理论值及对应测量平均值如下
(1)给出该MEMS加速度计误差模型；
(2)计算出该加速度计误差模型中各标定系数。
10、己知某系统传递函数为G(s) = ——-——，给出其离散域传递函数和差分计算方程。
分(s + d)(s
+ b)
析a^d对连续系统和数字系统稳定性的影响，并分析采样周期对数字系统的稳定性影响。
(提示:采用双线性变换5=-—)
T z + \
、已知系统开环传递函数为G O (5)= J'5 ,如何设计姿态反馈环节HZk'S + k?使系
s~ + s — 2
统幅值裕度＞4dB,相位裕度＞45度。
G°(s) • H (s) = "\k\S + *2)- 2.5(禺'+ ' 2),
厂 + s — 2
k (/) 0 (Q Y
) = arctan (〔上)+ arctan( e 丫)+ arctan( k i
tan(arctan J'5)+ arc t an
( )+ arctan( k i
kg ： | 3x kg ： k. 2 Ik. J
, kg ： k 、(o ：
k 2 2 k 2 kg ； | 5 心 2 2k 2 2 宀 k y CD x = 2
+ k\
tan(arctan (—― ) + arctan( (o c ) + arctan( -------------- )) = tan( 一 180 ' + 45 °) k 7 2 ■ kg ： | N kg ： k2 2 2k 2
_ ]
! - kg ： kg ： | 曲 ~ k 2 2k 2 2 2.5 屁 + kjcoj Jl +(o c 2 J4 + co 12
2.5 加 + kj (D ： J + 3： 丁4 + co ： 2
r k r
= 2 + 丄 k\
1 c 、 2
c 、
1 小 2
1
E +
c
1 c
k 2 2 2仁
1 5
kg ； | 曲
k
2 2k 2 2 2.5屈
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Jl + co ： * + co ： k 、= -0.95，&2 = -0.167
($ — 1)心 + 2)
—（9）
亍）— -CO
))=tan( -180 °)
, 2.5 J 驚 + kjco J G 0(ja )x )-H (ja )x )\= V
； z
,=
V + V + s
k
0(e) = arctan( —~ ) + arctan( 69 .) + arctan(
k 2
k (f) — (0 —(!) 亍)—45。
G°（丿0）・丹（丿S ）| =。