三回路過載自動(dòng)駕駛儀結(jié)構(gòu)因其具有良好的系統(tǒng)穩(wěn)定性、快速性和魯棒性[1],廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈領(lǐng)域[2]。常用的三回路過載駕駛儀包括:偽攻角反饋駕駛儀和經(jīng)典的Raytheon三回路駕駛儀。其中,經(jīng)典的Raytheon三回路駕駛儀是由Raytheon公司為應(yīng)對(duì)其雷達(dá)導(dǎo)引頭尋的制導(dǎo)回路設(shè)計(jì)而首次提出,因該結(jié)構(gòu)不受氣動(dòng)變化的影響,對(duì)高頻噪聲有較強(qiáng)的濾波能力,并可以減低雷達(dá)導(dǎo)引頭天線罩折射誤差斜率對(duì)制導(dǎo)回路的影響,而得到廣泛的應(yīng)用。文獻(xiàn)[3]指出了該經(jīng)典三回路自動(dòng)駕駛

0 引 言自動(dòng)駕駛儀的主要任務(wù)為控制和穩(wěn)定飛行器飛行，消除干擾引起的飛行器姿態(tài)變化，使飛行器按照期望的飛行軌跡或飛行姿態(tài)飛行［1］。作為一種經(jīng)典的過載駕駛儀設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，三回路駕駛儀以其良好的性能在飛行器控制領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。三回路駕駛儀的設(shè)計(jì)過程中需對(duì)二階根自振頻率的進(jìn)行設(shè)計(jì)，文獻(xiàn)［2-5］采用求解關(guān)于穩(wěn)定裕度的非線性方程來得到合適的二階根自振頻率。然而，傳統(tǒng)駕駛儀設(shè)計(jì)方法采用非全局剖面狀態(tài)進(jìn)行控制參數(shù)設(shè)計(jì)，導(dǎo)致其對(duì)全局約束和性能指標(biāo)的考量不足。當(dāng)飛行環(huán)

引 言紅外車載駕駛儀在軍事上主要用于軍事車輛裝備的戰(zhàn)場(chǎng)機(jī)動(dòng),能夠?qū)崟r(shí)探測(cè)和顯示車輛前方路況的視頻圖像,輔助駕駛員駕駛車輛,實(shí)現(xiàn)夜間和惡劣天氣條件下的快速隱蔽機(jī)動(dòng),支持軍用車輛全天時(shí)、全天候作戰(zhàn),在世界軍事領(lǐng)域得到日益廣泛的應(yīng)用。紅外車載駕駛儀輔助駕駛過程中,駕駛員作為有意識(shí)的主體起著主導(dǎo)作用,人機(jī)功效也因此成為決定紅外車載駕駛儀作戰(zhàn)效能的關(guān)鍵因素之一。近年來國(guó)內(nèi)外對(duì)紅外車載駕駛儀的研究取得許多成果,如燕山大學(xué)的劉秋錦[1]、電子科技大學(xué)的吳傳福[2]、華南

不開優(yōu)良的自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)，經(jīng)過眾多科研工作者長(zhǎng)期的設(shè)計(jì)改良與研究發(fā)展，如今導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀已經(jīng)衍生出了多種設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，如兩回路結(jié)構(gòu)、三回路結(jié)構(gòu)、PI校正結(jié)構(gòu)、偽攻角控制結(jié)構(gòu)等，控制器設(shè)計(jì)方法也從古典頻域設(shè)計(jì)開始向滑?？刂?、魯棒控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等現(xiàn)代控制方法轉(zhuǎn)變，各式各樣百花齊放。隨著計(jì)算機(jī)算力日益提升，甚至在線彈性迭代、機(jī)器學(xué)習(xí)、強(qiáng)化學(xué)習(xí)等智能方法也在自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)中逐步得到應(yīng)用。由于單一控制器設(shè)計(jì)方法在有些環(huán)境下會(huì)存在弊端或出現(xiàn)不優(yōu)甚至不適用的情況，如文獻(xiàn)[7

常見的攻角收斂駕駛儀——過載駕駛儀和姿態(tài)駕駛儀的理論原理、分別給出了優(yōu)化設(shè)計(jì)方法、分析了穩(wěn)定性與快速性、進(jìn)行了仿真驗(yàn)證并且得出了設(shè)計(jì)結(jié)論。1 模型建立建立導(dǎo)彈的縱向平面角度、角速度、加速度的關(guān)系式[5]：(1)(2)(3)(4)?=θ+α(5)其中，α為攻角； ?為俯仰角；θ為彈道傾角；ωz為俯仰角速度；δz為俯仰舵偏角；V為導(dǎo)彈飛行速度；bα、bδz、aα、aωz、aδz等動(dòng)力系數(shù)的定義見參考文獻(xiàn)[6]。對(duì)方程式(1)～式(5)進(jìn)行拉氏變換，得到傳遞函數(shù)

導(dǎo)彈領(lǐng)域，自動(dòng)駕駛儀是飛行器的重要組成部分。導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)根據(jù)其用途不同，可以分為過載駕駛儀和角度控制駕駛儀2類[1]。隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的需要，空襲武器正朝著隱身性能強(qiáng)、作戰(zhàn)空域大、機(jī)動(dòng)性能高等方向發(fā)展。防空導(dǎo)彈在大空域高機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，會(huì)產(chǎn)生大攻角，導(dǎo)致彈體氣動(dòng)參數(shù)劇烈的非線性變化和俯仰、偏航、滾動(dòng)3個(gè)通道之間嚴(yán)重的交叉耦合，給導(dǎo)彈的穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來了困難[2-3]。目前，使用較為普遍的是過載自動(dòng)駕駛儀，用于防空導(dǎo)彈領(lǐng)域的結(jié)構(gòu)主要有經(jīng)典三回路過載控制結(jié)

0 引 言自動(dòng)駕駛儀是制導(dǎo)控制系統(tǒng)彈上設(shè)備的主要組成部分［1］，對(duì)導(dǎo)彈的穩(wěn)定控制具有重要意義［2］。經(jīng)典兩回路過載自動(dòng)駕駛儀，一般采用角速率陀螺和線加速度計(jì)［3］，該類型自動(dòng)駕駛儀廣泛應(yīng)用在指令制導(dǎo)和尋的制導(dǎo)系統(tǒng)中［4］。根據(jù)防空導(dǎo)彈的任務(wù)需求特點(diǎn)，其自動(dòng)駕駛儀不僅需要確保系統(tǒng)的穩(wěn)定性，而且要求對(duì)制導(dǎo)指令具備較快的響應(yīng)速度［3］。因此，對(duì)防空導(dǎo)彈兩回路過載自動(dòng)駕駛儀的參數(shù)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行研究具有一定的工程指導(dǎo)意義。現(xiàn)有相關(guān)研究中，自動(dòng)駕駛儀參數(shù)設(shè)計(jì)方法主要有兩

解決方案。自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)符合IP66標(biāo)準(zhǔn)，適合在潮濕的環(huán)境下工作，包括鹽霧和鹽堿環(huán)境。自動(dòng)駕駛儀能夠從始至終自動(dòng)控制無人水面艇的任務(wù)。無人船只的操作員可以使用同樣適用于飛行器的先進(jìn)功能，如：多個(gè)路徑點(diǎn)，船上多任務(wù)計(jì)劃 ，(包括智能“返回基地”，通過已選路線來規(guī)避特定地區(qū))無人區(qū)，航路點(diǎn)活動(dòng)等。一個(gè)尤其有用的特性是“相對(duì)路徑”能夠?qū)⒌孛婵刂普?GCS)安裝在移動(dòng)船只上，然后根據(jù)移動(dòng)船只確定任務(wù)計(jì)劃。盡管體積和重量都很小，但無人水面艇自動(dòng)駕駛儀包含了控制該無

utics自動(dòng)駕駛儀能夠與第三方傳感和防撞系統(tǒng)相互作用的一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)。在過去的10年里，該系統(tǒng)一直應(yīng)用在快速偵察船只上，這些船只使用Dynautics Spectre導(dǎo)航控制系統(tǒng)結(jié)合客戶自己的傳感產(chǎn)品，向控制系統(tǒng)輸出防撞指令。“感知”和“規(guī)避”是避免碰撞的兩個(gè)不同要素。傳感、定位和跟蹤涉及一系列傳感器——雷達(dá)、光電、自主識(shí)別系統(tǒng)(AIS)數(shù)據(jù)——這些傳感器體積龐大，價(jià)格昂貴。Dynautics CA-0是避免碰撞的一種內(nèi)部算法(存在于SPECTRE自動(dòng)駕駛儀模

時(shí)休息，讓自動(dòng)駕駛儀來操控飛機(jī)。自動(dòng)駕駛儀是一個(gè)復(fù)雜的、軟件和硬件的混合體，可以自動(dòng)保持設(shè)定好的所有飛行參數(shù)：航向、高度、速度等。此外，自動(dòng)駕駛儀有時(shí)還可以自主做出獨(dú)立的決定。比如，當(dāng)遇到突如其來的強(qiáng)風(fēng)造成飛機(jī)偏航時(shí)，自動(dòng)駕駛儀會(huì)自動(dòng)將飛機(jī)調(diào)整回原有航道。每架飛機(jī)都有自己規(guī)定的飛行高度，它必須按照這個(gè)高度飛行。目的是使它們能夠有組織地在空中飛行，就像高速公路上的汽車一樣，避免它們互相撞擊。自動(dòng)駕駛儀在飛機(jī)遇到渦流的情況下也能駕駛飛機(jī)。渦流也叫作空氣漩渦，它

此需要引入自動(dòng)駕駛儀來加快彈體響應(yīng)速度、改善阻尼、提高抗干擾能力，并精確、魯棒地跟蹤輸入指令。三回路駕駛儀是一種用速率陀螺和線加速度計(jì)反饋回路設(shè)計(jì)的自動(dòng)駕駛儀，使用無人機(jī)姿態(tài)角速度、角度和加速度作為反饋信號(hào)。古典的頻率域方法包括頻率特性法和根軌跡法，可以設(shè)計(jì)出性能良好的三回路自動(dòng)駕駛儀，但自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)過多依靠設(shè)計(jì)者的經(jīng)驗(yàn)，具有試湊性，設(shè)計(jì)過程較繁瑣。因此，近十幾年來利用現(xiàn)代控制理論設(shè)計(jì)自動(dòng)駕駛儀的研究很多，應(yīng)用最優(yōu)控制理論設(shè)計(jì)的三回路自動(dòng)駕駛儀，不僅從理

之一，導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀的動(dòng)態(tài)延遲特性對(duì)制導(dǎo)精度造成的影響是難以忽略的。尤其是導(dǎo)彈在大氣層內(nèi)作戰(zhàn)時(shí)，所需過載的氣動(dòng)力由側(cè)滑角和攻角產(chǎn)生，這比由直接側(cè)向力來提供需用法向過載的導(dǎo)彈而言對(duì)自動(dòng)駕駛儀的延遲特性會(huì)更加敏感。在打擊大機(jī)動(dòng)目標(biāo)時(shí)，自動(dòng)駕駛儀的動(dòng)態(tài)延遲特性將不能保證高的制導(dǎo)精度[1～4]。傳統(tǒng)的導(dǎo)引律設(shè)計(jì)方法有追蹤法、平行接近法、比例導(dǎo)引法等。這些經(jīng)典導(dǎo)引律的設(shè)計(jì)都是把自動(dòng)駕駛儀環(huán)節(jié)當(dāng)作一個(gè)理想環(huán)節(jié)，忽略了自動(dòng)駕駛儀的延遲特性[5～7]，在一定程度上會(huì)犧牲掉

是數(shù)字化的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)，能夠以良好的性能控制飛機(jī)。當(dāng)使用自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)時(shí)，它能操縱飛機(jī)，并且駕駛員依靠電子飛行儀表系統(tǒng)的顯示可以監(jiān)控飛機(jī)飛行軌跡；當(dāng)解除自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)時(shí)，駕駛員還可以根據(jù)EADI 上的指令桿的指令，利用駕駛盤和駕駛桿進(jìn)行人工操縱飛機(jī)，該系統(tǒng)可以滿足Ⅱ類進(jìn)場(chǎng)的要求。自動(dòng)飛行系統(tǒng)方框圖見圖1。1 系統(tǒng)組成及工作原理分析新舟-60 飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)是由APS－85 自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)的FCC－86E 飛行控制計(jì)算機(jī)通過CSDB 數(shù)字總線與EFI

0）導(dǎo)彈的自動(dòng)駕駛儀即導(dǎo)彈的姿態(tài)控制系統(tǒng)，根據(jù)制導(dǎo)系統(tǒng)給出的指令信號(hào)控制導(dǎo)彈的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，保證其在飛行中具有足夠的機(jī)動(dòng)性和穩(wěn)定性，從而確保導(dǎo)彈飛行的安全。自動(dòng)駕駛儀的主要作用包括保證彈體的穩(wěn)定性、優(yōu)化彈體的阻尼特性、提高彈體的機(jī)動(dòng)性能，以及提高彈體的抗干擾能力。自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)方法主要分為經(jīng)典控制和現(xiàn)代控制。經(jīng)典的設(shè)計(jì)方法以經(jīng)典控制理論為基礎(chǔ)，將系統(tǒng)簡(jiǎn)化為單輸入單輸出結(jié)構(gòu)。在簡(jiǎn)化模型的基礎(chǔ)上，利用傳遞函數(shù)描述系統(tǒng)特性，結(jié)合時(shí)域響應(yīng)法、頻域響應(yīng)法等方法保證系統(tǒng)

54飛行器自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)的意義在于利用測(cè)量量產(chǎn)生穩(wěn)定的響應(yīng)，精確跟蹤輸入指令，增大飛行器阻尼，穩(wěn)定氣動(dòng)增益，保證飛行器穩(wěn)定飛行，快速響應(yīng)指令，提供高機(jī)動(dòng)性。隨著飛行器機(jī)動(dòng)性能要求的提高，在飛行的某些階段中難免會(huì)出現(xiàn)靜中立穩(wěn)定和靜不穩(wěn)定的情況，行業(yè)內(nèi)常用的兩回路控制器，用于靜不穩(wěn)定的彈體會(huì)使其穩(wěn)定性下降[1]，常用的過載控制器，其控制參數(shù)的確定過程非常麻煩[2]，某些變?cè)鲆孀兘Y(jié)構(gòu)控制器[3]也可以實(shí)現(xiàn)靜不穩(wěn)定飛行器的控制，但是其工程應(yīng)用性需要進(jìn)一步評(píng)估[4]

引言三回路自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)是飛行器控制的重要研究?jī)?nèi)容[1-2]。傳統(tǒng)三回路自動(dòng)駕駛儀可以通過設(shè)計(jì)系統(tǒng)阻尼參數(shù)和時(shí)間常數(shù)，并調(diào)節(jié)開環(huán)穿越頻率實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器控制的快速穩(wěn)定要求[3-9]。但是現(xiàn)階段高性能飛行器設(shè)計(jì)中，要求機(jī)動(dòng)性能和穩(wěn)定控制性能達(dá)到最優(yōu)匹配[10]，導(dǎo)致飛行器各通道之間產(chǎn)生更高的耦合關(guān)系。傳統(tǒng)三回路自動(dòng)駕駛儀在工程應(yīng)用中存在對(duì)飛行器開環(huán)穿越頻率約束不足的缺點(diǎn)，同時(shí)工作時(shí)無法直接衡量評(píng)價(jià)飛行器控制系統(tǒng)的魯棒性能[11-12]。針對(duì)上述缺點(diǎn)，本文提出一種

內(nèi)回路又稱自動(dòng)駕駛儀[1]。自動(dòng)駕駛儀一般分為過載自動(dòng)駕駛儀和姿態(tài)駕駛儀。彈體追蹤法作為一種經(jīng)典的導(dǎo)引方法,實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單,只需在飛行過程中使彈軸對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)即可。但在彈道末端法向過載過大,會(huì)造成大的脫靶量,因此追蹤法一般應(yīng)用在交接班之前。由于其直接給出的是俯仰角指令,故與其相匹配的駕駛儀為姿態(tài)駕駛儀。1 彈體線性模型由系數(shù)凍結(jié)法得到彈體的線性模型如下[2]:(1)得到系統(tǒng)的傳遞函數(shù):(2)式中:km為彈體開環(huán)增益;ξm為彈體開環(huán)阻尼;t1為攻角滯后時(shí)間常數(shù);tm為

不僅使設(shè)計(jì)出的駕駛儀有一定穩(wěn)定裕度,而且在求出最優(yōu)控制時(shí),也推導(dǎo)出了對(duì)應(yīng)自動(dòng)駕駛儀的結(jié)構(gòu)。進(jìn)行BTT導(dǎo)彈駕駛儀設(shè)計(jì)時(shí),對(duì)三通道響應(yīng)時(shí)間比值進(jìn)行合適選取,有助于減小通道間耦合,采用線性二次型最優(yōu)控制理論在設(shè)計(jì)各通道自動(dòng)駕駛儀響應(yīng)時(shí)間比值時(shí),可以通過改變權(quán)矩陣Q和R來改變求得增益矩陣,從而改變響應(yīng)時(shí)間,這在設(shè)計(jì)各通道響應(yīng)時(shí)間時(shí)具有一定靈活性。1 BTT導(dǎo)彈數(shù)學(xué)模型在小擾動(dòng)線性化假設(shè)條件下,對(duì)彈體模型動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行線性化,然后進(jìn)行解耦。解耦時(shí)要注意滾轉(zhuǎn)角速度ωx

此滾轉(zhuǎn)通道自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)是BTT-180飛行器能否實(shí)現(xiàn)有效制導(dǎo)飛行的關(guān)鍵因素。BTT-180滾轉(zhuǎn)通道自動(dòng)駕駛儀的主要任務(wù)是讓飛行器在最短的時(shí)間內(nèi)利用有效的舵資源在有限的最大滾轉(zhuǎn)角速度內(nèi)實(shí)現(xiàn)快速滾轉(zhuǎn)180°的急滾需求。本文從工程應(yīng)用的角度出發(fā)，提出了兩種滾轉(zhuǎn)角指令優(yōu)化方法，分別闡述了優(yōu)化設(shè)計(jì)模型和設(shè)計(jì)方法，將設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比并得到兩種優(yōu)化方法的優(yōu)缺點(diǎn)對(duì)比結(jié)論，為有180°滾轉(zhuǎn)需求的飛行器提出了有工程應(yīng)用價(jià)值的滾轉(zhuǎn)指令優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[2]。1　模型建立彈體坐標(biāo)

,導(dǎo)彈過載自動(dòng)駕駛儀跟蹤制導(dǎo)信號(hào)的動(dòng)態(tài)延遲以及導(dǎo)引頭輸出視線角速度與實(shí)際視線角速度之間的動(dòng)態(tài)延遲都嚴(yán)重影響著制導(dǎo)精度,尤其是在目標(biāo)存在大機(jī)動(dòng)導(dǎo)致視線角速度變化較大的情況下,如果忽略上述動(dòng)態(tài)特性,就很難保證制導(dǎo)精度。所以,需要深入研究在制導(dǎo)律設(shè)計(jì)過程中削弱導(dǎo)引頭和自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性影響的方法,從而達(dá)到提高制導(dǎo)精度提升制導(dǎo)品質(zhì)的目的。文獻(xiàn)[1-2]在考慮自動(dòng)駕駛儀的一階動(dòng)態(tài)特性的情況下運(yùn)用滑?？刂评碚撛O(shè)計(jì)制導(dǎo)律,所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律能保證系統(tǒng)狀態(tài)有限時(shí)間收斂到零。文

，傳統(tǒng)的三回路駕駛儀的動(dòng)態(tài)性能良好[2-4]，但無法消除耦合效應(yīng)。因此，對(duì)于實(shí)現(xiàn)精確制導(dǎo)的滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈，需要對(duì)基于傳統(tǒng)方法的過載駕駛儀進(jìn)行解耦設(shè)計(jì)。本文采用傳統(tǒng)的滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)建模方法，將滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈在某一特征點(diǎn)處進(jìn)行線性化。針對(duì)線性系統(tǒng)的解耦控制方法，通常分為基于狀態(tài)反饋的靜態(tài)解耦和動(dòng)態(tài)解耦[5]，本文通過設(shè)計(jì)動(dòng)態(tài)解耦算法實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的完全解耦，即俯仰通道與偏航通道完全獨(dú)立。傳統(tǒng)的過載駕駛儀需要加速度計(jì)測(cè)量過載作為狀態(tài)反饋量[4,6]。本文針對(duì)具有雙軸速率陀螺、

T導(dǎo)彈的三通道駕駛儀頻帶匹配關(guān)系研究李 威 溫求遒 夏群利北京理工大學(xué), 北京 100081針對(duì)BTT導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)角速度較大，俯仰和偏航通道具有強(qiáng)耦合、非線性的飛行控制特點(diǎn)，基于合理假設(shè)，通過線性化策略解耦得到相互獨(dú)立的三通道彈體動(dòng)力學(xué)模型，采用三通道獨(dú)立設(shè)計(jì)的思想完成導(dǎo)彈三通道駕駛儀的設(shè)計(jì)。在此基礎(chǔ)上，得到了三通道駕駛儀的閉環(huán)階躍響應(yīng)、開環(huán)系統(tǒng)幅相裕度以及導(dǎo)彈飛行參量的變化曲線，討論了三通道控制系統(tǒng)響應(yīng)快速性及頻帶匹配關(guān)系。根據(jù)仿真結(jié)果，得到了BTT導(dǎo)彈在滿

23）導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀控制算法魯棒性研究*屈秀敏，劉珊中，劉永斌（河南科技大學(xué)信息工程學(xué)院，河南 洛陽 471023）以某型軸對(duì)稱導(dǎo)彈為研究對(duì)象，在解耦和線性化的情況下，得到簡(jiǎn)化的數(shù)學(xué)模型。通過求解線性矩陣不等式（LMI）設(shè)計(jì)了狀態(tài)反饋H∞控制導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀，采用模糊和變論域理論設(shè)計(jì)了變論域模糊PID控制自動(dòng)駕駛儀。考慮飛行過程中的干擾、氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)，對(duì)兩種自動(dòng)駕駛儀的控制性能進(jìn)行對(duì)比研究，仿真結(jié)果表明，二者皆能實(shí)現(xiàn)對(duì)導(dǎo)彈制導(dǎo)指令的有效跟蹤，其中狀態(tài)反饋H∞

自導(dǎo)飛行器自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)的抗小擾動(dòng)魯棒控制技術(shù)王軍（91868部隊(duì)三亞572016）自導(dǎo)飛行器自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)是自導(dǎo)飛行器的控制執(zhí)行裝置，為了保障自導(dǎo)飛行器航行穩(wěn)定，通過駕駛儀系統(tǒng)執(zhí)行自導(dǎo)裝置指令，控制自導(dǎo)飛行器航行和跟蹤目標(biāo)。為提高自導(dǎo)飛行器的魯棒控制能力，消除小擾動(dòng)誤差，提出一種基于自適應(yīng)非線性跟蹤的自導(dǎo)飛行器駕駛儀系統(tǒng)抗小擾動(dòng)魯棒控制方法。構(gòu)建自導(dǎo)飛行器縱向非線性動(dòng)力學(xué)模型。在初始狀態(tài)的零勢(shì)能面加一個(gè)跟蹤誤差的積分項(xiàng)，采用非線性自適應(yīng)反演積分控制方法進(jìn)

受限時(shí)不同結(jié)構(gòu)駕駛儀對(duì)制導(dǎo)精度的影響分析栗金平,黎海青,張曉峰,張正同(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)為有效提高比例導(dǎo)引制導(dǎo)反坦克導(dǎo)彈近射程作戰(zhàn)能力,需研究制導(dǎo)剛度受限時(shí),不同結(jié)構(gòu)自動(dòng)駕駛儀對(duì)制導(dǎo)精度的影響。首先對(duì)反坦克導(dǎo)彈比例導(dǎo)引制導(dǎo)系統(tǒng)形式進(jìn)行了闡述;然后給出常用的自動(dòng)駕駛儀,并對(duì)不同自動(dòng)駕駛儀的動(dòng)態(tài)性能進(jìn)行對(duì)比分析;最后分析對(duì)應(yīng)的線性比例導(dǎo)引制導(dǎo)系統(tǒng)模型,得出在制導(dǎo)剛度受限條件下,阻尼回路自動(dòng)駕駛儀對(duì)應(yīng)制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)精度最高。比例導(dǎo)引

饋H∞控制自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)屈秀敏，劉珊中，劉永斌（河南科技大學(xué)信息工程學(xué)院，河南洛陽471023）針對(duì)傾斜轉(zhuǎn)彎（BTT）導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀的抗干擾性和魯棒性問題，以考慮耦合的情況下建立的更接近于實(shí)際的導(dǎo)彈數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ)，將通道間的耦合作為干擾，在彈道特征點(diǎn)上對(duì)導(dǎo)彈模型進(jìn)行解耦和線性化，得到各個(gè)通道的數(shù)學(xué)模型；設(shè)計(jì)基于線性矩陣不等式（LMI）的狀態(tài)反饋H∞控制自動(dòng)駕駛儀，搭建全耦合狀態(tài)下的三通道仿真模型，并進(jìn)行聯(lián)合仿真研究。結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的狀態(tài)反饋H∞控制自動(dòng)駕駛

穩(wěn)定火箭彈自動(dòng)駕駛儀進(jìn)行了設(shè)計(jì),對(duì)彈道上不同飛行高度和不同飛行速度條件下的自動(dòng)駕駛儀響應(yīng)進(jìn)行仿真研究,結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的自動(dòng)駕駛儀能夠保證控制系統(tǒng)的性能穩(wěn)定。靜不穩(wěn)定；制導(dǎo)火箭彈；自動(dòng)駕駛儀0 引言未來信息化戰(zhàn)爭(zhēng)的基本作戰(zhàn)樣式是一體化聯(lián)合作戰(zhàn),其本質(zhì)是一體化聯(lián)合火力作戰(zhàn),縱觀世界各軍事強(qiáng)國(guó),均把增加火力裝備射程,奪取射程優(yōu)勢(shì)作為競(jìng)相追逐的目標(biāo)。制導(dǎo)火箭彈以射程遠(yuǎn)、精度高、機(jī)動(dòng)性好而著稱,是陸軍有效融入一體化聯(lián)合火力作戰(zhàn)體系的骨干裝備[1]。美國(guó)的GMLRS

基于模型的自動(dòng)駕駛儀軟件開發(fā)章 枧1,徐 軍1,杜 宇1,倪笑宇2(1.北京理工大學(xué),北京 100081;2.河北建筑工程學(xué)院,河北 張家口 075000)針對(duì)傳統(tǒng)自動(dòng)駕駛儀軟件開發(fā)效率低、周期長(zhǎng)、成本高及難度高的缺點(diǎn),提出基于模型的自動(dòng)駕駛儀軟件開發(fā)方法。詳細(xì)介紹了利用MatLab/Simulink自動(dòng)代碼生成技術(shù)進(jìn)行自動(dòng)駕駛儀軟件開發(fā)的完整過程,對(duì)自動(dòng)生成的代碼進(jìn)行了分析及整合,最后利用嵌入式平臺(tái)MSP430進(jìn)行功能性驗(yàn)證具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。自動(dòng)駕

）考慮導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性的H∞導(dǎo)引律孟克子，周荻（哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，黑龍江哈爾濱150001）為攔截機(jī)動(dòng)目標(biāo)并克服導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性對(duì)制導(dǎo)性能的不利影響，提出一種考慮自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性的H∞魯棒導(dǎo)引律。將綜合制導(dǎo)與自動(dòng)駕駛儀2階動(dòng)態(tài)特性的3階線性時(shí)變狀態(tài)方程表示為多面體線性參變系統(tǒng)，應(yīng)用線性矩陣不等式（LMI）方法設(shè)計(jì)了具有參數(shù)依賴增益的線性狀態(tài)反饋形式的新型H∞魯棒導(dǎo)引律，參數(shù)依賴增益中的系數(shù)是通過求解以LMI為約束的凸優(yōu)化問題得到的。仿真

兩回路/三回路駕駛儀對(duì)閃爍背景下制導(dǎo)精度的影響王廣帥, 林德福(北京理工大學(xué)宇航學(xué)院, 北京 100081)針對(duì)閃爍噪聲成為雷達(dá)末制導(dǎo)段主要隨機(jī)誤差之一,從控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的角度研究了閃爍背景下制導(dǎo)精度改進(jìn)問題。建立了閃爍噪聲作用下的制導(dǎo)控制模型,模型中引入了平臺(tái)導(dǎo)引頭動(dòng)力學(xué),研究了閃爍噪聲對(duì)制導(dǎo)指令的影響;將控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)指標(biāo)選擇為時(shí)域/頻域混合的設(shè)計(jì)指標(biāo),選用開環(huán)穿越頻率約束下極點(diǎn)配置方法完成了兩回路/三回路過載駕駛儀的設(shè)計(jì),研究了不同控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)指標(biāo)下的比

過于疲勞。自動(dòng)駕駛儀的工作方式由方式選擇板(MCP)控制。在現(xiàn)代飛機(jī)上，自動(dòng)駕駛儀的控制板一般位于駕駛艙的遮光板上。方式選擇板上的按鈕和旋鈕用于不同的工作模式和接通與斷開自動(dòng)駕駛儀。關(guān)鍵詞飛機(jī)；自動(dòng)駕駛系統(tǒng)飛機(jī)能夠自動(dòng)自動(dòng)駕駛還有賴于人們發(fā)明了自動(dòng)駕駛儀，早期人們發(fā)明的自動(dòng)駕駛儀比較簡(jiǎn)單，主要是由陀螺儀、加速度計(jì)以及高度表等檢測(cè)設(shè)備，加上簡(jiǎn)單的電路組成。飛機(jī)正常飛行狀態(tài)下，陀螺儀就按照預(yù)定的參數(shù)進(jìn)行工作，如果飛機(jī)偏離了正常軌道，陀螺儀的參數(shù)就會(huì)發(fā)生改變，這

)不同過載自動(dòng)駕駛儀的對(duì)比研究姜易陽(北京機(jī)電工程研究所，北京100074)針對(duì)三種不同結(jié)構(gòu)的過載自動(dòng)駕駛儀進(jìn)行了對(duì)比研究，推導(dǎo)了駕駛儀控制回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)，并對(duì)閉環(huán)穩(wěn)態(tài)誤差進(jìn)行了分析?；跇O點(diǎn)配置方法，設(shè)計(jì)了自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)。在此基礎(chǔ)上，研究了各駕駛儀控制回路對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)延遲、非線性環(huán)節(jié)以及測(cè)量噪聲的響應(yīng)特性，并進(jìn)行了對(duì)比分析，為飛行器過載自動(dòng)駕駛儀的選型和設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。過載自動(dòng)駕駛儀；三回路；偽攻角反饋0 引言自動(dòng)駕駛儀是飛行器的重要組成部分

環(huán)控制結(jié)構(gòu)自動(dòng)駕駛儀、純比例導(dǎo)引律為例，從自動(dòng)駕駛儀的角度分析了導(dǎo)引頭耦合度(隔離度)對(duì)控制系統(tǒng)的影響。耦合度通過改變自動(dòng)駕駛儀內(nèi)部的結(jié)構(gòu)參數(shù)，極大地影響了控制系統(tǒng)性能，從而引發(fā)一系列其他相關(guān)問題。導(dǎo)引頭；隔離度；自動(dòng)駕駛儀0 引言在準(zhǔn)確打擊移動(dòng)目標(biāo)領(lǐng)域，很多武器采用了隨動(dòng)導(dǎo)引頭、比例導(dǎo)引法末制導(dǎo)模式。但此模式下過大的導(dǎo)引頭耦合度對(duì)控制系統(tǒng)的影響很大，較大程度地限制了控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的自由度，所以有必要對(duì)其進(jìn)行詳細(xì)的機(jī)理分析。目前相關(guān)文獻(xiàn)，基本上均是將自動(dòng)駕駛

控制的導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)*趙艷輝,閆 亮,張公平(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院控制所,河南洛陽 471009)為了提高經(jīng)典三回路自動(dòng)駕駛儀的性能，對(duì)采用尾舵控制的彈體對(duì)象設(shè)計(jì)了切換增益變結(jié)構(gòu)控制自動(dòng)駕駛儀。采用切換增益變結(jié)構(gòu)控制的閉環(huán)響應(yīng)特性對(duì)彈體參數(shù)的變化不敏感。控制量是光滑的避免了對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)有害的頻繁切換。采用增益調(diào)度技術(shù)可以容易的獲得全空域的控制器設(shè)計(jì)。仿真結(jié)果表明了設(shè)計(jì)方法的有效性。自動(dòng)駕駛儀;變結(jié)構(gòu)控制;切換增益;飛行控制系統(tǒng)0 引言三回路駕駛儀憑借其簡(jiǎn)單

當(dāng)考慮飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀影響時(shí)，飛機(jī)的縱向飛控系統(tǒng)方框圖如圖1所示。圖1 飛機(jī)的縱向飛控系統(tǒng)方框圖圖1中的大氣紊流為Dryden模型［2］，是用白噪聲生成器信號(hào)經(jīng)轉(zhuǎn)化而形成的。紊流強(qiáng)度是超越概率的函數(shù)。本算例采用的紊流強(qiáng)度為σw=3 m/s，σw為紊流速度的均方差，其超越概率為10-3，這表明飛行中遇到這樣紊流強(qiáng)度情況是可能的。反饋通道的參數(shù)包括俯仰角、俯仰角速度、高度差和高度變化量。圖2、圖3分別為大氣紊流模型的切向和法向速度在紊流區(qū)內(nèi)的變化情況，由于高空大

輸入受限和自動(dòng)駕駛儀延遲的自適應(yīng)滑模制導(dǎo)律宋俊紅，宋申民（哈爾濱工業(yè)大學(xué) 控制理論與制導(dǎo)技術(shù)研究中心，哈爾濱 150001）在輸入受限的情況下，為了滿足導(dǎo)彈攔截機(jī)動(dòng)目標(biāo)時(shí)高精度制導(dǎo)的需求，首先建立了滿足輸入受限和考慮導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀一階動(dòng)態(tài)特性的制導(dǎo)模型，其把目標(biāo)加速度視為未知有界的外界干擾，通過設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制估計(jì)干擾的上界來避免對(duì)干擾上界的先驗(yàn)要求，同時(shí)結(jié)合滑?？刂?，設(shè)計(jì)了一種考慮輸入受限和自動(dòng)駕駛儀延遲的自適應(yīng)滑模制導(dǎo)律，并且基于Lyapunov穩(wěn)定性理

來，三回路自動(dòng)駕駛儀結(jié)構(gòu)應(yīng)用廣泛［1］，其具有良好的系統(tǒng)穩(wěn)定性、快速性和魯棒性［2］。在三回路駕駛儀的設(shè)計(jì)中，系統(tǒng)期望閉環(huán)極點(diǎn)由時(shí)間常數(shù)、阻尼系數(shù)和自振頻率共同決定，如果能直接提出系統(tǒng)閉環(huán)自振頻率指標(biāo)，則可利用經(jīng)典極點(diǎn)配置的方法，求解設(shè)計(jì)參數(shù)［3］。但一般情況下，自振頻率的提出需要大量的工程經(jīng)驗(yàn)，往往很難準(zhǔn)確獲得;同時(shí)由于舵機(jī)、加速度計(jì)和角速率陀螺等硬件及濾波器等部件的動(dòng)態(tài)特性，對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響無法忽略，設(shè)計(jì)中需要在各硬件對(duì)應(yīng)頻率處對(duì)相位進(jìn)行有效補(bǔ)償。因

型民用飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀適航研究李 敬 張 偉（中航通飛研究院有限公司， 廣東 珠海 519000）簡(jiǎn)單介紹了某型民用飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀的適航取證過程，然后對(duì)CTSO-C198《自動(dòng)飛行導(dǎo)引與控制系統(tǒng)（AFGCS）設(shè)備技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定》和CCAR-25-R4《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》1329條的內(nèi)容進(jìn)行了分析，確定了某型飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀的適航方法。飛機(jī)；自動(dòng)駕駛儀；技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定；適航適航要求是政府對(duì)航空器的管理，要求航空器的設(shè)計(jì)制造和修理達(dá)到一定的安全水平。適航標(biāo)準(zhǔn)要求的是

引言偽攻角反饋駕駛儀是三回路過載駕駛儀的一種典型結(jié)構(gòu)[1]。與經(jīng)典的Raytheon三回路駕駛儀[2-5]相比，其增穩(wěn)回路采用偽攻角反饋，可以消除經(jīng)典三回路駕駛儀的靜差，使閉環(huán)增益精確為1，同時(shí)能保持較好的時(shí)域、頻域響應(yīng)特性以及魯棒性能，因此在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上得到廣泛的應(yīng)用。三回路駕駛儀具有加速度、姿態(tài)角(或偽攻角)、姿態(tài)角速率3個(gè)反饋回路，可以應(yīng)用極點(diǎn)配置法進(jìn)行設(shè)計(jì)[6-9]。若忽略舵機(jī)、濾波器等高頻部件動(dòng)態(tài)特性的影響，則可以建立閉環(huán)極點(diǎn)與系統(tǒng)控制增益的解析關(guān)

飛機(jī)均衡式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律設(shè)計(jì)及仿真曲東才1，林志剛2，盧建華1（1.海軍航空工程學(xué)院控制工程系，山東煙臺(tái)264001；2.92840部隊(duì)，山東膠南266405）飛機(jī)在干擾力矩或斜坡信號(hào)作用下，其比例式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律會(huì)產(chǎn)生控制靜差，難以控制飛機(jī)按預(yù)定航跡準(zhǔn)確飛行。為解決該問題，首先，簡(jiǎn)要分析均衡式自動(dòng)駕駛儀基本工作原理；然后，建立了均衡式自動(dòng)駕駛儀結(jié)構(gòu)圖，對(duì)其控制規(guī)律進(jìn)行設(shè)計(jì)；最后，進(jìn)行了大量仿真研究。仿真結(jié)果顯示，所設(shè)計(jì)均衡式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律是良

的滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)與研究范世鵬1,2,林德福1,祁載康1,路宇龍3,姚懷瑾1（1.北京理工大學(xué)宇航學(xué)院,北京 100081；2.北京航天自動(dòng)控制研究所,北京 100854；3.北京電子工程總體研究所,北京 100854）滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈廣泛采用脈寬調(diào)制（PWM）模式控制繼電式操縱機(jī)構(gòu),因此研究PWM模式在滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈控制中的應(yīng)用。給出了兩回路駕駛儀設(shè)計(jì)增益與彈體振蕩頻率、阻尼之間的關(guān)系；重點(diǎn)分析低頻PWM所帶來的控制耦合效應(yīng)特性,討論了耦合大小與彈體時(shí)間常數(shù)、自

/GPS與自動(dòng)駕駛儀交聯(lián)接口的正確性以及故障處理能力，檢測(cè)系統(tǒng)自動(dòng)導(dǎo)航控制飛機(jī)的動(dòng)態(tài)品質(zhì)和航跡保持精度，檢測(cè)側(cè)風(fēng)等干擾對(duì)系統(tǒng)航跡保持的影響，驗(yàn)證激光慣導(dǎo)提供給自動(dòng)駕駛儀的姿態(tài)信號(hào)、導(dǎo)航操縱信號(hào)的品質(zhì)及其與平臺(tái)慣導(dǎo)的一致性［7，8］，在裝備前必須對(duì)LSINS/GPS與自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)進(jìn)行交聯(lián)測(cè)試。鑒于飛行實(shí)驗(yàn)費(fèi)用過大，最初的測(cè)試往往無法進(jìn)行飛行器的搭載實(shí)驗(yàn)，因此國(guó)內(nèi)外均采用在實(shí)驗(yàn)室中搭建半物理系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試［9，10］。而仿真平臺(tái)的合理搭建對(duì)實(shí)驗(yàn)的可行性、驗(yàn)證的

先進(jìn)制造所自動(dòng)駕駛儀項(xiàng)目取得重要進(jìn)展，完成了控制系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的研制，在汽車匹配實(shí)驗(yàn)中順利實(shí)現(xiàn)對(duì)車輛轉(zhuǎn)向、制動(dòng)、油門、擋位以及燈光喇叭的智能化控制。該所研究員梅濤介紹說，此次研發(fā)的自動(dòng)駕駛儀主要包括控制系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)兩大部分?？刂葡到y(tǒng)以多核嵌入式系統(tǒng)為核心，通過控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)完成對(duì)汽車方向盤、換擋手柄、油門、離合器和制動(dòng)踏板等進(jìn)行協(xié)調(diào)操作，實(shí)現(xiàn)汽車在預(yù)定軌跡路徑上的橫向（方向）智能控制和縱向（速度）智能控制，最終實(shí)現(xiàn)自動(dòng)駕駛功能。執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要由外掛式空心環(huán)轉(zhuǎn)

采用三回路過載駕駛儀，控制形式如圖2 所示。其設(shè)計(jì)方法可見文獻(xiàn)［3-5］。圖2 三回路駕駛儀框圖對(duì)設(shè)計(jì)完成的導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀進(jìn)行頻域穩(wěn)定裕度分析。圖3 給出了相同設(shè)計(jì)條件下，舵機(jī)分別處于正操縱、基準(zhǔn)、反操縱狀態(tài)的系統(tǒng)開環(huán)(在內(nèi)環(huán)舵機(jī)處斷開)頻域特性曲線。從圖中可以看出:當(dāng)舵機(jī)出現(xiàn)反操縱時(shí)，舵機(jī)頻帶降低，同時(shí)其直流增益K ＞1。直流增益的增大使自動(dòng)駕駛儀回路開環(huán)截止頻率ωcr向高頻部分移動(dòng)，舵機(jī)頻帶的降低則使舵機(jī)在中高頻部分的相移增大。從而導(dǎo)致舵機(jī)在ωcr處引

性。三回路過載駕駛儀能夠適應(yīng)上述需求，其過載主反饋保證了快速性;增穩(wěn)回路利用“合成穩(wěn)定性”和高頻振蕩環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)解決了對(duì)靜不穩(wěn)定彈體的控制問題，同時(shí)增強(qiáng)了系統(tǒng)的魯棒性[1－7]。現(xiàn)有文獻(xiàn)大多關(guān)注在給定性能指標(biāo)下三回路過載駕駛儀的設(shè)計(jì)方法，而研究該類駕駛儀時(shí)頻特性的資料較少。Nesline 等[5]認(rèn)為三回路過載駕駛儀對(duì)飛行高度、速度以及彈體質(zhì)心變化的敏感度較低，魯棒性較強(qiáng)，并可降低雷達(dá)天線罩斜率寄生回路對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的影響。文獻(xiàn)[8 －11]提出了通過包含時(shí)域響應(yīng)

方式對(duì)滾轉(zhuǎn)自動(dòng)駕駛儀進(jìn)行設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)時(shí)使用的是在“系數(shù)凍結(jié)”、“小擾動(dòng)”等假設(shè)前提下得到的線性化彈體數(shù)學(xué)模型.導(dǎo)彈飛行過程中，高度在幾千米甚至上萬米的范圍內(nèi)變化，速度變化也非常大，空氣密度、動(dòng)壓等相關(guān)參數(shù)變化劇烈，而且是非線性的；從另一方面來看，導(dǎo)彈自身的數(shù)學(xué)模型也是非線性的.這些都對(duì)PID駕駛儀的適用性及魯棒性都提出了很大的挑戰(zhàn)，而變結(jié)構(gòu)控制是一類特殊的非線性控制，其非線性表現(xiàn)為控制的不連續(xù)性.這種控制方式與其他控制的不同之處在于系統(tǒng)“結(jié)構(gòu)”并不固定，而是

，尋的導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀必需滿足制導(dǎo)的要求，具有足夠的快速性和一定的阻尼，特別是在飛行過程中氣動(dòng)特性發(fā)生變化的時(shí)候，系統(tǒng)必須滿足上述要求。而由于受到彈上設(shè)備、執(zhí)行機(jī)構(gòu)或其它因素的限制，自動(dòng)駕駛儀無法允許彈體氣動(dòng)力特性隨意變化，需要對(duì)其進(jìn)行一定的約束，以保證尋的導(dǎo)彈能夠有效攔截目標(biāo)[1，4]。對(duì)于沒有捷聯(lián)慣導(dǎo)的導(dǎo)彈，在飛行過程中無法得到迎角和側(cè)滑角信息，因而無法根據(jù)彈體氣動(dòng)力特性隨迎角和側(cè)滑角的變化關(guān)系來調(diào)整控制增益，快速性和阻尼的要求又將約束這種變化的范圍。對(duì)

滑翔增程彈自動(dòng)駕駛儀傾斜通道引入側(cè)向加速度反饋的STT控制方法。1 自動(dòng)駕駛儀控制技術(shù)自動(dòng)駕駛儀是導(dǎo)彈的中樞指揮系統(tǒng)和穩(wěn)定控制系統(tǒng)的核心，一般由慣性器件、控制電路和舵系統(tǒng)組成，并與導(dǎo)彈彈體動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)及氣動(dòng)舵面一起構(gòu)成導(dǎo)彈穩(wěn)定控制系統(tǒng)。飛行中，駕駛儀敏感導(dǎo)彈自身在控制與干擾作用下運(yùn)動(dòng)狀態(tài)變化，并據(jù)此作出響應(yīng)，操縱導(dǎo)彈氣動(dòng)舵面和發(fā)動(dòng)機(jī)推力，使導(dǎo)彈按制導(dǎo)指令機(jī)動(dòng)［7］。根據(jù)導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)方式的不同，駕駛儀分為以下兩類：1）STT駕駛儀，即按照直角坐標(biāo)來控制彈體飛行，導(dǎo)

示后，切斷自動(dòng)駕駛儀，轉(zhuǎn)由飛行員操縱飛機(jī)避撞。不同飛行員的反應(yīng)各不相同，這樣必然對(duì)飛機(jī)躲避沖突的能力有一定的損害。所以在2009年空客公司針對(duì)A380客機(jī)的TCAS應(yīng)用提出加入自動(dòng)駕駛儀［7］，并且通過了EASA(歐洲航空局)的驗(yàn)證和批準(zhǔn)，最終使得可能發(fā)生的不確定的躲避情況有很大的改善。本文就是在對(duì)TCAS軌跡預(yù)測(cè)算法進(jìn)行了分析和計(jì)算的同時(shí)，結(jié)合前人經(jīng)驗(yàn)，在TCAS系統(tǒng)中加入Auto-Pilot(自動(dòng)駕駛儀)環(huán)節(jié)，并且對(duì)其進(jìn)行理論研究和仿真論證，使得TCA

民用飛機(jī)的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)為例，以適航審定要求為牽引，以中國(guó)民用航空規(guī)章第25部CCAR 25《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》為出發(fā)點(diǎn)，整理了相關(guān)的主要標(biāo)準(zhǔn)，分析了標(biāo)準(zhǔn)間的相互關(guān)系，并針對(duì)典型設(shè)計(jì)論述了各項(xiàng)標(biāo)準(zhǔn)在系統(tǒng)設(shè)計(jì)中所起的主要作用。1 民機(jī)自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)簡(jiǎn)介自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)是自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)中一個(gè)不可缺少的子系統(tǒng)，通過駕駛員的選擇，提供飛機(jī)姿態(tài)、航向和高度等的自動(dòng)控制。典型的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)組成主要包括計(jì)算單元和模式控制單元。先進(jìn)的計(jì)算單元均為數(shù)字式設(shè)備，主要用來實(shí)

裝置稱為“自動(dòng)駕駛儀”。這種儀器在平直飛行中，可以代替飛行員執(zhí)行駕駛飛機(jī)的任務(wù)。因此，也可以把這種儀器看作是一種專用的自動(dòng)化“機(jī)器人”。應(yīng)用自動(dòng)駕駛儀駕駛的轟炸機(jī)，可以配合雷達(dá)瞄準(zhǔn)器準(zhǔn)確地投彈轟炸。高速戰(zhàn)斗機(jī)上安裝自動(dòng)駕駛儀后，可以更準(zhǔn)確地瞄準(zhǔn)敵機(jī)進(jìn)行射擊。圖1上畫的是可以自動(dòng)起飛，自動(dòng)瞄準(zhǔn)目標(biāo)進(jìn)行射擊甚至可以自動(dòng)著陸的現(xiàn)代高速戰(zhàn)斗機(jī)。在這種飛機(jī)上駕駛員的中心任務(wù)只是判斷情況，作出必要的決定而已。圖1自動(dòng)化起飛和著陸的戰(zhàn)斗機(jī)民用飛機(jī)上使用自動(dòng)駕駛儀后不但可