作者简介：胡长丹（1980-），男，湖北武汉，工程师，硕士，研究主任：计算机仿真。于最优LQR控制的思想，恒温阀芯提出了巡航导弹BTT控制的设计方法。
先，基于巡航导弹的空气动力学形状和飞行特性建立数学模型。后，根据导弹控制器的设计要求，以合理的方式选择状态变量，并利用集成的LQR控制设计最优控制律。
终模拟结果表明，导弹可以是静态自由的。循过载和侧倾指令，可有效抑制侧滑角的产生。着空战时代的到来，STT导弹由于其低空气动力效率而无法满足战术导弹对远程，高负荷和高机动性的日益增长的需求，并且BTT控制技术可以改善和提高导弹的空气动力学效率。范围和其他性能指标已得到重视。用BTT控制技术的导弹在机动性，稳定性，升力/阻力特性以及与冲压喷气发动机先进进气口设计要求的兼容性方面均具有无与伦比的优势。
前，国内外学者和设计工程师已经对BTT导弹飞行控制系统的设计进行了大量的成功研究。献[1，2]首先提出了一种经典的设计方法，该方法忽略了系统中存在的交叉耦合，分别设计每个通道，然后在系统中添加一个协调分支以抵消耦合效应。考文献[3]认为交叉耦合是BTT导弹自动驾驶仪设计中的一个未知干扰，并独立实现了俯仰和偏航通道自动驾驶仪的自适应抗干扰设计，因为这种方法具有良好的效果。干扰能力。
此，各种耦合效应对系统性能指标的影响可以限制在允许范围内。考文献[4]使用SISO方法设计了BTT导弹自动驾驶仪。
先，三个通道之间的耦合已被忽略。
用频率法和根轨迹法设计了三通道自动驾驶仪。仰和横滚通道的性能对于满足设计要求是必需的。航通道响应速度至少与运行通道一样快，制导系统生成俯仰加速度和侧倾角命令，偏航通道起协调作用，并且系统控制具有小的侧滑角，可实现BTT控制。是，鉴于巡航导弹的空气动力学形状不对称以及高角滚转速度的特性，三个导弹通道，特别是偏航通道之间存在强烈的运动，惯性和空气动力学交叉耦合滚。此基础上，本文提出了一种基于状态空间技术的线性二次调节器设计方法，并通过仿真进行了验证分析。于具有高长宽比的机翼和与飞机对称的空气动力学轮廓的巡航导弹（飞机型），存在具有固体偏航通道的空气动力学横向耦合，主要包括：侧向滑动角（斜吹）转矩）mβx，由角偏航角速度引起的侧倾力矩mωyx和由角倾角速度产生的侧倾力矩mωxy。弹的质量，旋转惯性，速度，大气参数等。
认为是特征点的常数。
式中每个符号的定义在此不再赘述，请参考文献[4]。图中，A，B，C代表巡航导弹各通道受控对象的特性，并添加了舵机的等效模型。
中：= r-y，r是参考条目。偏角<20度，舵机角速度<150度/ s。据动态经验计算，飞行高度h = 3000m，飞行速度V = 460m / s（1.38Mach），每个通道的权重表Q和R是根据性能要求合理选择的/ s2的机动对应于侧倾角指令γc= 90deg和过载指令ay = 100m / s2。
真曲线表明，遵循过载指令的系统过渡时间约为0.3 s，稳态误差为0，侧倾角指令的过渡时间随访时间约为0.5 s，稳态误差为0，侧滑角β<0.6°，运行通道的上升时间tr <0.1 s，方向舵在三个方向上的偏转范围也比较稳定，限于空间，仅给出了电梯的变化曲线和电梯的旋转角速度。有性能额定值均在给定设计要求的范围内，并满足控制器设计要求。
LQR最优控制的原理清晰，易于实现且工程能力强。文针对具有高侧倾角速度和高斜吹力矩的BTT巡航导弹的飞行，分别建立了导弹俯仰通道和侧倾通道的数学模型。于状态空间，使用集成的LQR方法。计了控制器，仿真的最终结果证明了该方法的有效性，在工程上具有重要的现实意义。
本文转载自
恒温阀芯 https://www.wisdom-thermostats.com