导航制导与控制课件1
制导与控制系统原理
1.角度鉴别力：是制导系统对同一距离上，不同方位的两个目标的分辨能力，一般用能够分辨出的两个目标与控制点连线间的最小夹角Δφ表示。
2.红外成像制导系统：红外成像制导系统利用红外探测器探测目标的红外辐射，获取红外图像进行目标捕获与跟踪，并将导弹引向目标，它探测的是目标和背景间微小的温差或辐射频率差引起的热辐射分布图像。
3.理想弹道：如导弹的外形及参数是理想的，发动机的推力是额定的，控制系统（包括导弹本身）既无惯性有无延迟，大气条件符合标准，目标特性也是确定的，则按给定初始条件计算出的弹道称为理想弹道。
4.遥控指令制导：遥控指令制导是从制导站向导弹发出引导指令信号，送给弹上控制系统，把导弹引向目标的一种遥控控制导方式。
特点：制导设备分为制导站引导设备和弹上控制设备两部分。
制导站设备有目标、导弹观测跟踪装置，指令形成装置，指令发射装置等。
弹上设备包括指令接收装置，弹上控制系统。
根据指令传输形式的不同，遥控指令制导分为有线指令制导和无线电指令制导两类。
5.攻角 ：速度向量vd在弹体纵向对称平面的投影与弹体纵轴间的夹角称为攻角，弹体纵轴在速度向量投影上方时，攻角为正。
6.比例导引法：保持导弹速度矢量转动角速度与目标视线转动的角速度成一定比例的引导方法，叫比例导引法。
7.串联复合制导：串联复合制导就是在导弹飞行弹道的不同段上，采用不同的制导方法。
8.导弹的动态特性：导弹的动态特性，就是指偏转舵面或导弹受扰动时导弹运动的动力学特性，通常是指没有控制系统作用时，导弹的稳定性和操纵性。
9.测角仪：测角仪是具有测量坐标系并可用来测定空间运动体（目标或导弹）在该坐标系中所处位置的仪器，它的输入量为被测量的目标（导弹）坐标变化的信息，它将输入量与测量坐标系的基准信息进行比较，并产生误差信号，经放大与转换之后，生成与角误差信号相对应的电信号。
10.并联复合制导：并联复合制导就是在导弹的整个飞行过程中，或者在弹道的某一段上，同时采用几种制导方式。
航天飞机的制导与控制(ppt 70页)
天 飞 机 首 飞 记 录 片
“
哥 伦 比 亚 ” 号 航
航天飞机系统整体外形结构如图10.1所示。轨道器 驮在外储箱上，两台固体火箭助推器则平行地挂在外储 箱的两侧。当航天飞机竖立在发射台上时，整个系统依 靠助推器的尾裙支撑。整个系统全长56．14 m，高 23.34 m，起飞总质量2 000 t多，海平面的起飞总推力 为31,400 kN。航天飞机系统的整体几何尺寸也如图 10.1所示。下面分别针对航天飞机系统的三大部件：轨
轨道器由前、中、尾三段机身组成，如图10.2所示。 前段结构可分为头锥和乘员舱两部分，头锥处于航天飞 机的最前端，具有良好的气动外形和防热系统，前段的 核心部分是处于正常气压下的乘员舱。这个乘员舱又可 分为三层：最上层是驾驶台，有4个座位，中层是生活舱， 下层是仪器设备舱。乘员舱为航天员提供宽敞的空间， 航天员在舱内可穿普通地面服装工作和生活。一般情况 下舱内可容纳4至7人，紧急情况下也可容纳10人。
9．加速度计
在轨道器前电子设备舱装一套横向和法向加速度计， 用来测量和控制航天飞机的过载。加速度计量程为±1g， 精度为±0．06g。
总之，航天飞机上共配置以上9种敏感器30套，共 40个。
10.2.2 航天飞机系统的执行机构
1．主发动机和外储箱
航天飞机的主发动机采用的是当今世界上最先进的 高压补燃氢氧发动机。航天飞机的主发动机是一种可重 复使用的、高性能、可调节推力的液体推进剂火箭发动 机，它为航天飞机提供主要推力。每一架航天飞机上装 有三台主发动机，发动机的结构完全一样，它们的配置 位置如图10.2所示，位于轨道器的尾部。为了严格监控 三台主发动机的工作状态并调节其推力的大小和方向， 每台主发动机都有一套可整体更换的发动机电子控制器，
导航制导与控制课件2第二章和第三章教材
和一组期望的闭环特征值，要确定反馈增益矩阵k，使
成立
（2）传递函数阵的极点配置 以二届系统为例，给定受控系统传递函数矩 阵：
以及系统理想指标 ，确定反馈增 益阵k，使系统满足用理想性能指标。
第三章 导弹的基本特性
3.1 导弹的基本要求
3.1.1导弹的速度特性
1 t I. 导弹平均飞行速度 vD vD (t ) dt t 0 导弹达到遭遇点的平均速度： 导弹沿着确定弹道飞行，其可用过载取决于导弹速度和大 气密度，导弹可用过载随速度增大而增大，为保证导弹可 用过载，要求有较高的平均速度。 II. 导弹加速性 受导弹最小杀伤距离的限制，要提早进行制导控制。若导 弹很快加速到一定速度，导弹舵面的操纵效率尽快满足控 制要求，就可提前进行制导控制。引入推力矢量控制，导 弹在低速段也有较好的操纵性，加速性要求可适当放宽。
最大可用过载的确定
2.
3.1.3导弹的阻尼
一般情况下，战术导弹的过载和迎角的超调量不应 超过某些允许值，这些允许值取决于飞行器的强度、空气 动力特性的线性化以及控制装置的工作能力。允许的超调 0.35 量通常不超过30%，与飞行器相对阻尼系数 相对应。无人驾驶飞机通常不能保证相对阻尼系数有这样 高的数值。很多导弹的低阻尼特性是由于导弹的小尾翼， 有时其展长也很小，常常在很高的高空飞行也决定这一特 性。 当高空飞行时，增加展长和翼面来增加空气动力阻尼 是不可能的。可利用飞行器包含的角度反馈或者角速度角 加速度反馈的方法来保证。此种方法的优越性：由于尾翼 的减少，导致飞行其质量的减轻、正面阻力减小以及飞行 器结构上载荷的减少。
2.1.2反馈校正
特点： ① 消弱非线性特性的影响 ② 减小系统的时间常数 ③ 降低系统对参数变化的敏感性 ④ 抑制系统噪声 进行反馈校正设计时，需要注意内贿赂的稳定性。
导航定位系统1精品PPT课件
根据接收信号的幅值极值的方向，建立接收信号幅度与 导航角的关系，从而测出电台航向
例如：无线电信标、指点信标 、无线电定向机 、伏尔
15
定位原理
5.3 陆基无线电导航系统
测距导航定位
利用无线电波恒速直线传播的特性，运载体和地面导 航台上各安装一套接收机和发射机
概述 自主式导航定位系统 陆基无线电导航定位系统 卫星导航定位系统 组合导航系统 其它导航定位系统 发展趋势
1
基本概念
5.1概述
导航
引导飞机、舰船、车辆或人员等运载体沿事先规定的路线， 准时地到达目的地的过程
实现导航功能的系统称为导航系统
定位
在规定的坐标系中确定运载体位置的过程 实现定位功能的系统称为定位系统
工作过程
标定、初始对准、状态初始化和当前状态计算
8
惯性系统
5.2自主式导航定位系统
惯性仪表
陀螺仪：检测运动载体在惯性空间中的角运动
机电陀螺仪：液浮陀螺仪、挠性陀螺仪、静电陀螺仪 光学陀螺仪：激光陀螺仪和光纤陀螺仪 微机械陀螺仪
加速度计：检测运动载体在惯性空间中的线运动
常用：液浮摆式、挠性、石英挠性加速度计 新型：激光、光纤、振弦、石英振梁、静电和微机械加速度计
导航信息更新率
单位时间内提供导航定位数据的次数
4
系统类型
根据导航信息的产生方式 自主式导航系统
惯性导航系统 多普勒导航系统 地形辅助导航系统
他备式导航系统
陆基导航系统 卫星导航系统
组合导航系统 相对导航定位系统
5.1概述
5
惯性系统
5.2自主式导航定位系统
导航制导与控制课件1
遥控指令制导系统中，由指挥站的导引设备同时 测量目标、导弹的位置和运动参数。并在指挥站 形成指令，该指令送到弹上，弹上控制系统操纵 导弹飞向目标。如图：
遥测制导的精度较高，一般应用于空空、空地导 弹，有些战术、巡航导弹也用遥控指令修正其航 向。
1.3.4复合系统 以上三种制导系统各有优点缺点，当要求较高时 ，根据目标特性和要完成的任务，可以以不同的 方式组合起来，以长去短，提高系统性能。例如 ：导弹飞行初段用自主制导，将其导引到要求的 区域。中段用遥控指令制导，精确地将导弹引导 目标附近。末段用自动寻的制导。以此提高系统 作用距离，提高了制导精度。
n N /G
1.1飞行器控制的基本原理
（2）控制力矩 为获得在大小和方向上所需要的法向力，必 须调整飞行器在空间的角位置。 俯仰和偏航力矩可以由空气动力产生（如： 空气舵、旋转弹翼和阻流板）或用反作用力产生 （如：燃气舵和推力矢量发动机等）。 相对体轴倾斜控制力矩可以用副翼、空气舵 、燃气舵、差动旋转弹翼、阻流板和推力矢量发 动机产生。
导航制导与控制概论
李惠峰
参考书目：
《现代导弹制导控制系统设计》 航空工业出版社 杨军等编著
课程要求：
考核方式：
第一章
绪论
1.1飞行器控制的基本原理
飞行器控制的目的：
将飞行器引向目标或按给定弹道飞行。
飞行器控制的任务： 通过改变作用在飞行器上的力和力矩， 来改变飞行器的速度。（包括大小及方向）
1.1飞行器控制的基本原理
1.1飞行器控制的基本原理
1.1.3飞行控制系统组成
① 稳定系统 维持飞行器所需角位置及角运动。 ② 制导系统 用来给出飞行器质心运动规律， 用改变相应法向控制力的方法保证飞行。 ③ 速度控制系统 改变切向力以保证飞行速度 所需的变化规律。
导航、制导与控制概要
导航、制导与控制081105一．学位点简介该学科现有教授6名，副教授9名，具有博士研究生学历的教师12名，入选“浙江省跨世纪学术技术带头人培养人员”的教师3名，入选“浙江省高校中青年学科带头人”的教师4名。
近年来，本学科承担国家杰出青年科学基金、国家自然科学基金、国家863计划以及国家教育部、浙江省科技攻关、浙江自然科学基金等项目30余项，出版学术专著4部，在国内外权威学术期刊和会议上发表学术论文300多篇，被SCI、EI等收录100余篇次。
有20余项科研成果获得应用，取得了显著的经济和社会效益，多项型号产品装备部队。
成果达到国际先进水平，获各类科技成果奖励10余项。
目前着重研究以现代控制理论为基础，以计算机和网络技术为手段，自动控制与信息管理一体化的导航、制导与控制的理论与方法。
本学位点拥有浙江省政府投资建设的计算机网络控制研究生实验室，用于研究生培养和教师的科研工作。
目前在先进控制策略、网络控制系统的建模、分析与设计、嵌入式系统、数字随动系统等方面的研究达到国际先进水平。
学位点与澳大利亚、新加坡、美国、香港、英国以及内地的众多高校有着密切的合作关系，为优秀研究生的继续深造和合作培养提供途径。
学位点负责人：何熊熊二．研究方向01.计算机先进控制技术02.智能机器人03.网络控制系统的设计、优化与调度04.计算机控制系统的集成与优化05.数据挖掘与信息融合06.数字随动系统07.综合自动化系统设计与开发08.先进控制软件的设计与开发09.数字滤波与估计三、拟招生人数：10名四、初试考试科目1.政治2.英语3.数学一4.自动控制理论或微机原理及应用或信号处理与系统五、初试参考书目1.自动控制理论：《自动控制原理》（第1版）（第1-5章）王万良编著科学出版社20012.微机原理及应用：《新编16/32位微型计算机原理与应用》（第3版）李继灿主编清华大学出版社20043.信号处理与系统：《信号与系统》（第2版）A.V.Oppenheim 编著刘树棠译西安交通大学出版社1998；《数字信号处理》（第2版）丁玉美西安电子科技大学出版社2001六、复试科目及参考书目1.复试科目：综合面试七、同等学力加试科目及参考书目1.加试科目：自动控制理论、微机原理及应用、电路原理、电子技术、信号处理与系统选2门（不与考试科目重复）2.自动控制理论：《自动控制原理》（第1版）（第1-5章）王万良编著科学出版社20013.微机原理及应用：《新编16/32位微型计算机原理与应用》（第3版）李继灿主编清华大学出版社20044.信号处理与系统：《信号与系统》（第2版）A.V.Oppenheim 编著刘树棠译西安交通大学出版社1998；《数字信号处理》（第2版）丁玉美西安电子科技大学出版社20015.电路原理：《电路》（第四版）邱关源主编高等教育出版社20046.电子技术：《电子技术基础（模拟部分）》（第四版）康华光高等教育出版社2004；《数字电子技术基础》（第四版）阎石编高等教育出版社2003八、是否面向港澳台招生是□否九、备注无十、学院、联系人、联系电话信息工程学院戴莹85290371学位点负责人签字：学院负责人签字：学院公章。
航天飞机的制导与控制课件
控制系统的应用
发射与入轨控制
确保航天飞机准确进入预定轨 道，降低发射失败的风险。
在轨操作控制
操控航天飞机在轨道上的变轨 、对接和释放卫星等任务。
返回着陆控制
使航天飞机在完成在轨任务后 安全返回地面。
航天员生命保障
确保航天员在发射、在轨和返 回过程中的生命安全。
04
航天飞机的制导与控制 技术
自动控制系统技术
03
航天飞机的控制系统
控制系统的组成
导航系统
用于确定航天飞机的位 置和航向，确保其准确 进入轨道和返回地面。
推进系统
包括主发动机和姿态控 制发动机，用于产生推 力，控制航天飞机的速
度和方向。
姿态控制系统
通过使用反作用力矩和 推力矢量控制，保持航
天飞机的稳定姿态。
生命保障系统
提供氧气、水和食物等 必需品，确保航天员的
航天飞机的制导与控制 课件
目录 CONTENT
• 航天飞机制导与控制概述 • 航天飞机的制导系统 • 航天飞机的控制系统 • 航天飞机的制导与控制技术 • 航天飞机的制导与控制挑战与解
决方案 • 航天飞机的制导与控制案例研究
01
航天飞机制导与控制概 述
定义与特点
定义
航天飞机制导与控制是指通过一系列 的导航、控制和指令系统，引导航天 飞机从发射、运行到返回和着陆的全 过程。
自动控制系统技术是航天飞机制导与 控制的核心，它能够自动调整航天飞 机的姿态、速度和高度等参数，确保 航天飞机按照预定轨迹飞行。
自动控制系统技术包括自动控制系统 设计、控制算法开发、传感器数据处 理等方面的内容，是实现航天飞机精 确制导与控制的关键。
导航定位技术
导航定位技术是航天飞机制导与控制 的重要组成部分，它能够确定航天飞 机的位置、航向和速度等信息，为制 导与控制提供基础数据。
空间站的控制技术
图11．2 “和平号”空间站结构组 成
对接舱位于空间站前部，也作为过渡舱。空间站共 有6个对接口，其中5个在对接舱上，1个在前端，4个在 四周。
生活舱前部与对接舱相连，后部与工作舱相接，舱 内设有乘员室，每个乘员都有一个小房间，房内配有桌 子、沙发椅、睡袋、舷窗和球形盥洗问各一个。舱内空 气系常压、温度保持在28℃左右。
空间站的构型有早期采用的舱段式、目前使用的复 合式和将要采用的桁架挂舱式3种。
“礼炮号’’、“天空实验室”和“空间实验室”3 种空间站都属于舱段式构型。它们由各种不同形状和尺 寸的多个舱段组成，入轨后自行展开，勿须航天员出舱 组装。
“宇宙号”和“礼炮号”组成的轨道复合体，以及前 苏联发射的“和平号”空间站均属于复合式构型，它们 由多个舱段在空间交会对接后组成。复合式构型是舱段 式构型发展的必然结果，复合式构型可以反复复合，最 后组成庞大的空间站体系。
太 空 食 品
工作舱与生活舱相连接，它包括指令和控制室。
最后部分是服务舱，舱内装有燃料箱和轨道与姿 态控制发动机等装置，特别是两台安装尾部的主发动 机用于空间站的轨道机动。空间站第六个对接口就在 服务舱的尾部。
2．“自由号”空间站
图11.3 “自由号”永久性载人空间站结构组成
80年代初美国国家航空航天局研制成功航天飞机以 后，就开始永久性载人空间站的概念研究。1984年美国政 府批准“自由号”永久性载人空间站的计划。这个计划现 在已发展成为目前由美国、俄罗斯、欧洲空间局、加拿大 和日本共同参加的国际合作计划，即目前正在建造和在轨 组装的国际永久性载人空间站，简称为国际空间站。
国际空间站
目前世界上美国、俄罗斯、加拿大、日本、欧洲等 国正在联合建设更大规模的新型空间站——国际空间站。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
1.1飞行器控制的基本原理
1.1.1 作用在飞行器上的力和力矩 （1）切向和法向控制力 通常情况下，作用于飞行器上的力是发动机推力 、空气动力和重力。为控制飞行，需改变发动机 推力和空气动力的合力。 过载矢量：控制力与飞行器重力之比
切向控制力：作用在飞行器运动方向上的力。（ 用来控制飞行速度） 法向控制力：飞行器上垂直于速度矢量的力。（ 用来改变飞行方向）
导航制导与控制概论
李惠峰
参考书目：
《现代导弹制导控制系统设计》 航空工业出版社 杨军等编著
课程要求：
考核方式：
第一章
绪论
1.1飞行器控制的基本原理
飞行器控制的目的：
将飞行器引向目标或按给定弹道飞行。
飞行器控制的任务： 通过改变作用在飞行器上的力和力矩， 来改变飞行器控制的基本原理
（2）控制力矩 为获得在大小和方向上所需要的法向力，必 须调整飞行器在空间的角位置。 俯仰和偏航力矩可以由空气动力产生（如： 空气舵、旋转弹翼和阻流板）或用反作用力产生 （如：燃气舵和推力矢量发动机等）。 相对体轴倾斜控制力矩可以用副翼、空气舵 、燃气舵、差动旋转弹翼、阻流板和推力矢量发 动机产生。
1.3.2自动寻的制导系统 利用目标辐射或反射的能量（如电磁波、红外线 、激光、可见光等），靠弹上制导设备测量目标 和导弹的相对运动参数，按照确定关系直接形成 制导指令，导引导弹飞行。如图：
自动寻的制导与自主制导的区别是大炮弹与目标 之间有联系，即由导弹观测信道。
此方式可以使导弹攻击高速目标，制导精度高， 但是作用距离有限，并且容易受到外界的干扰。 自动寻的制导一般用于空空导弹、地空导弹、空 地导弹和某些弹道导弹、巡航导弹的飞行末端， 以提高末段制导精度。
1.5对控制系统的要求
I. II. 制导精度 对目标的分辨率
III. 反应时间 IV. 控制容量
V.
抗干扰能力和生存能力
VI. 可靠性和可维修性
1.6飞行控制系统的品质标准
I. II. 稳定性 过渡过程中的系统品质（阻尼、快速性、稳 态误差）
III. 系统对谐波作用的相应 ① 稳定裕度 ② 闭环系统频率特性 ③ 控制信号频率 ④ 控制信号经过闭环自动调节系统的过程
1.3.3遥控系统
由导弹以外的指挥站向导弹发出导引信息的制导 系统。导引信息可能是制导指令或导弹的位置信 息。遥测制导又分为驾束制导和遥测指令制导。 驾束制导：指挥站发出波束（如无线电、激光波 束等）指示导弹位置，导弹在波束内飞行。弹上 制导设备能感知它偏离波束中心的方向和距离， 并产生相应导引指令，操纵导弹飞行目标。如图
1.1飞行器控制的基本原理
1.1飞行器控制的基本原理
1.1.3飞行控制系统组成
① 稳定系统 维持飞行器所需角位置及角运动。 ② 制导系统 用来给出飞行器质心运动规律， 用改变相应法向控制力的方法保证飞行。 ③ 速度控制系统 改变切向力以保证飞行速度 所需的变化规律。
1.2制导系统功用和组成
制导系统分为导引和控制两大系统： I. 导引系统 此系统用来测定或探测导弹相对目标或发射 点的位置。由导弹、目标位置、运动敏感器 （或观测器）及导引指令形成装置等组成。 II. 控制系统 此系统用来响应导引系统的指令信号，产生 作用力迫使导弹改变航向，使导弹沿着要求 弹道飞行。另一项重要任务是稳定弹道飞行 。控制系统由导弹姿态敏感元件、操纵面位 置敏感元件、计算机、作用装置和操纵面等 组成。
开环控制系统不适于飞行控制： ① 操纵机构偏转和弹道参数之间所要求的相互联系， 在随机干扰力和力矩作用下，经常是保持不了的。 ② 若对目标的运动情况事先不知道，给出保证完成指 定任务的操纵机构偏转程序是不可能的。在飞行器 上，存在着干扰力和力矩。 反馈系统的优点： ① 更加精确的传输控制作用。 ② 良好的干扰抑制性能。 ③ 对不可预测环境的适应能力，对系统参数变化具有 更低的灵敏度。
结束 谢谢
1.1飞行器控制的基本原理
（3）干扰力和干扰力矩
根源： ① 发动机推力偏心及各种生产误差（飞行器不 对称、弹体偏差等）。 ② 风对飞行器的影响。 ③ 操纵机构偏转误差造成的干扰力和干扰力矩 （设备工作的误差、设备参数、相对额定值 的偏离、飞行控制系统元件和线路中引起的 各种假信号等等）。
1.1.2反馈在飞行控制中的应用
遥控指令制导系统中，由指挥站的导引设备同时 测量目标、导弹的位置和运动参数。并在指挥站 形成指令，该指令送到弹上，弹上控制系统操纵 导弹飞向目标。如图：
遥测制导的精度较高，一般应用于空空、空地导 弹，有些战术、巡航导弹也用遥控指令修正其航 向。
1.3.4复合系统 以上三种制导系统各有优点缺点，当要求较高时 ，根据目标特性和要完成的任务，可以以不同的 方式组合起来，以长去短，提高系统性能。例如 ：导弹飞行初段用自主制导，将其导引到要求的 区域。中段用遥控指令制导，精确地将导弹引导 目标附近。末段用自动寻的制导。以此提高系统 作用距离，提高了制导精度。
1.3制导系统分类
1.3.1自主制导系统
导弹发射前预先确定了弹道。导弹发射后，敏感 元件测量预定参数（如导弹的加速度，导弹的姿 态，天体位置，地貌特征等等）。与预定的弹道 运动的参数比较后，如有偏差则产生导引指令引 导导弹飞行。
因自主制导系统的导弹与目标和指挥站不发生联 系，隐蔽性好。一般用于弹道导弹、巡航导弹、 某些战术导弹（如地空导弹）的初始飞行段。
1.4飞行控制系统的设计方法
飞行控制系统的研究和设计方法
① 预先研究和草图设计阶段：利用早期飞行器 模型的试验数据，采用理论研究方法（解析 法和计算机仿真技术）完成系统初步设计工 作。
② 技术设计阶段：以实物模型的试验研究为基 础，在控制系统的半实物仿真系统上完善控 制系统的设计。 ③ 飞行器飞行试验阶段：全面考核控制系统的 实际性能，并对获得的试验数据进行理论分 析，为改进控制系统的设计提供参考数据。