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第二章 制导控制系统设计 的理论基础 2.1频率响应矫正方法 控制系统校正方式可分为串联校正、反馈校正、前馈校正、复合校正。 2.1.1串联校正 常用串联校正网络：相角超前校正网络、相角滞后校正网络、滞后——超前校正网络 传递函数的一般形式为： 特点：串联校正比反馈校正设计简单，容易对信号进行必要的形式转换。无源串联校正装置通常由RC无源网络构成，结构简单，成本低廉，信号变换过程中幅值衰减，需要附加放大器。有源串联校正装置由运算放大器和RC网络组成，其参数可以根据需要调整。 2.1.2反馈校正 特点： 消弱非线性特性的影响 减小系统的时间常数 降低系统对参数变化的敏感性 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。 2.1.3 复合校正 在系统的反馈控制回路中加入前馈通路，组成前馈控制和反馈控制相结合的系统，只要参数选得得当，不但可以保持系统稳定，可极大的减小甚至消除稳态误差，抑制几乎所有可测量扰动，包括低频强扰动。可分为按扰动补偿和按输入补偿两种方式。 复合校正的目的：选择恰当的 ，使扰动 经过 对系统输出产生补偿作用，以抵消扰动通过 对输出的影响。扰动作用下，输出为： 误差为： 若选择前馈补偿装置的传递函数： 此时输出和扰动下的误差都为零。2-4式为对扰动的误差全补偿条件。 按输入补偿的复合控制系统如下所示： 系统输出量： 误差表达式： 若选择前馈补偿装置的传递函数： 则有： （2-7） 式子（2-7）称为对输入信号的误差全补偿条件。 在工程实践中，大多数采用部分补偿条件，或在对系统性能其主要影响的频段内实现近似全补偿，使形式简单易于物理实现。 2.2PID控制 控制界广泛采用的一种控制器就是PID控制，也称三项控制器。其传递函数为： 其时域输出方程为： 控制器传递函数的微分项多为： 几种常用的PID参数确定方法： 临界比例度法 响应曲线法 PID归一参数的整定法 根轨迹法 ITAE设计法 2.4极点配置 2.4.1极点可配置条件 定理： 设受控系统状态方程为： 要通过状态反馈的方法，使闭环系统的极点位于理想位置上，其充分必要条件是系统状态方程完全能控。 2.4.2极点配置算法 （1）状态方程空间极点配置 给定受控系统 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 导弹遭遇点速度 导弹须用过载与导弹与目标的速度比有关，速度比越小，导弹的须用过载越大，一般要求遭遇点速度比大于1.3 3.1.2导弹最大可用过载 决定导弹须用过载的因素 目标运动特性：取决于目标最大机动过载，与指导方法有关。 目标信号起伏的影响：目标真实运动引起，增大导弹须用过载的要求。 气动力干扰：由大气湍流、阵风引起，导弹的制导误差、导弹飞行姿态的不对称变化也可产生气动力干扰，造成目标偏离运动。 系统零位影响：系统零位误差引起导弹偏离运动。 热噪声的影响：制导控制系统中大量的电子设备会产生热噪声，其引起的信号起伏会造成测量偏差，与目标信号起伏的影响是相同的，两者频谱不同。 初始散布影响：导弹发射后经过预定的时间，如助推器抛掉或导引头截获目标后，才能进行进入制导控制飞行。进入制导控制飞行的瞬间，导弹的速度矢量方向与要求的速度矢量方向存在偏差，称为初始散布角。 最大可用过载的确定 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。 3.1.4导弹的静稳定度 为简化飞行器控制系统的设计，要求迎角在飞行范围内关系曲线是线性的。这要有正确