为研究联合的飞行-燃料控制系统,进行了分析研究和计算模拟,这种系统用于控制冲压导弹的纵向平面飞行航迹和冲压导弹的动力学。所选择的导弹飞行任务和控制目的假定代表了舰队防空任务。设导弹从超音速的飞机上发射,并根据指令加速和爬升到截击的高度。飞行状态包括高度从20,000～80,000呎,马赫数从2.0～4.0。控制综合程序把飞行器和发动机看成单一的整体动态系统。应用最佳控制方法来设计非线性程序增益反馈控制器,并假定(1)反馈所有的状态变量(最佳的控制器)和(2)不完全的状态变量反馈(次最佳的控制器)。控制器采用飞行器运动数据和发动机热力数据,以及高度和速度指令变化,以产生舵偏和燃料流量的改变。在分析设计程序中使用全部状态变量-最佳控制器-得出控制形式,其中(1)燃料控制在更大的程度上依赖于高度和航迹倾角的反馈,而较少依赖于燃烧室压力反馈;(2)舵的控制也很少应用燃烧室压力反馈。因此,这种导弹和战斗任务的重要反馈变量为高度、速度、航迹倾角、俯仰角;而燃烧室压力和俯仰速率不是主要的。得出的结果表明,仅仅应用上述重要反馈变量的次最佳控制器所提供的导弹动态响应,非常接近于由全最佳控制器所提供的性能。在将来的研究中,应该考虑这些结果会受到飞行任务的限制。特别,应该包括考虑发射条件的变化、亚音速火箭助推段、终端截击机动飞行,以便确定它们对整个飞行-燃料联合控制思想的影响。也应该进行其他方面的研究,以便确定采用现在的液压机设备是否能完成联合控制装置,或者是否要求弹上数字电子设备。
1977年04期 1-11页 [查看摘要][在线阅读][下载 478K]