導彈姿態控制系統的原理

飛行中彈道導彈繞質心運動通常用3個飛行姿態角（滾動、偏航和俯仰）及其變化率來描述。其姿態控制系統一般由3個基本通道組成，分別穩定和控制導彈的滾動、偏航和俯仰姿態。各通道組成基本相同，由敏感裝置、變換放大裝置和執行機構組成。①敏感裝置用于測量導彈的姿態變化并輸出信號，通常采用位置陀螺儀、慣性平臺和速率陀螺儀等慣性器件。位置陀螺儀是利用二自由度陀螺儀的穩定性提供導彈姿態角測量基準，通過角度傳感器輸出與導彈姿態角偏差成比例的電信號。慣性平臺是為導彈提供測量坐標基準．利用彈體相對于慣性平臺框架間的轉動來產生姿態角信號。速率陀螺儀是利用單自由度陀螺儀的進動性，來測量導彈的姿態角速率，經換算給出導彈姿態角變化信號。有些導彈還采用加速度計等作為敏感裝置，以實現彈體載荷和質心偏移的最小控制。②變換放大裝置用于對各姿態信號和制導指令信號按一定控制規律進行運算、校正和放大并輸出控制信號。姿態控制系統按傳遞的信號形式可分為模擬式和數字式。在模擬式姿態控制系統中，所傳遞的信號是連續變化的物理量，主要由校正網絡和放大器等組成。在數字式姿態控制系統中，所有信號都被轉化為數字量，變換放大裝置通常由彈上計算機兼顧，其變換放大裝置又稱為控制計算裝置。③執行機構，又稱伺服機構。有電動、氣動和液壓等類型。用于將電信號轉變成機械動作，其工作過程是：根據控制信號驅動舵面或擺動發動機，產生使彈體繞質心運動的控制力矩，以穩定或控制導彈的飛行姿態。產生控制力矩的方式有舵面氣動控制和推力向量控制兩類。舵面氣動控制方式是由伺服機構（或舵機）驅動空氣舵產生氣動控制力矩，它能有效地穩定和控制導彈在大氣層內飛行；推力向量控制方式是由伺服機構改變推力向量產生控制力矩，它有燃氣舵、液體（或氣體）二次噴射、擺動發動機、擺動噴管或姿態控制發動機等控制方式。推力向量控制方式在大氣層外也能使用，但必須在發動機工作情況下進行。導彈姿態控制系統中的敏感裝置、變換放大裝置和執行機構等與彈體（控制對象）一起構成導彈姿態控制閉環回路。大型導彈（火箭）的姿態控制系統多采用姿態角、姿態角速度和線加速度的多回路閉環控制。當制導指令信號為零時，如果導彈在干擾力矩作用下使彈體姿態角發生變動，則敏感裝置敏感其信號，經過回路負反饋產生控制力矩與干擾力短相平衡；當干擾力矩消除后，控制力矩自動消失，從而使導彈的姿態角保持穩定。當制導指令信號不為零時，信號經過閉環回路產生控制力矩，控制導彈的姿態角，以實現導彈的控制。