可重復(fù)使用運(yùn)載器(RLV,Reusable Launch Vehicle)作為新一代空天運(yùn)輸系統(tǒng),已成為世界強(qiáng)國的研究重點(diǎn)。其高速度、大航程及強(qiáng)機(jī)動(dòng)性給RLV再入制導(dǎo)與控制系統(tǒng)提出了新的要求。基于此背景,本文主要開展了RLV再入制導(dǎo)與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作。首先,介紹了最新公開的HORUS-2B飛行器模型,給出了具體的氣動(dòng)參數(shù)模型。建立了完整的六自由度數(shù)學(xué)模型,該模型中考慮了地球自轉(zhuǎn)的影響。對于姿態(tài)控制算法和制導(dǎo)方法設(shè)計(jì)需要,又給出了其對應(yīng)的簡化模型。接著,采用Backstepping控制方法設(shè)計(jì)了RLV姿態(tài)控制系統(tǒng)�；诜蔷�性干擾觀測器技術(shù)有效提高了姿態(tài)控制系統(tǒng)的魯棒性。對于反作用控制系統(tǒng)(RCS,Reaction Control System)與氣動(dòng)舵面復(fù)合控制問題,設(shè)計(jì)了一種簡單有效的控制力矩分配方法。仿真試驗(yàn)驗(yàn)證了姿態(tài)控制系統(tǒng)的有效性,滿足RLV姿態(tài)控制要求。然后,針對高升阻比RLV設(shè)計(jì)了一種再入預(yù)測校正制導(dǎo)方法。采用二次函數(shù)模型對傾側(cè)角幅值進(jìn)行參數(shù)化設(shè)計(jì),有效提高了再入制導(dǎo)的性能。為了提高制導(dǎo)方法對軌跡約束抑制能力,對常規(guī)的準(zhǔn)平衡滑翔條件進(jìn)行了改進(jìn)。針對再入后期準(zhǔn)平衡滑翔飛行特性降低的情況下,設(shè)計(jì)了一種反饋修正的方法,進(jìn)一步提高了制導(dǎo)方法的過載抑制能力。最后,為了保證RLV成功完成再入段飛行任務(wù),設(shè)計(jì)了兩種制導(dǎo)與姿態(tài)聯(lián)合系統(tǒng)方案。第一種采用預(yù)測校正制導(dǎo)與姿態(tài)控制系統(tǒng)直接聯(lián)合控制。第二種方案,首先采用預(yù)測校正制導(dǎo)快速規(guī)劃出一條三維再入軌跡,然后設(shè)計(jì)軌跡控制算法完成軌跡跟蹤任務(wù)。兩種方案的有效性都通過仿真試驗(yàn)得到了驗(yàn)證。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V448
【部分圖文】：

航空器的完美融合體。它即可像普通航天器一樣時(shí)間滯留于軌道，完成入軌和在軌飛行任務(wù)后，入大氣層后，又可像常規(guī)航空器一樣滑翔飛行，程、強(qiáng)機(jī)動(dòng)和高可靠等優(yōu)勢，使得 RLV 已成為國總體技術(shù)、氣動(dòng)技術(shù)、復(fù)合材料技術(shù)、結(jié)構(gòu)與強(qiáng)度技術(shù)和機(jī)載計(jì)算機(jī)技術(shù)等尖端應(yīng)用技術(shù)[1]，集中體前除了第一代 RLV 航天飛機(jī)已經(jīng)投入實(shí)際應(yīng)用外緊鑼密鼓地研制當(dāng)中，美國已針對 RLV 所涉及到如：X-33、X-34、X-51、HL-20 和追夢者等飛行飛行器的設(shè)計(jì)定位是以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的新一代原計(jì)劃在 2015 年取代航天飛機(jī)。1999 年，美國 制導(dǎo)與控制研究計(jì)劃（Advanced Guidance and Co能力好、魯棒性強(qiáng)的先進(jìn)制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展。最后由但 X-33 的相關(guān)技術(shù)已遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了傳統(tǒng)的航天飛機(jī)

圖 1.2 追夢者號 RLV的 RLV 技術(shù)研究相對較晚，上個(gè)世紀(jì) 80 年代我國也一號”的相關(guān)驗(yàn)證工作，但當(dāng)時(shí)由于技術(shù)儲備和科研 21 世紀(jì)以來，我國在 RLV 方面進(jìn)行了大量的研究，會相繼啟動(dòng)了“空天飛行器的若干基礎(chǔ)問題”、“近空研究計(jì)劃[2]，開展了氣動(dòng)布局、防熱材料、推進(jìn)系統(tǒng)在 2030 年之前，設(shè)計(jì)并制造完成中國首架可水平起飛“騰云工程”。義、快速反應(yīng)、靈活機(jī)動(dòng)、超強(qiáng)突防、可重復(fù)使用、高都具有超強(qiáng)的應(yīng)用前景，目前已成為世界上各航空航控制系統(tǒng)研究是 RLV 眾多關(guān)鍵技術(shù)中的一項(xiàng)，制導(dǎo)控的品質(zhì)。開展高可靠性、高精度和強(qiáng)魯棒的再入段制際意義。

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文，但是也極具挑戰(zhàn)性。特性和復(fù)雜的飛行空域，使得 RLV 對于姿態(tài)控復(fù)雜。首先，RLV 飛行狀態(tài)變化劇烈，氣動(dòng)參數(shù)，縱橫向模態(tài)耦合嚴(yán)重，使得 RLV 動(dòng)態(tài)系統(tǒng)表現(xiàn)氣密度稀薄，氣動(dòng)舵面操縱效率明顯減弱[1]，為聯(lián)合控制，復(fù)雜的控制模式也加劇了 RLV 姿態(tài)控難以準(zhǔn)確測量，再加上 RLV 自身的未建模動(dòng)態(tài)以的動(dòng)態(tài)不確定對象特征，極大影響了飛行器姿態(tài) 再入段姿態(tài)控制研究十分迫切且具有極高的挑

【參考文獻(xiàn)】

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1 孫長銀;穆朝絮;余瑤;;近空間高超聲速飛行器控制的幾個(gè)科學(xué)問題研究[J];自動(dòng)化學(xué)報(bào);2013年11期

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本文編號：2814880