為了滿足載人登月、深空探測(cè)等任務(wù)需求,發(fā)展重型運(yùn)載火箭已勢(shì)在必行。重型運(yùn)載火箭較傳統(tǒng)運(yùn)載火箭其自身有著獨(dú)特的動(dòng)力學(xué)特征,一方面,彈性振動(dòng)模態(tài)頻率更低且低階彈性振動(dòng)模態(tài)密集;另一方面,由于其尺寸大無法進(jìn)行地面全箭實(shí)驗(yàn),一些關(guān)鍵動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)無法準(zhǔn)確獲知,且這些參數(shù)會(huì)隨著飛行過程發(fā)生變化。上述因素增大了運(yùn)載火箭姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)難度。本文針對(duì)以上問題開展了重型運(yùn)載火箭的傳感器布局優(yōu)化與自適應(yīng)增廣控制研究,解決了重型運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制問題。主要研究?jī)?nèi)容如下:（1）重型運(yùn)載火箭動(dòng)力學(xué)建模。利用牛頓—?dú)W拉法建立運(yùn)載火箭俯仰通道下的剛體動(dòng)力學(xué)方程,在此基礎(chǔ)上引入彈性振動(dòng),得到運(yùn)載火箭俯仰通道剛彈耦合動(dòng)力學(xué)方程,為后續(xù)研究提供數(shù)學(xué)模型。（2）傳感器布局優(yōu)化。傳感器的布局位置決定了測(cè)量信號(hào)中由彈性振動(dòng)產(chǎn)生的附加姿態(tài)信號(hào)的強(qiáng)弱,而良好的傳感器布局方式能有效地消除或降低測(cè)量信號(hào)中彈性信息,從而降低火箭姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)難度,且提高控制效果。以兩個(gè)速率陀螺傳感器的布局為例,開展傳感器布局優(yōu)化算法研究,并深入研究了算法的內(nèi)在機(jī)理。在傳感器布局優(yōu)化基礎(chǔ)上,針對(duì)火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型分別開展了控制器和校正網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì),并模擬... 

【文章來源】：大連理工大學(xué)遼寧省 211工程院校 985工程院校 教育部直屬院校

【文章頁數(shù)】：72 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
1 緒論
    1.1 研究背景及意義
    1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀
        1.2.1 基于傳統(tǒng)方法的火箭姿態(tài)控制
        1.2.2 基于AAC方法的火箭姿態(tài)控制
        1.2.3 傳感器布局
    1.3 論文章節(jié)安排
2 運(yùn)載火箭動(dòng)力學(xué)建模
    2.1 剛體火箭動(dòng)力學(xué)模型
    2.2 剛彈耦合火箭動(dòng)力學(xué)模型
    2.3 本章小結(jié)
3 傳感器布局優(yōu)化
    3.1 傳感器布局優(yōu)化原理
    3.2 傳感器布局優(yōu)化算法
    3.3 姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)
    3.4 本章小結(jié)
4 自適應(yīng)增廣控制的機(jī)理分析與理論證明
    4.1 自適應(yīng)增廣控制的機(jī)理分析
    4.2 自適應(yīng)增廣控制基本形式的穩(wěn)定性證明
    4.3 本章小結(jié)
5 自適應(yīng)增廣控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
    5.1 自適應(yīng)增廣控制基本形式
        5.1.1 參數(shù)設(shè)計(jì)
        5.1.2 仿真分析
    5.2 自適應(yīng)增廣控制改進(jìn)形式
        5.2.1 結(jié)構(gòu)分析
        5.2.2 仿真分析
    5.3 本章小結(jié)
結(jié)論
參考文獻(xiàn)
攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表學(xué)術(shù)論文情況
致謝



本文編號(hào)：3412867