隨著科技在航空航天領(lǐng)域的快速發(fā)展,以及國際形勢(shì)的愈加緊張,近空間飛行器逐漸成為了各個(gè)國家捍衛(wèi)軍事地位和保護(hù)國家安全的強(qiáng)大武器。然而,近空間飛行器具有復(fù)雜的非線性、快速的時(shí)變性、強(qiáng)烈的耦合性,以及嚴(yán)重的不確定性等四大特點(diǎn),為飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來了巨大挑戰(zhàn)。本文以緩解強(qiáng)耦合性給飛行器姿態(tài)帶來的負(fù)面影響為目標(biāo),研究了近空間飛行器姿態(tài)系統(tǒng)的魯棒協(xié)調(diào)控制問題。本文的主要研究?jī)?nèi)容如下:首先,結(jié)合國內(nèi)外現(xiàn)有的研究成果和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),建立了近空間飛行器典型的六自由度-十二狀態(tài)非線性模型。同時(shí),以標(biāo)準(zhǔn)大氣為飛行環(huán)境,研究了近空間飛行器在開環(huán)條件下的飛行特性。在此基礎(chǔ)上,通過設(shè)置不同的狀態(tài)初始值,從直觀的角度,分析了姿態(tài)系統(tǒng)中狀態(tài)間的耦合特性。接著,為了滿足近空間飛行器對(duì)控制器魯棒性的強(qiáng)烈需求,采用滑�？刂品椒ㄟM(jìn)行姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)。然而,考慮到傳統(tǒng)滑�？刂浦衅毡榇嬖诘摹岸墩瘛爆F(xiàn)象,將組合滑模切換面和單向輔助面相結(jié)合,對(duì)傳統(tǒng)的滑模控制方法進(jìn)行改進(jìn),設(shè)計(jì)了單向滑�？刂破鳌？紤]到該種改進(jìn)型滑模控制器具有收斂速度慢的缺陷,通過設(shè)計(jì)多種形式的趨近律,并以狀態(tài)誤差收斂到滑模面上的時(shí)間為性能指標(biāo),在提高控制器收斂性能方面做... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省211工程院校

【文章頁數(shù)】：101 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

美國典型高超聲速飛行器示意圖

H 是位勢(shì)高度，h 是幾何高度， rkme 6356.766是地球的有效半徑，bkL 是第k 層的垂直溫度梯度，根據(jù)該值是否為零，大氣密度 有兩種計(jì)算方法，bkp 、bkT 和bkH 分別是第k 層的起始?jí)毫χ怠⑵鹗紲囟戎岛推鹗嘉粍?shì)高度，20g 9 .80665m/s是標(biāo)準(zhǔn)海平面重力加速度， R 287 .053J/kg K是干空氣比氣體常數(shù)，T 和sV 分別是溫度和聲速。綜上，本文給出了標(biāo)準(zhǔn)近空間大氣模型，利用模型中的數(shù)據(jù)，可以得到近空間飛行器的動(dòng)壓，為后續(xù)飛行器數(shù)學(xué)模型的建立，提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。2.3 高超聲速飛行器數(shù)學(xué)模型的建立2.3.1 飛行器的幾何外形和操縱機(jī)構(gòu)本文所研究的 Winged-Cone 構(gòu)型高超聲速飛行器的外形如圖 2.1 所示，這種飛行器的機(jī)體是成軸對(duì)稱的錐形體，機(jī)翼具有大后掠角、小展弦比的特點(diǎn)。與傳統(tǒng)的飛機(jī)不同，Winged-Cone 高超聲速飛行器的主要?dú)鈩?dòng)舵面只有三個(gè)，分別是左右機(jī)翼上的左升降副翼舵、右升降副翼舵和垂尾上的方向舵，它們的偏轉(zhuǎn)角度分別記為e ，a 和r ，同時(shí)規(guī)定：左右升降副翼舵上偏為正，下偏為負(fù)，方向舵的后緣左偏為正，右偏則為負(fù)。通過氣動(dòng)舵面的不

機(jī)的擺角大小分別為1 ，2 ， 15,,,151234 及推力力矩，重新定義等效偏轉(zhuǎn)()/41234 x()/41234 y()/41234 z發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何位置，可以得到總T 0123(cos cos cos cos T (sinsinsinsin0123 T (sinsinsinsin0123 的推力大小。

【參考文獻(xiàn)】：
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碩士論文
[1]基于耦合分析方法的高超聲速飛行器協(xié)調(diào)一體化控制[D]. 甄武斌.南京航空航天大學(xué) 2017
[2]近空間飛行器魯棒受限控制技術(shù)[D]. 周硯龍.南京航空航天大學(xué) 2014
[3]高超聲速飛行器橫側(cè)向耦合控制技術(shù)研究[D]. 肖文.南京航空航天大學(xué) 2014
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本文編號(hào)：3625748