本文以火箭子級返回為背景,研究火箭子級返回大氣層內(nèi)的制導控制技術(shù)。針對其返回過程中的飛行環(huán)境及火箭子級特性,提出了基于終端角度約束的滑模制導方案,設計火箭子級返回直接自適應模糊控制過載控制器,考慮火箭子級返回過程中存在的模型不確定性和外界擾動對系統(tǒng)的穩(wěn)定性和性能影響,設計擾動觀測器以增強控制系統(tǒng)的魯棒性。本文的主要工作包括以下幾個方面:1)分析火箭子級返回過程中的作用力和作用力矩,考慮飛行過程中的風干擾因素,建立了火箭子級返回大氣層內(nèi)的六自由度數(shù)學模型。2)通過建立大氣層內(nèi)制導模型,設計能保證末端位置和落角條件的有限時間收斂制導律;并采用2階魯棒精確微分器對由系統(tǒng)偏差、干擾及參數(shù)不確定性等組成的系統(tǒng)總擾動進行估計,在制導律中進行補償。3)基于小擾動線性化理論及狀態(tài)反饋方法建立控制模型,并由此設計火箭子級返回自適應模糊過載控制器;分析了火箭子級返回自適應模糊控制過載控制系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性;基于線性化模型、繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動模型及六自由度制導模型進行控制系統(tǒng)的仿真測試與分析。4)設計擾動觀測器,得到火箭子級返回控制系統(tǒng)補償模型,分析控制系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性,并基于改進的火箭子級返回過載控制器進行與標稱控...

【文章頁數(shù)】：100 頁

【學位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第1章 緒論
    1.1 研究目的及意義
    1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀
        1.2.1 運載火箭子級/助推器傘降回收控制
        1.2.2 運載器子級垂直返回控制
        1.2.3 運載器帶翼返回控制
        1.2.4 角度約束制導律
        1.2.5 運載器控制方法研究現(xiàn)狀
    1.3 本文主要內(nèi)容
第2章 火箭子級返回飛行動力學建模
    2.1 引言
    2.2 坐標系定義及轉(zhuǎn)換關系
        2.2.1 坐標系定義
        2.2.2 坐標系轉(zhuǎn)換關系
    2.3 火箭子級所受的外力/力矩分解
        2.3.1 火箭子級所受的外力
        2.3.2 火箭子級所受的作用力矩
    2.4 六自由度運動學與動力學建模
    2.5 本章小結(jié)
第3章 火箭子級返回終端角度約束制導
    3.1 引言
    3.2 火箭子級返回終端角度約束彈道成形制導
    3.3 火箭子級返回終端角度約束有限時間收斂滑模制導
        3.3.1 大氣層內(nèi)制導模型建立
        3.3.2 基于2 階魯棒精確微分器的有限時間收斂滑模制導
    3.4 仿真分析
        3.4.1 2-RED仿真分析
        3.4.2 三自由度仿真
    3.5 本章小結(jié)
第4章 火箭子級返回直接自適應模糊過載控制
    4.1 引言
    4.2 火箭子級返回過載控制系統(tǒng)建模
        4.2.1 模型線性化處理
        4.2.2 狀態(tài)反饋控制模型
    4.3 直接自適應模糊過載控制器設計
        4.3.1 自適應模糊控制器
        4.3.2 控制系統(tǒng)收斂特性
    4.4 仿真分析
        4.4.1 仿真測試
        4.4.2 火箭子級返回六自由度仿真
    4.5 本章小結(jié)
第5章 基于擾動觀測補償?shù)幕鸺蛹壏祷乜刂?br>    5.1 引言
    5.2 有限時間收斂擾動觀測器設計
        5.2.1 有限時間收斂擾動觀測器數(shù)學模型
        5.2.2 火箭子級返回控制系統(tǒng)有限時間收斂擾動觀測器設計
        5.2.3 改進的火箭子級返回控制系統(tǒng)收斂特性分析
    5.3 仿真分析
        5.3.1 擾動觀測器性能測試
        5.3.2 基于擾動觀測器的火箭子級返回六自由度制導控制仿真
    5.4 本章小結(jié)
結(jié)論
參考文獻
致謝
個人簡歷



本文編號：3822505