本文關(guān)鍵詞：再入飛行器動力學特性分析與控制方法研究

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【摘要】：再入飛行器是一類由人類發(fā)射的,從外太空返回大氣層內(nèi)以完成工作目標的飛行器。再入彈頭、飛船返回艙等均屬于再入飛行器。再入飛行器以其極高的商業(yè)價值和軍事價值,成為目前各國科學研究的重點。由于其研制涉及多個學科領(lǐng)域且研究難度大,因此再入飛行器的發(fā)展水平代表著一個國家的科技發(fā)展水平,是國家綜合實力的體現(xiàn)。本文以單滑塊變質(zhì)心控制再入機動彈頭為研究目標,對變質(zhì)心再入飛行器動力學與控制中的若干關(guān)鍵技術(shù)問題進行了研究。單滑塊變質(zhì)心再入飛行器是一類典型的多體系統(tǒng),且具有氣動和結(jié)構(gòu)的不對稱性,因此其動力學模型十分復雜。本文首先基于動量定理及動量矩定理建立了單滑塊變質(zhì)心再入飛行器的完整運動模型,該模型雖然可用于七自由度有控剛體彈道仿真,但由于維數(shù)過高,因此難以采用解析方法對飛行器的運動特性進行分析。針對這一問題,本文在完整運動模型的基礎(chǔ)上,通過引入經(jīng)典歐拉角,建立了基于經(jīng)典歐拉角的五維角運動模型。該模型極大地降低了動力學模型的復雜性,從而為進一步的動力學特性分析工作打下了基礎(chǔ)。采用經(jīng)典歐拉角作為狀態(tài)變量的系統(tǒng)角運動模型仍具有強非線性、強耦合性的特點,難以使用成熟的線性系統(tǒng)理論進行分析。對此,本文采用非線性分析方法,對變質(zhì)心再入飛行器的開環(huán)姿態(tài)動力學特性展開了研究。文中首先證明了再入飛行器角運動的對稱性,從而將問題的分析限制在較小的區(qū)間范圍內(nèi)。然后采用數(shù)值算法得到了姿態(tài)運動的平衡點。為了分析系統(tǒng)參數(shù)對平衡點數(shù)值的影響,通過對模型進行合理的簡化得到了系統(tǒng)參數(shù)與平衡點之間的近似解析表達式。仿真結(jié)果表明,該近似解析表達式在小章動角條件下可以較好地吻合數(shù)值解,從而極大地方便了平衡點的計算與分析。穩(wěn)定性是動力學系統(tǒng)最重要的定性性態(tài)之一,本文根據(jù)李雅普諾夫第一法,對系統(tǒng)平衡點的局部穩(wěn)定性問題進行了仿真分析。結(jié)果表明,再入飛行器存在多組穩(wěn)定平衡狀態(tài),飛行初始條件不同時,飛行器的角運動會發(fā)散或收斂于不同的平衡點或極限環(huán)。這些穩(wěn)定平衡狀態(tài)中,既包括配平攻角附近的期望飛行狀態(tài),也包括大章動角或高轉(zhuǎn)速等不利于飛行控制的狀態(tài)。通過進行數(shù)值仿真,文中得到了各吸引子的吸引域分布規(guī)律,并據(jù)此提出了使飛行器從不期望的穩(wěn)定飛行狀態(tài)中解鎖的方法。分岔分析方法在非線性系統(tǒng)的分析中具有廣泛的應用,本文將其應用在了再入飛行器姿態(tài)動力學特性的研究中。使用MATCONT軟件,對再入飛行器非線性運動中的極限點分岔與Hopf分岔問題進行了分析。此外,通過對比不同的彈體結(jié)構(gòu)參數(shù)和氣動參數(shù)條件下系統(tǒng)分岔圖的變化規(guī)律,得到了最大穩(wěn)定偏移距離與系統(tǒng)參數(shù)之間的關(guān)系,從而為系統(tǒng)參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計提供了依據(jù)。單滑塊變質(zhì)心再入飛行器是通過滾轉(zhuǎn)通道的控制實現(xiàn)彈道機動飛行的。滾轉(zhuǎn)自動駕駛儀是實現(xiàn)再入飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制的有效手段。本文根據(jù)滾轉(zhuǎn)通道的傳遞函數(shù)模型,分別采用標準系數(shù)法及主導極點配置方法,設(shè)計了雙回路自動駕駛儀的控制參數(shù),取得了較好的控制效果。滾轉(zhuǎn)控制器的引入改變了系統(tǒng)的非線性角運動特性。通過對閉環(huán)系統(tǒng)進行分岔分析,發(fā)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)自動駕駛儀的引入改變了平衡點的穩(wěn)定性,提高了系統(tǒng)的最大穩(wěn)定轉(zhuǎn)速邊界。此外,文中還采用軌跡線性化方法設(shè)計了再入飛行器的滾轉(zhuǎn)控制器,仿真結(jié)果表明該控制器控制效果良好,且可以有效應對氣動不確定性等因素的干擾。
【關(guān)鍵詞】：再入飛行器 變質(zhì)心控制 經(jīng)典歐拉角 非線性系統(tǒng) 穩(wěn)定性 分岔分析 滾轉(zhuǎn)控制
【學位授予單位】：北京理工大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：V448.2;V412.4
【目錄】：

• 摘要5-7
• Abstract7-12
• 主要符號對照表12-17
• 第一章 緒論17-33
• 1.1 選題背景和意義17-18
• 1.2 再入飛行器發(fā)展概況18-21
• 1.3 相關(guān)領(lǐng)域研究狀況21-30
• 1.3.1 再入飛行器飛行動力學發(fā)展概況21-24
• 1.3.2 變質(zhì)心控制技術(shù)發(fā)展概況24-26
• 1.3.3 飛行控制系統(tǒng)發(fā)展概況26-28
• 1.3.4 分岔分析方法發(fā)展概況28-30
• 1.4 本文主要研究內(nèi)容30-31
• 1.5 本文的研究成果與創(chuàng)新31-33
• 第二章 變質(zhì)心飛行器運動模型建立及簡化33-51
• 2.1 單滑塊變質(zhì)心再入飛行器系統(tǒng)描述33-35
• 2.2 變質(zhì)心再入飛行器運動方程組35-46
• 2.2.1 坐標系定義及轉(zhuǎn)換關(guān)系35-38
• 2.2.2 再入飛行器動力學模型38-46
• 2.3 變質(zhì)心再入飛行器簡化姿態(tài)動力學模型46-49
• 2.3.1 經(jīng)典歐拉角的定義46-47
• 2.3.2 基于經(jīng)典歐拉角的角運動方程47-49
• 2.4 本章小結(jié)49-51
• 第三章 非線性運動特性分析51-89
• 3.1 再入飛行器姿態(tài)運動的對稱性51-53
• 3.2 平衡點的求解53-69
• 3.2.1 數(shù)值求解算法54-60
• 3.2.2 近似解析算法60-69
• 3.3 平衡點的穩(wěn)定性69-75
• 3.3.1 李雅普諾夫穩(wěn)定性69-71
• 3.3.2 再入飛行器穩(wěn)定性求解71-75
• 3.4 吸引域75-88
• 3.4.1 吸引域的定義75-76
• 3.4.2 吸引域的求解76-88
• 3.5 本章小結(jié)88-89
• 第四章 姿態(tài)動力學分岔特性分析89-109
• 4.1 分岔現(xiàn)象89-91
• 4.2 分岔類型的判定91-93
• 4.2.1 靜態(tài)分岔91-92
• 4.2.2 Hopf分岔92-93
• 4.3 再入飛行器動力學中的分岔現(xiàn)象93-96
• 4.3.1 極限點分岔94
• 4.3.2 Hopf分岔94-95
• 4.3.3 再入飛行器動力學中的分岔點95-96
• 4.4 分岔圖隨系統(tǒng)參數(shù)的變化96-108
• 4.5 本章小結(jié)108-109
• 第五章 控制器設(shè)計及閉環(huán)分岔特性分析109-141
• 5.1 滾轉(zhuǎn)自動駕駛儀設(shè)計109-120
• 5.1.1 滾轉(zhuǎn)運動線性化模型110-111
• 5.1.2 滾轉(zhuǎn)自動駕駛儀結(jié)構(gòu)111-112
• 5.1.3 滾轉(zhuǎn)自動駕駛儀參數(shù)設(shè)計方法112-117
• 5.1.4 有控剛體彈道仿真117-120
• 5.2 系統(tǒng)閉環(huán)分岔特性分析120-125
• 5.2.1 閉環(huán)動力學建模120-121
• 5.2.2 閉環(huán)系統(tǒng)的分岔特性121-125
• 5.3 軌跡線性化控制器設(shè)計125-139
• 5.3.1 軌跡線性化控制的理論基礎(chǔ)126-135
• 5.3.2 變質(zhì)心再入飛行器滾轉(zhuǎn)通道軌跡線性化控制器135-137
• 5.3.3 有控剛體彈道仿真結(jié)果137-139
• 5.4 本章小結(jié)139-141
• 總結(jié)與展望141-143
• 參考文獻143-153
• 攻讀學位期間發(fā)表論文與研究成果清單153-155
• 致謝155-157
• 作者簡介157

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本文編號：994636