【摘要】：彈道導(dǎo)彈主動(dòng)段處于大氣層中,大風(fēng)區(qū)的干擾會(huì)引起導(dǎo)彈姿態(tài)不穩(wěn)定,導(dǎo)致導(dǎo)彈的氣動(dòng)載荷較大,同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角需求較大,因此進(jìn)行彈道導(dǎo)彈主動(dòng)段抗風(fēng)擾控制問題的研究,降低發(fā)動(dòng)機(jī)擺角需求,是本文的研究重點(diǎn)。針對(duì)彈道導(dǎo)彈主動(dòng)段抗風(fēng)擾控制問題,本文先后研究了風(fēng)擾動(dòng)下彈道導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)建模、姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)以及抗風(fēng)擾主動(dòng)控制系統(tǒng)等工作:1、綜合考慮國內(nèi)外對(duì)風(fēng)場(chǎng)建模的研究現(xiàn)狀,建立了包括平穩(wěn)風(fēng)和切變風(fēng)在內(nèi)的風(fēng)場(chǎng)模型,平穩(wěn)風(fēng)采用實(shí)驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)得出,切變風(fēng)采用三角波模型,以固定切變厚度1km為依據(jù)進(jìn)行插值運(yùn)算得到切變風(fēng)風(fēng)速數(shù)據(jù)�；谀壳皬椀缹�(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型的研究成果,推導(dǎo)了考慮風(fēng)擾動(dòng)情況下的氣動(dòng)力與氣動(dòng)力矩,得到了風(fēng)擾動(dòng)下彈道導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。2、推導(dǎo)了縱向及側(cè)向姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)小擾動(dòng)線性化模型,對(duì)俯仰及偏航通道采用了比例微分反饋控制方案,采用相平面描述下的時(shí)間-燃料次優(yōu)控制方案來實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)通道姿態(tài)跟蹤控制�；谝呀�(jīng)建立的風(fēng)場(chǎng)模型,分別對(duì)無風(fēng)及有風(fēng)情況下進(jìn)行了導(dǎo)彈六自由度仿真分析,并進(jìn)行了比較。3、在俯仰及偏航通道引入抗風(fēng)擾主動(dòng)控制回路,采用了優(yōu)化的最小載荷控制方案,基于導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)擺角的需求情況,設(shè)計(jì)了主動(dòng)控制回路參數(shù)、控制回路切入切出時(shí)刻。分別對(duì)平穩(wěn)風(fēng)及切變風(fēng)下的最小載荷控制方案進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)分析。通過比較不同風(fēng)場(chǎng)方向的仿真結(jié)果,得到了使發(fā)動(dòng)機(jī)擺角最大的風(fēng)場(chǎng)方向。加入各種偏差和干擾后,分別對(duì)下偏下限和上偏上限兩種情況進(jìn)行了仿真分析。4、基于前兩章采用的比例微分反饋控制及最小載荷控制方案,加入了攝動(dòng)制導(dǎo)回路,采用等時(shí)速度傾角+等時(shí)速度偏角控制方案,以驗(yàn)證抗風(fēng)擾主動(dòng)控制回路在制導(dǎo)控制情況下的優(yōu)化效果。通過第四章得到發(fā)動(dòng)機(jī)擺角最大時(shí)的風(fēng)場(chǎng)方向和偏差情況,進(jìn)行了制導(dǎo)控制綜合仿真分析。最后進(jìn)行了總結(jié)分析。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2017
【分類號(hào)】：TJ761.3
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本文編號(hào)：2689059