【摘要】：分導(dǎo)式多彈頭導(dǎo)彈作為現(xiàn)今洲際導(dǎo)彈的主要使用形式,不斷地受到世界各國的重視,并將其作為本國的核威懾力量的象征。分導(dǎo)導(dǎo)彈的控制問題是研究其的重點,其母艙在分導(dǎo)作業(yè)過程中會由于子彈頭的分離產(chǎn)生較大的質(zhì)心偏移現(xiàn)象,進一步導(dǎo)致母艙出現(xiàn)強非線性以及控制通道的交聯(lián)耦合現(xiàn)象;此外,作業(yè)過程中的母艙還會受到內(nèi)外界的不確定性以及干擾的影響,這些都對母艙的姿態(tài)控制帶來很大的挑戰(zhàn)。主要工作內(nèi)容如下:1.分導(dǎo)式導(dǎo)彈母艙建模。針對分導(dǎo)式多彈頭導(dǎo)彈母艙大質(zhì)心偏移問題建立了母艙模型;分析了分導(dǎo)母艙執(zhí)行機構(gòu)對其作業(yè)帶來的影響;針對分導(dǎo)導(dǎo)彈母艙分析推導(dǎo)了其姿態(tài)動力學和運動學方程;檢驗了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在非線性函數(shù)的逼近上的性能。2.分導(dǎo)式導(dǎo)彈母艙姿態(tài)的動態(tài)逆控制。分析了分導(dǎo)母艙的內(nèi)外不確定性以及動態(tài)逆方法在其中的應(yīng)用;構(gòu)建了適用于分導(dǎo)母艙的動態(tài)逆控制回路,詳細推導(dǎo)了基于歐拉角以及四元數(shù)的母艙動態(tài)逆控制律;針對母艙的大質(zhì)心偏移帶來的結(jié)構(gòu)干擾、外界干擾以及噪聲工況,利用動態(tài)逆方法對其進行了數(shù)值仿真分析,取得了較好的控制效果。3.分導(dǎo)式導(dǎo)彈母艙姿態(tài)的自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動態(tài)逆控制。研究分析神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)逆控制方法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逆結(jié)構(gòu)及其辨識并分析給出神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動態(tài)逆誤差的補償公式;設(shè)計了自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動態(tài)逆控制器,即離線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(off-line NN)控制器并推導(dǎo)了在線自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(on-line NN)的公式;針對分導(dǎo)母艙的三通道控制回路,進行了離線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(NN1)動態(tài)逆控制器(NDI-PWPF)的性能仿真驗證,隨后針對所提出的自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)路(NN2)動態(tài)逆控制器(ANDI-PWPF)進行了仿真對比分析。
【學位授予單位】：國防科學技術(shù)大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2017
【分類號】：TJ765
【圖文】：

國防科學技術(shù)大學研究生院工程碩士學位論文的末助推裝置。1960 年，美國研制了“艾布爾”運載火箭，其末級成功地將 3 顆衛(wèi)星發(fā)射投送。1966 年，美國還利用“大力神”3C 火箭和“過渡級”將多顆衛(wèi)星送入軌道。蘇聯(lián)在其 MIRV 技術(shù)的發(fā)展路線也是按照這樣的路線，在 1965 年用一枚火箭發(fā)射了 5 顆衛(wèi)星，借此進一步展開 MIRV 技術(shù)的發(fā)展[11][12]。

國防科學技術(shù)大學研究生院工程碩士學位論文的末助推裝置。1960 年，美國研制了“艾布爾”運載火箭，其末級成功地將 3 顆衛(wèi)星發(fā)射投送。1966 年，美國還利用“大力神”3C 火箭和“過渡級”將多顆衛(wèi)星送入軌道。蘇聯(lián)在其 MIRV 技術(shù)的發(fā)展路線也是按照這樣的路線，在 1965 年用一枚火箭發(fā)射了 5 顆衛(wèi)星，借此進一步展開 MIRV 技術(shù)的發(fā)展[11][12]。

【參考文獻】

相關(guān)期刊論文 前10條

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本文編號：2732578