本文以一類低成本旋轉(zhuǎn)制導(dǎo)火箭彈為研究對象,著重研究其錐形運動穩(wěn)定性方面的新問題;并針對其動力學(xué)參數(shù)具有大范圍快速時變特性,研究適用于旋轉(zhuǎn)彈的魯棒變增益控制器設(shè)計方法。發(fā)現(xiàn)舵機系統(tǒng)的鉸鏈力矩可以引入附加的面外力矩,從而可能導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)彈出現(xiàn)以錐形運動為特征的動態(tài)不穩(wěn)定,揭示了某型制導(dǎo)火箭彈在飛行試驗中的失穩(wěn)機理。通過構(gòu)建旋轉(zhuǎn)彈線性化角運動方程和鉸鏈力矩作用下的舵機動力學(xué)模型,獲得了錐形運動穩(wěn)定性判據(jù),通過數(shù)值仿真驗證了理論分析的正確性,并分析了關(guān)鍵參數(shù)的影響規(guī)律。此外,還提出了通過舵機系統(tǒng)控制器參數(shù)的改進設(shè)計保證該火箭彈飛行穩(wěn)定性的方法。發(fā)現(xiàn)舵機間隙將引起旋轉(zhuǎn)彈的極限圓運動。建立了舵機間隙的數(shù)學(xué)模型,采用描述函數(shù)法獲得了極限圓運動存在的充要條件,并通過數(shù)值仿真驗證了理論分析的正確性,最后分析了關(guān)鍵參數(shù)對極限圓運動幅值的影響規(guī)律。此外,研究還發(fā)現(xiàn)舵機間隙在有控階段對旋轉(zhuǎn)彈的影響遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于無控階段。采用擬線性方法分別研究了非線性馬格努斯力矩、阻尼力矩和靜穩(wěn)定力矩下的有控旋轉(zhuǎn)彈錐形運動穩(wěn)定性,獲得了旋轉(zhuǎn)彈角運動的穩(wěn)定區(qū)域和極限圓運動存在的充分條件等,并采用數(shù)值仿真驗證了理論分析的正確性。指出采用線性系統(tǒng)模型穩(wěn)定性準(zhǔn)則設(shè)計的控制器參數(shù)并不能保證考慮非線性因素后系統(tǒng)的穩(wěn)定性,通過合理地設(shè)計控制器參數(shù)可以有效地提高系統(tǒng)的穩(wěn)定區(qū)域,也可以完全消除極限圓運動。提出了一種基于部分參數(shù)依賴?yán)钛牌罩Z夫函數(shù)的魯棒變增益控制器設(shè)計方法,顯著降低了求解控制器的離線和在線計算量,突破了傳統(tǒng)的參數(shù)依賴?yán)钛牌罩Z夫函數(shù)方法不能應(yīng)用于依賴參數(shù)過多時的技術(shù)瓶頸。將該方法應(yīng)用于具有參數(shù)大范圍快速時變和依賴參數(shù)較多的旋轉(zhuǎn)火箭彈自動駕駛儀設(shè)計,數(shù)值仿真結(jié)果表明火箭彈在全彈道內(nèi)具有良好的動態(tài)性能、解耦性能、對參數(shù)不確定性的魯棒性以及對快速時變參數(shù)的自適應(yīng)能力。此外,文中進一步研究了依賴參數(shù)的選取準(zhǔn)則。提出了一種基于直接輸出反饋的LPV系統(tǒng)魯棒變增益控制器設(shè)計方法,顯著降低了控制器參數(shù)在線求解的計算量,實現(xiàn)了控制器參數(shù)的實時在線更新,同時該方法還降低了求解控制輸入的計算量。采用該方法設(shè)計了旋轉(zhuǎn)火箭彈的自動駕駛儀,數(shù)值仿真結(jié)果表明火箭彈在全彈道內(nèi)具有良好的動態(tài)性能、解耦性能、魯棒性以及自適應(yīng)性。
【學(xué)位單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位年份】：2016
【中圖分類】：TJ71
【部分圖文】：

2G ( s )的幅頻特性伯德圖從圖2.14可以看出：積分環(huán)節(jié)主要對系統(tǒng)的低頻特性產(chǎn)生一定的影響；當(dāng)干擾輸入的頻率小于41 T ，積分環(huán)節(jié)有助于減小輸出幅值即提高剛度系數(shù)；然而對于旋轉(zhuǎn)彈，干擾輸入的頻率近似等于彈體轉(zhuǎn)速φ 且遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于41 T ，因此積分環(huán)節(jié)對提高系統(tǒng)的剛度系數(shù)沒有任何作用，剛度系數(shù)主要取決于比例環(huán)節(jié)和微分環(huán)節(jié)。圖 2.15 為剛度系數(shù)在不同 KP和 KD下隨 KI的變化曲線，該圖進一步驗證了積分環(huán)節(jié)對系統(tǒng)的剛度系數(shù)幾乎沒有影響，而增大比例增益和微分增益有助于提高剛度系數(shù)。

旋轉(zhuǎn)彈姿態(tài)駕駛儀結(jié)構(gòu)圖
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本文編號：2842683