發(fā)布時(shí)間：2021-08-05 10:47

　　隨著我國(guó)綜合國(guó)力的不斷提升以及各國(guó)彈道導(dǎo)彈防御體系的不斷強(qiáng)化,我國(guó)在彈道導(dǎo)彈高精度打擊、強(qiáng)突防進(jìn)攻方面的能力亟待提高。再入機(jī)動(dòng)彈頭作為彈道導(dǎo)彈突防能力的一種重要體現(xiàn),對(duì)其進(jìn)行高超聲速下的大攻角機(jī)動(dòng)飛行控制具有極高的價(jià)值。但由于其具有飛行速度高且變化范圍大、飛行空域廣、飛行環(huán)境復(fù)雜等特點(diǎn),造成其飛行環(huán)境參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)大范圍非線(xiàn)性變化,各通道之間耦合嚴(yán)重。傳統(tǒng)的小擾動(dòng)線(xiàn)性化等方法無(wú)法對(duì)其進(jìn)行控制,尋找合適的非線(xiàn)性控制方法勢(shì)在必行。本文首先利用動(dòng)態(tài)逆控制方法設(shè)計(jì)了控制器,然后在動(dòng)態(tài)逆控制器的基礎(chǔ)上,進(jìn)一步設(shè)計(jì)了軌跡線(xiàn)性化控制器。論文的主要工作如下:首先,在參考國(guó)內(nèi)外發(fā)表的公開(kāi)文獻(xiàn)的基礎(chǔ)上,根據(jù)機(jī)動(dòng)彈頭的特點(diǎn),在確定機(jī)動(dòng)彈頭的幾何外形之后,給出了機(jī)動(dòng)彈頭三通道六自由度十二狀態(tài)變量非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型。系統(tǒng)模型的給出包括機(jī)動(dòng)彈頭動(dòng)力學(xué)方程和空氣動(dòng)力模型。在此基礎(chǔ)上,進(jìn)行了彈頭的特性仿真實(shí)驗(yàn),并對(duì)機(jī)動(dòng)彈頭的特性及其耦合特性進(jìn)行了分析,為后續(xù)控制器設(shè)計(jì)打下了良好的基礎(chǔ)。其次,針對(duì)機(jī)動(dòng)彈頭具有強(qiáng)烈非線(xiàn)性和耦合特性等特點(diǎn),設(shè)計(jì)了動(dòng)態(tài)逆控制控制器。在利用時(shí)標(biāo)分離原則得到系統(tǒng)的內(nèi)外回路的非線(xiàn)性仿射模型之后,將動(dòng)態(tài)... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工程大學(xué)黑龍江省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：77 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

再入機(jī)動(dòng)彈頭幾何外形

彈頭動(dòng)力學(xué)方程??前面的介紹我們了解到，再入機(jī)動(dòng)彈頭屬于高超聲速飛行器范圍，其赫數(shù)極高，氣動(dòng)參數(shù)和飛行環(huán)境變化大，對(duì)其數(shù)學(xué)模型的建立較為困研究多處在跨聲速和超聲速階段，而國(guó)外雖然對(duì)再入機(jī)動(dòng)彈頭的研的原因難以查閱。因此我們參考與其類(lèi)似的空天飛行器的數(shù)學(xué)模簡(jiǎn)化，得到再入機(jī)動(dòng)彈頭三通道六自由度十二狀態(tài)變量方程。??假設(shè)??考空天飛行器［２６］和Ｘ－３３［２２］等的設(shè)計(jì)過(guò)程，做如下假設(shè)：??設(shè)機(jī)動(dòng)彈頭為剛體結(jié)構(gòu)，不考慮彈體的彈性形變；??于機(jī)動(dòng)彈頭再入過(guò)程中不使用發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生前進(jìn)的動(dòng)力，也不使用姿頭的飛行姿態(tài)，不存在燃料的消耗，彈體本身質(zhì)量基本保持不變，做定值處理；??為彈頭為軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)，因此彈體自身的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量＆、＆、４為零，

無(wú)控速度響應(yīng)曲線(xiàn)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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[2]空天飛行器建模及其自適應(yīng)軌跡線(xiàn)性化控制研究[D]. 張春雨.南京航空航天大學(xué) 2007



本文編號(hào)：3323618