面對(duì)未來戰(zhàn)場(chǎng)復(fù)雜多變的攻防對(duì)抗,戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈能有效結(jié)合傳統(tǒng)彈道導(dǎo)彈和飛航導(dǎo)彈的優(yōu)點(diǎn),以突防能力強(qiáng)、打擊精度高等諸多優(yōu)勢(shì),成為各國研究熱點(diǎn)。然而由于在稠密大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)環(huán)境參數(shù)相對(duì)偏差對(duì)飛行品質(zhì)和控制性能的影響,給其制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)造成較大困難,本文對(duì)導(dǎo)彈大氣數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)和氣動(dòng)參數(shù)在線辨識(shí)技術(shù)及其在姿態(tài)控制系統(tǒng)上的應(yīng)用進(jìn)行了系統(tǒng)研究,對(duì)提高控制系統(tǒng)魯棒性和制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展具有一定參考價(jià)值和研究意義。研究基于組合導(dǎo)航信息的三點(diǎn)法大氣參數(shù)求解算法,有效解決了傳統(tǒng)求解過程中經(jīng)驗(yàn)公式獲取成本高,迭代求解效率低的問題,并進(jìn)行了算法驗(yàn)證和誤差分析,提高了大氣參數(shù)求解效率。研究了大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的優(yōu)化問題。針對(duì)嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感（FADS）在測(cè)壓孔配置方面理論研究的不足,對(duì)鈍頭體和尖錐外形飛行器進(jìn)行了傳感器布局優(yōu)化方案的研究,仿真驗(yàn)證了優(yōu)化方案的合理性;分析誤差傳播機(jī)理并建立了系統(tǒng)的誤差校準(zhǔn)函數(shù),為有效提高系統(tǒng)精度奠定了基礎(chǔ);從領(lǐng)域前沿和未來發(fā)展方向探索提出分子光學(xué)大氣數(shù)據(jù)傳感方案（MOADS）,闡述了MOADS的結(jié)構(gòu)和基本實(shí)現(xiàn)原理,為測(cè)量系統(tǒng)的進(jìn)一步發(fā)展研究提供了借鑒。研究氣動(dòng)參數(shù)在線辨識(shí)技術(shù),實(shí)... 

【文章來源】：國防科技大學(xué)湖南省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：89 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

X-15飛行器FADS系統(tǒng)

國防科技大學(xué)研究生院碩士學(xué)位論文1.2.1 嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)為了避免傳統(tǒng)大氣傳感系統(tǒng)外露管產(chǎn)生渦流對(duì)飛行器的氣動(dòng)力性能造成破壞，避免失速飛行狀態(tài)下的橫向不穩(wěn)定性[9][10]，美國國家航空航天局首先提出了融合于飛行器表面流線的大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的思想，進(jìn)行了最初的嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感（Flush Atmosphere Data Sensing，F(xiàn)ADS）研究，并在 X-15 項(xiàng)目中進(jìn)行驗(yàn)證，為了便于校準(zhǔn)，在與軸向呈 70°位置打了一個(gè)測(cè)壓孔，因?yàn)樵撐恢脤?duì)于氣流有一定敏感性同時(shí)又避免了邊緣的干擾作用。但是這個(gè)方案最終因?yàn)闄C(jī)械設(shè)計(jì)繁瑣，試驗(yàn)效果也不理想而被拋棄[11]。

圖 1-3 X-33 飛行器 FADS 系統(tǒng) 圖 1-4 X-34 飛行器 FADS 系統(tǒng)為進(jìn)一步驗(yàn)證 FADS 系統(tǒng)的性能，X-34 飛行器 FADS 系統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)校準(zhǔn)采用10%的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行試驗(yàn)，考慮了真實(shí)氣體效應(yīng)的影響，使得 FADS 系統(tǒng)在該類飛行器上可以真實(shí)反映當(dāng)?shù)氐牧鲌?chǎng)特征對(duì)于飛行參數(shù)的影響，并且成功應(yīng)用于一系列的鈍前體飛行器中[17]。2004 年，NASA 采用 X-43A 飛行器驗(yàn)證 FADS 系統(tǒng)在尖鍥體飛行器中的應(yīng)用，為了使測(cè)壓傳感器管路盡量短以減小氣動(dòng)延時(shí)，系統(tǒng)模塊安裝于飛行器前段。該項(xiàng)目在馬赫數(shù) 7.0 和馬赫數(shù) 10.0 情況下分別進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，F(xiàn)ADS 系統(tǒng)與 INS 結(jié)合修正飛行器的攻角，提高攻角精度[18][19]。2012 年，王鑫等人分析了部分測(cè)壓孔的失效原因是由于測(cè)壓孔配置區(qū)域的流動(dòng)結(jié)構(gòu)和忽略了三維區(qū)效應(yīng)的影響引起的，對(duì)于改進(jìn)應(yīng)用于其它同類飛行器的 FADS 系統(tǒng)的測(cè)壓孔配置具有重要指導(dǎo)意義。除了鈍前體和尖鍥體，乘波體飛行器適用于高超聲速飛行，也是現(xiàn)代飛行器研發(fā)的熱門。2005 年，美國空軍發(fā)展了 X-51A 飛行器計(jì)劃，典型的乘波體結(jié)構(gòu)。2011 年，孟博等建立了類乘波體飛行器的三維幾何模型，布局如圖 1-5 所示，并對(duì)模型進(jìn)行 CFD 仿真，分別設(shè)計(jì)了大氣參數(shù) BP 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)解算算法和 RBF 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法，最后進(jìn)行了算法驗(yàn)證與分析，為針對(duì)類乘波體飛[20]

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]氣動(dòng)模型及導(dǎo)航信息輔助的大氣參數(shù)估計(jì)方法[J]. 陸辰,李榮冰,劉建業(yè),雷廷萬,郭毅.  控制與決策. 2018(03)
[2]100km附近大氣密度模型的誤差帶和置信度[J]. 萬田,劉洪偉,樊菁.  中國科學(xué):物理學(xué) 力學(xué) 天文學(xué). 2015(12)
[3]基于純轉(zhuǎn)動(dòng)Raman激光雷達(dá)的中低空大氣溫度高精度探測(cè)[J]. 李亞娟,宋沙磊,李發(fā)泉,程學(xué)武,陳振威,劉林美,楊勇,龔順生.  地球物理學(xué)報(bào). 2015(07)
[4]嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)Kriging算法模型[J]. 王逸斌,劉學(xué)強(qiáng),覃寧,蒲毅.  測(cè)控技術(shù). 2015(03)
[5]基于米散射的光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)研究[J]. 梁應(yīng)劍,梅運(yùn)橋,程麗媛,王曉維,任君.  測(cè)控技術(shù). 2015(01)
[6]錐體彈頭的嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)組合算法[J]. 張勇,肖前貴,陸宇平,肖地波.  傳感器與微系統(tǒng). 2014(10)
[7]不同布局下高超聲速飛行器FADS求解精度[J]. 陳康,符文星,閆杰.  固體火箭技術(shù). 2014(04)
[8]防空導(dǎo)彈BTT控制解耦算法[J]. 趙霞.  四川兵工學(xué)報(bào). 2013(08)
[9]基于氣動(dòng)特性辨識(shí)的飛行器抗飽和自適應(yīng)控制[J]. 王超,張勝修,鄭建飛,張超.  航空學(xué)報(bào). 2013(12)
[10]基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)及Luenberger觀測(cè)器的反演設(shè)計(jì)[J]. 王林旭,張勝修,曹立佳,馮福沁,趙煒.  航天控制. 2012(05)

博士論文
[1]基于ADRC的直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[D]. 王宇航.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2009
[2]空天飛行器基于模糊理論的魯棒自適應(yīng)控制研究[D]. 王玉惠.南京航空航天大學(xué) 2008

碩士論文
[1]基于魯棒增益調(diào)度的可重復(fù)使用助推器控制系統(tǒng)研究[D]. 黃佳.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2010
[2]基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的BTT導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)[D]. 魏喜慶.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2007



本文編號(hào)：3576881