計算機仿真是現代研究中進行飛行器參考軌跡設計經濟而有效的手段。但受限于計算能力以及分析手段等制約,參考軌跡的設計往往是建立在標稱情況下的。出于模型簡化的考量,優(yōu)化模型中往往忽略了參數不確定性、過程噪聲等系統(tǒng)攝動的影響。在實際飛行環(huán)境中,忽略這類不確定性的影響容易造成飛行與任務原定軌跡的偏離,引發(fā)嚴重的事故。本文針對這一問題,在氣動參數等存在不確定性的條件下,研究運載火箭上升段的魯棒軌跡優(yōu)化方法,以期降低參考軌跡對不確定性的靈敏度。首先,建立運載火箭上升段的參考軌跡設計模型,并闡述標稱情況下的參考軌跡設計方法,介紹用于優(yōu)化軌跡的GPOSII工具箱和分析軌跡魯棒性的線協(xié)方差方法,為后續(xù)的軌跡魯棒優(yōu)化奠定方法基礎和工具基礎。其次,考慮到運載火箭具有多段分離、質量和推力階段性變化的特點,在發(fā)射坐標系中,建立其標稱情況下的運動模型,并進一步分析不確定性的來源,建立考慮不確定性的運動模型,為后續(xù)的軌跡魯棒優(yōu)化方法奠定模型基礎。再次,將軌跡優(yōu)化問題轉化為最小努力優(yōu)化問題,基于GPOSII工具箱進行運載火箭上升段參考軌跡的優(yōu)化設計,作為軌跡魯棒優(yōu)化方法的對比方法。引入協(xié)方差矩陣整形技術,通過推導狀態(tài)方... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數】：74 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

GPOPSⅡ工具箱代碼邏輯簡易示意圖

哈爾濱工業(yè)大學工學碩士學位論文-10-圖2-2應用線性二次型調節(jié)器控制方框圖圖中，Nu是在標稱軌跡設計中得來的標稱控制量，或稱參考控制量。Nx是沿標稱參考軌跡的標稱狀態(tài)變量。實際狀態(tài)變量x作為系統(tǒng)的輸出和反饋量。δx為系統(tǒng)的狀態(tài)量偏差，滿足關系式(2-7)：Nδx=xx(2-7)實際作用于動態(tài)特性上的控制輸入u滿足關系式(2-8)：+Nu=uδu(2-8)其中，控制量反饋值滿足式(2-9)δu=Kδx(2-9)系統(tǒng)狀態(tài)偏差滿足動態(tài)方程：δ=xAδx+Bδu(2-10)該式由系統(tǒng)的狀態(tài)方程式(2-4)經小偏差線性化得到，其中矩陣A、B分別定義為式(2-11)和式(2-12)：(,,t)A=gxux(2-11)(,,t)B=gxuu(2-12)對于LQR控制而言，為獲取反饋增益向量K，應求解黎卡提方程式(2-13)：()()()()()T1TStAStStAStBRBStQ=++(2-13)式中，要求權重矩陣Q是階數與系統(tǒng)狀態(tài)變量維數相同半正定的實對稱矩陣，而R是階數與控制變量維數相同的正定矩陣。由上式可以求解得到S(t)的代數表達式，又根據式(2-14)()1TKRBSt=(2-14)

哈爾濱工業(yè)大學工學碩士學位論文-17-第3章運載火箭上升段運動建模本文建立運載火箭的數學模型時，為便于計算，做出了部分簡化模型的假設，主要有以下三項：（1）僅考慮火箭的質心運動，不研究箭體繞質心的運動形式。（2）將地球視為雙軸旋轉橢球體，大氣壓、大氣密度、空氣溫度等，參照標準大氣壓表。（3）發(fā)射點為0經度，0緯度，向正東發(fā)射，主要考慮火箭上升段縱向平面的彈道，每級火箭的分離時間給定，火箭彈道的控制通過改變彈體的攻角進行。3.1相關坐標系的定義在建立運載火箭數學模型過程中，主要用到的坐標系有：發(fā)射坐標系、發(fā)射慣性坐標系、箭體坐標系與速度坐標系[48]。各坐標系定義大致如下：（1）發(fā)射坐標系oxyz發(fā)射坐標系的坐標原點與發(fā)射點固連，x軸處于發(fā)射平面內，直指發(fā)射瞄準方向，y軸垂直于發(fā)射點水平面指向上方，z軸與x，y軸構成右手直角坐標系，如圖3-1：圖3-1發(fā)射坐標系o-xyz（2）發(fā)射慣性坐標系AAAAoxyz發(fā)射慣性坐標系的特征是：在火箭發(fā)射的瞬間，原點Ao與發(fā)射坐標系的原點o重合，各坐標軸與發(fā)射坐標系的各個軸也相應的重合。在火箭發(fā)射后，坐標原點Ao的位置與各個坐標軸朝向在慣性空間中維持不變。o

【參考文獻】：
期刊論文
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博士論文
[1]考慮不確定性影響的仿真模型驗證及校準方法研究[D]. 錢曉超.哈爾濱工業(yè)大學 2016
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碩士論文
[1]基于多目標智能算法的運載火箭上升段彈道優(yōu)化設計[D]. 李曉蘇.哈爾濱工業(yè)大學 2019
[2]不確定條件下高超聲速飛行器軌跡優(yōu)化與控制方法研究[D]. 楊曉騫.國防科學技術大學 2016
[3]彈道導彈上升段擾動引力影響分析及補償方法研究[D]. 朱晨昊.哈爾濱工業(yè)大學 2014
[4]導彈分離影響參數靈敏度分析與輸入參數辨識研究[D]. 李海月.哈爾濱工業(yè)大學 2014
[5]彈道導彈彈道仿真與優(yōu)化設計[D]. 祝強軍.西北工業(yè)大學 2007



本文編號：3449320