發(fā)布時間：2021-04-30 11:03

　　近些年來,具有高機(jī)動能力的高超聲速飛行器得到了迅猛發(fā)展,這對原有的防空導(dǎo)彈攔截體系提出了新的挑戰(zhàn)。而傳統(tǒng)的純氣動力控制導(dǎo)彈已很難滿足戰(zhàn)場日新月異的要求,所以具備側(cè)向直接力的復(fù)合控制導(dǎo)彈應(yīng)運(yùn)而生。本文以軌控式復(fù)合控制導(dǎo)彈為研究對象,針對復(fù)合控制導(dǎo)彈所存在的問題進(jìn)行研究,主要研究內(nèi)容包括導(dǎo)彈的姿態(tài)控制方法以及軌控直接力、氣動力指令分配方法,具有一定的理論意義和實(shí)際價值。研究內(nèi)容包含以下幾個方面:首先,根據(jù)復(fù)合控制導(dǎo)彈的動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程以及導(dǎo)彈目標(biāo)相對運(yùn)動方程等建模,并且根據(jù)研究需要進(jìn)行模型化簡,得到姿態(tài)控制模型,為后續(xù)姿態(tài)控制律的設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。其次,采用自抗擾控制方法設(shè)計(jì)姿態(tài)控制律。為減少外界擾動和模型不確定性對系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響,引入自抗擾控制方法,使用擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對系統(tǒng)擾動和不確定性進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償,并設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制律;進(jìn)一步針對ADRC控制方法中ESO收斂速度較慢的問題,改進(jìn)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器為收斂速度更快的滑模觀測器,以此為基礎(chǔ),完成三通道姿態(tài)控制律的設(shè)計(jì);仿真對比分析了兩種姿態(tài)控制方法的性能優(yōu)劣,驗(yàn)證了本文方法的優(yōu)越性。再次,對過載指令分配算法開展研究。針對軌控式復(fù)合控制導(dǎo)彈,將彈目... 

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

【文章頁數(shù)】：74 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第1章 緒論
    1.1 課題研究背景及意義
    1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及分析
        1.2.1 復(fù)合控制系統(tǒng)姿態(tài)控制方法
        1.2.2 直接力與氣動力指令分配算法
    1.3 本文主要研究內(nèi)容及章節(jié)安排
第2章 復(fù)合控制導(dǎo)彈建模
    2.1 引言
    2.2 常用坐標(biāo)系定義及轉(zhuǎn)換關(guān)系
        2.2.1 坐標(biāo)系定義
        2.2.2 坐標(biāo)系間轉(zhuǎn)換關(guān)系
    2.3 復(fù)合控制導(dǎo)彈運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)模型
        2.3.1 導(dǎo)彈繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動動力學(xué)方程
        2.3.2 導(dǎo)彈質(zhì)心運(yùn)動動力學(xué)方程
        2.3.3 導(dǎo)彈繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動運(yùn)動學(xué)方程
        2.3.4 導(dǎo)彈質(zhì)心運(yùn)動運(yùn)動學(xué)方程
        2.3.5 各角度關(guān)系方程
    2.4 直接力特性及其干擾
        2.4.1 側(cè)向噴流發(fā)動機(jī)位置及直接力特性
        2.4.2 側(cè)向噴流干擾效應(yīng)
        2.4.3 推力偏心問題
    2.5 復(fù)合控制系統(tǒng)模型簡化
    2.6 導(dǎo)彈目標(biāo)相對運(yùn)動模型
    2.7 本章小結(jié)
第3章 復(fù)合控制導(dǎo)彈姿態(tài)控制設(shè)計(jì)
    3.1 引言
    3.2 自抗擾控制結(jié)構(gòu)分析
        3.2.1 擴(kuò)張狀態(tài)觀測器
        3.2.2 非線性微分跟蹤器
        3.2.3 非線性組合控制
    3.3 基于ADRC的氣動姿態(tài)控制設(shè)計(jì)
        3.3.1 姿態(tài)控制設(shè)計(jì)
        3.3.2 仿真結(jié)果與分析
    3.4 基于高階滑模觀測器的ADRC結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)
        3.4.1 高階滑模觀測器相關(guān)理論
        3.4.2 基于改進(jìn)ADRC的姿態(tài)控制設(shè)計(jì)
        3.4.3 仿真結(jié)果與分析
    3.5 本章小結(jié)
第4章 直接力氣動力指令分配算法設(shè)計(jì)
    4.1 引言
    4.2 基于模糊控制的指令分配算法設(shè)計(jì)
    4.3 基于PSO的指令分配參數(shù)優(yōu)化算法設(shè)計(jì)
    4.4 仿真結(jié)果與分析
    4.5 本章小結(jié)
第5章 復(fù)合控制導(dǎo)彈六自由度仿真
    5.1 引言
    5.2 仿真條件與相關(guān)參數(shù)
    5.3 六自由度仿真與分析
        5.3.1 蛇形機(jī)動目標(biāo)仿真分析
        5.3.2 過失速機(jī)動目標(biāo)仿真分析
    5.4 本章小結(jié)
結(jié)論
參考文獻(xiàn)
致謝


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]軌控式直/氣復(fù)合控制導(dǎo)彈過載指令動態(tài)分配設(shè)計(jì)[J]. 孫興龍,付主木,宋書中.  信息與控制. 2018(05)
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[3]復(fù)合控制導(dǎo)彈反步滑模IGC自適應(yīng)設(shè)計(jì)方法[J]. 夏川,董朝陽,王青,程昊宇.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2018(10)
[4]基于魯棒軌跡跟蹤的直/氣復(fù)合魯棒控制設(shè)計(jì)[J]. 邵雷,張金鵬,曹有亮.  航空兵器. 2016(01)
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[6]基于遺傳算法優(yōu)化LQR復(fù)合控制導(dǎo)彈控制器設(shè)計(jì)[J]. 周小志,彭明焱,李友年.  計(jì)算機(jī)測量與控制. 2014(04)
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[9]基于狀態(tài)依賴Riccati方程的復(fù)合控制導(dǎo)彈自動駕駛儀設(shè)計(jì)[J]. 李權(quán),周荻.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2012(07)
[10]敏捷導(dǎo)彈復(fù)合控制策略[J]. 劉皓,沈毅.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2011(04)

博士論文
[1]基于ADRC的直接側(cè)向力/氣動力復(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

碩士論文
[1]可調(diào)推力直接側(cè)向力/氣動力復(fù)合控制問題研究[D]. 趙昱宇.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014
[2]大氣層內(nèi)攔截彈直接力/氣動力復(fù)合控制研究[D]. 陳志豪.哈爾濱工程大學(xué) 2013
[3]導(dǎo)彈攔截末段制導(dǎo)律與復(fù)合控制研究[D]. 康凱.上海交通大學(xué) 2011



本文編號：3169409