本文關(guān)鍵詞：高超聲速滑翔飛行器系統(tǒng)辨識、控制和再入制導方法研究

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【摘要】：高超聲速滑翔飛行器以極高的飛行速度進行大空域的機動飛行,其響應(yīng)速度快且具有很強的機動能力,能夠在短時間內(nèi)精準打擊遠程戰(zhàn)略目標,對戰(zhàn)爭模式和國家安全產(chǎn)生重大的影響。采用內(nèi)部活動質(zhì)量體和噴氣復合的控制模式可以解決傳統(tǒng)空氣舵控制效率低、高速下舵面燒蝕嚴重等一系列工程應(yīng)用問題。然而,由于復合控制模式下的高超聲速飛行器屬于變質(zhì)心變質(zhì)量的結(jié)構(gòu)快時變多體系統(tǒng),其動力學建模、參數(shù)辨識、多種耦合和不確定性情況下的制導與控制系統(tǒng)設(shè)計是高超聲速滑翔飛行器研制過程中需要面臨和突破的關(guān)鍵技術(shù),對高超聲速飛行器理論研究和工程實踐都具有十分重要的意義。本文以變質(zhì)心/噴氣復合控制的高超聲速滑翔飛行器為研究對象,重點研究了該復雜系統(tǒng)的動力學建模、噴氣及氣動參數(shù)辨識、制導與控制系統(tǒng)設(shè)計等問題,主要包括以下幾部分內(nèi)容:研究了變質(zhì)心/噴氣復合控制的高超聲速滑翔飛行器的動力學模型問題。根據(jù)滑翔飛行器外形及布局的具體描述,建立了RCS噴氣的動力學模型和飛行器氣動參數(shù)模型�；趧恿慷ɡ砑皠恿烤囟ɡ�,根據(jù)多剛體系統(tǒng)建模方法建立了飛行器平動、轉(zhuǎn)動動力學模型以及內(nèi)部活動質(zhì)量體平動動力學模型,并給出了滑翔飛行器相對于地面參考系的運動學模型。根據(jù)所建立的飛行器動力學模型,對內(nèi)部裝有可移動質(zhì)量體的高超聲速飛行器的慣性耦合特性以及荷蘭滾穩(wěn)定性耦合進行了詳細的分析,給出了急滾穩(wěn)定邊界和荷蘭滾穩(wěn)定邊界與內(nèi)部活動質(zhì)量體質(zhì)量及位置參數(shù)的定量關(guān)系。研究了高超聲速滑翔飛行器系統(tǒng)參數(shù)辨識問題。為了精確估計RCS噴流干擾力矩的大小,基于RCS噴氣力矩的近似模型,設(shè)計了RCS的噴氣力矩、延遲時間及過渡時間等參數(shù)的辨識策略。為了提高輸入數(shù)據(jù)的有效信息,尋找適合高超聲速滑翔飛行器氣動辨識的最佳輸入,分析了變質(zhì)心控制高超聲速飛行器的縱向動態(tài)特性,并基于多正弦輸入設(shè)計方法,設(shè)計利于氣動參數(shù)辨識的內(nèi)部質(zhì)量塊激勵輸入信號。通過數(shù)學仿真,分別在開環(huán)、閉環(huán)控制下比較了所設(shè)計激勵信號與經(jīng)典的211方波信號的辨識效果,驗證了所設(shè)計輸入信號能夠保證參數(shù)辨識具有較高的精度,且對控制增益的具有較強的魯棒性。最后,針對縱向通道的各氣動參數(shù)的可辨識性進行分析,基于對相關(guān)靈敏度矩陣的靈敏度指標的計算,對飛行器的各氣動參數(shù)的可辨識性進行具體分析。研究了高超聲速滑翔飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)問題。飛行器內(nèi)部可移動質(zhì)量體的移動產(chǎn)生的慣性主軸偏移以及慣性力矩,使得高超聲速飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)面臨著很大的困難。針對這樣一個具有嚴重非線性,強時變的氣動參數(shù)、結(jié)構(gòu)和氣動耦合的系統(tǒng),基于動力學分析結(jié)果給出一種合理的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計模型,將飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計分為縱向姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計以及橫側(cè)向姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計兩部分:縱向姿態(tài)控制的執(zhí)行機構(gòu)為內(nèi)部活動質(zhì)量塊,而橫側(cè)向姿態(tài)控制系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)為RCS噴管。其次,利用動態(tài)逆控制和L1自適應(yīng)控制方法設(shè)計了縱向姿態(tài)跟蹤魯棒自適應(yīng)控制系統(tǒng),利用動態(tài)逆控制和PWPM技術(shù)設(shè)計了橫側(cè)向姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)。在考慮存在各種不確定性(質(zhì)量特性參數(shù)、氣動系數(shù)不確定性以及未知擾動等因素)作用下,通過蒙特卡羅打靶法的數(shù)值仿真,分析了綜合控制系統(tǒng)的跟蹤性能和魯棒性能,對所設(shè)計的飛行控制系統(tǒng)的控制精度及魯棒性進行檢驗。研究了高超聲速滑翔飛行器魯棒再入制導問題�；谟嬎愀咝У哪Ｐ皖A(yù)測靜態(tài)規(guī)劃技術(shù),設(shè)計了高超聲速無動力滑翔飛行器魯棒次優(yōu)再入制導律。模型預(yù)測過程中,在球形地球假設(shè)條件下推導了終端速度的解析表達式,實現(xiàn)了對終端速度的精確解析,提高了模型預(yù)測的計算效率。將飛行器再入過程中的約束(過載約束、熱載荷約束以及動壓約束)轉(zhuǎn)化為攻角約束,考慮攻角及傾側(cè)角約束以及終端約束(包括再入末端的三維位置和速度向量),基于模型預(yù)測靜態(tài)規(guī)劃原理設(shè)計了高超聲速飛行器再入制導律。最后,通過數(shù)值仿真驗證了所設(shè)計的制導律能夠滿足終端約束和過程約束,對于狀態(tài)的擾動具有充分的魯棒性。
【學位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2017
【分類號】：V448

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本文編號：1299074