近空间飞行器鲁棒协调姿态控制
发布时间：2022-02-15 02:40
随着科技在航空航天领域的快速发展,以及国际形势的愈加紧张,近空间飞行器逐渐成为了各个国家捍卫军事地位和保护国家安全的强大武器。然而,近空间飞行器具有复杂的非线性、快速的时变性、强烈的耦合性,以及严重的不确定性等四大特点,为飞行控制系统的设计带来了巨大挑战。本文以缓解强耦合性给飞行器姿态带来的负面影响为目标,研究了近空间飞行器姿态系统的鲁棒协调控制问题。本文的主要研究内容如下:首先,结合国内外现有的研究成果和实验数据,建立了近空间飞行器典型的六自由度-十二状态非线性模型。同时,以标准大气为飞行环境,研究了近空间飞行器在开环条件下的飞行特性。在此基础上,通过设置不同的状态初始值,从直观的角度,分析了姿态系统中状态间的耦合特性。接着,为了满足近空间飞行器对控制器鲁棒性的强烈需求,采用滑模控制方法进行姿态控制器设计。然而,考虑到传统滑模控制中普遍存在的“抖振”现象,将组合滑模切换面和单向辅助面相结合,对传统的滑模控制方法进行改进,设计了单向滑模控制器。考虑到该种改进型滑模控制器具有收敛速度慢的缺陷,通过设计多种形式的趋近律,并以状态误差收敛到滑模面上的时间为性能指标,在提高控制器收敛性能方面做...
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省211工程院校
【文章页数】：101 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
美国典型高超声速飞行器示意图
H 是位势高度，h 是几何高度， rkme 6356.766是地球的有效半径，bkL 是第k 层的垂直温度梯度，根据该值是否为零，大气密度 有两种计算方法，bkp 、bkT 和bkH 分别是第k 层的起始压力值、起始温度值和起始位势高度，20g 9 .80665m/s是标准海平面重力加速度， R 287 .053J/kg K是干空气比气体常数，T 和sV 分别是温度和声速。综上，本文给出了标准近空间大气模型，利用模型中的数据，可以得到近空间飞行器的动压，为后续飞行器数学模型的建立，提供了数据基础。2.3 高超声速飞行器数学模型的建立2.3.1 飞行器的几何外形和操纵机构本文所研究的 Winged-Cone 构型高超声速飞行器的外形如图 2.1 所示，这种飞行器的机体是成轴对称的锥形体，机翼具有大后掠角、小展弦比的特点。与传统的飞机不同，Winged-Cone 高超声速飞行器的主要气动舵面只有三个，分别是左右机翼上的左升降副翼舵、右升降副翼舵和垂尾上的方向舵，它们的偏转角度分别记为e ，a 和r ，同时规定：左右升降副翼舵上偏为正，下偏为负，方向舵的后缘左偏为正，右偏则为负。通过气动舵面的不
机的摆角大小分别为1 ，2 ， 15,,,151234 及推力力矩，重新定义等效偏转()/41234 x()/41234 y()/41234 z发动机的几何位置，可以得到总T 0123(cos cos cos cos T (sinsinsinsin0123 T (sinsinsinsin0123 的推力大小。
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速飞行器倾侧转弯耦合控制策略[J]. 王鹏. 国防科技大学学报. 2017(04)
[2]高超声速飞行器气动耦合特性分析与补偿控制[J]. 马文风,王鹏,汤国建. 战术导弹技术. 2017(04)
[3]2016年国外高超声速飞行器技术发展综述[J]. 胡冬冬,刘晓明,张绍芳,李文杰,叶蕾. 战术导弹技术. 2017(01)
[4]带有模糊干扰观测器的高超声速飞行器一体化制导控制方法[J]. 赵暾,王鹏,刘鲁华,吴杰. 国防科技大学学报. 2016(05)
[5]基于耦合分析的高超声速飞行器纵向协调控制[J]. 甄武斌,王玉惠,吴庆宪,邵鹏. 吉林大学学报(信息科学版). 2016(05)
[6]推力矢量飞行器动态控制分配方法研究[J]. 章鸿翔,薛雅丽,王佳辉. 电光与控制. 2016(12)
[7]高超声速飞行器非线性鲁棒控制律设计[J]. 李昭莹,余令艺,刘昊,李惠峰. 控制理论与应用. 2016(01)
[8]临近空间高超声速飞行器制导与控制技术研究综述[J]. 王文博,范国超,许承东. 战术导弹技术. 2015(06)
[9]含扩张状态观测器的高超声速飞行器动态面姿态控制[J]. 刘晓东,黄万伟,禹春梅. 宇航学报. 2015(08)
[10]高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究[J]. 董维中,高铁锁,丁明松,江涛,刘庆宗. 航空学报. 2015(01)
博士论文
[1]近空间飞行器非线性飞控系统鲁棒滑模控制[D]. 傅健.南京航空航天大学 2013
[2]近空间飞行器鲁棒自适应协调控制研究[D]. 程路.南京航空航天大学 2011
[3]近空间飞行器姿态与轨迹的非线性自适应控制研究[D]. 都延丽.南京航空航天大学 2010
[4]Hadamard关联协调控制研究[D]. 刘新金.南京理工大学 2010
硕士论文
[1]基于耦合分析方法的高超声速飞行器协调一体化控制[D]. 甄武斌.南京航空航天大学 2017
[2]近空间飞行器鲁棒受限控制技术[D]. 周砚龙.南京航空航天大学 2014
[3]高超声速飞行器横侧向耦合控制技术研究[D]. 肖文.南京航空航天大学 2014
[4]高超声速无人机基于特征模型的机动飞行控制研究[D]. 曹智.南京航空航天大学 2012
本文编号：3625748
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省211工程院校
【文章页数】：101 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
美国典型高超声速飞行器示意图
H 是位势高度，h 是几何高度， rkme 6356.766是地球的有效半径，bkL 是第k 层的垂直温度梯度，根据该值是否为零，大气密度 有两种计算方法，bkp 、bkT 和bkH 分别是第k 层的起始压力值、起始温度值和起始位势高度，20g 9 .80665m/s是标准海平面重力加速度， R 287 .053J/kg K是干空气比气体常数，T 和sV 分别是温度和声速。综上，本文给出了标准近空间大气模型，利用模型中的数据，可以得到近空间飞行器的动压，为后续飞行器数学模型的建立，提供了数据基础。2.3 高超声速飞行器数学模型的建立2.3.1 飞行器的几何外形和操纵机构本文所研究的 Winged-Cone 构型高超声速飞行器的外形如图 2.1 所示，这种飞行器的机体是成轴对称的锥形体，机翼具有大后掠角、小展弦比的特点。与传统的飞机不同，Winged-Cone 高超声速飞行器的主要气动舵面只有三个，分别是左右机翼上的左升降副翼舵、右升降副翼舵和垂尾上的方向舵，它们的偏转角度分别记为e ，a 和r ，同时规定：左右升降副翼舵上偏为正，下偏为负，方向舵的后缘左偏为正，右偏则为负。通过气动舵面的不
机的摆角大小分别为1 ，2 ， 15,,,151234 及推力力矩，重新定义等效偏转()/41234 x()/41234 y()/41234 z发动机的几何位置，可以得到总T 0123(cos cos cos cos T (sinsinsinsin0123 T (sinsinsinsin0123 的推力大小。
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超声速飞行器倾侧转弯耦合控制策略[J]. 王鹏. 国防科技大学学报. 2017(04)
[2]高超声速飞行器气动耦合特性分析与补偿控制[J]. 马文风,王鹏,汤国建. 战术导弹技术. 2017(04)
[3]2016年国外高超声速飞行器技术发展综述[J]. 胡冬冬,刘晓明,张绍芳,李文杰,叶蕾. 战术导弹技术. 2017(01)
[4]带有模糊干扰观测器的高超声速飞行器一体化制导控制方法[J]. 赵暾,王鹏,刘鲁华,吴杰. 国防科技大学学报. 2016(05)
[5]基于耦合分析的高超声速飞行器纵向协调控制[J]. 甄武斌,王玉惠,吴庆宪,邵鹏. 吉林大学学报(信息科学版). 2016(05)
[6]推力矢量飞行器动态控制分配方法研究[J]. 章鸿翔,薛雅丽,王佳辉. 电光与控制. 2016(12)
[7]高超声速飞行器非线性鲁棒控制律设计[J]. 李昭莹,余令艺,刘昊,李惠峰. 控制理论与应用. 2016(01)
[8]临近空间高超声速飞行器制导与控制技术研究综述[J]. 王文博,范国超,许承东. 战术导弹技术. 2015(06)
[9]含扩张状态观测器的高超声速飞行器动态面姿态控制[J]. 刘晓东,黄万伟,禹春梅. 宇航学报. 2015(08)
[10]高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究[J]. 董维中,高铁锁,丁明松,江涛,刘庆宗. 航空学报. 2015(01)
博士论文
[1]近空间飞行器非线性飞控系统鲁棒滑模控制[D]. 傅健.南京航空航天大学 2013
[2]近空间飞行器鲁棒自适应协调控制研究[D]. 程路.南京航空航天大学 2011
[3]近空间飞行器姿态与轨迹的非线性自适应控制研究[D]. 都延丽.南京航空航天大学 2010
[4]Hadamard关联协调控制研究[D]. 刘新金.南京理工大学 2010
硕士论文
[1]基于耦合分析方法的高超声速飞行器协调一体化控制[D]. 甄武斌.南京航空航天大学 2017
[2]近空间飞行器鲁棒受限控制技术[D]. 周砚龙.南京航空航天大学 2014
[3]高超声速飞行器横侧向耦合控制技术研究[D]. 肖文.南京航空航天大学 2014
[4]高超声速无人机基于特征模型的机动飞行控制研究[D]. 曹智.南京航空航天大学 2012
本文编号：3625748
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