弹道导弹主动段抗风扰控制问题研究

发布时间：2020-05-31 01:38

【摘要】：弹道导弹主动段处于大气层中,大风区的干扰会引起导弹姿态不稳定,导致导弹的气动载荷较大,同时发动机摆角需求较大,因此进行弹道导弹主动段抗风扰控制问题的研究,降低发动机摆角需求,是本文的研究重点。针对弹道导弹主动段抗风扰控制问题,本文先后研究了风扰动下弹道导弹动力学与运动学建模、姿态跟踪控制系统以及抗风扰主动控制系统等工作:1、综合考虑国内外对风场建模的研究现状,建立了包括平稳风和切变风在内的风场模型,平稳风采用实验测量数据统计得出,切变风采用三角波模型,以固定切变厚度1km为依据进行插值运算得到切变风风速数据。基于目前弹道导弹动力学与运动学模型的研究成果,推导了考虑风扰动情况下的气动力与气动力矩,得到了风扰动下弹道导弹动力学与运动学模型。2、推导了纵向及侧向姿态动力学与运动学小扰动线性化模型,对俯仰及偏航通道采用了比例微分反馈控制方案,采用相平面描述下的时间-燃料次优控制方案来实现滚转通道姿态跟踪控制。基于已经建立的风场模型,分别对无风及有风情况下进行了导弹六自由度仿真分析,并进行了比较。3、在俯仰及偏航通道引入抗风扰主动控制回路,采用了优化的最小载荷控制方案,基于导弹发动机摆角的需求情况,设计了主动控制回路参数、控制回路切入切出时刻。分别对平稳风及切变风下的最小载荷控制方案进行了稳态分析。通过比较不同风场方向的仿真结果,得到了使发动机摆角最大的风场方向。加入各种偏差和干扰后,分别对下偏下限和上偏上限两种情况进行了仿真分析。4、基于前两章采用的比例微分反馈控制及最小载荷控制方案,加入了摄动制导回路,采用等时速度倾角+等时速度偏角控制方案,以验证抗风扰主动控制回路在制导控制情况下的优化效果。通过第四章得到发动机摆角最大时的风场方向和偏差情况,进行了制导控制综合仿真分析。最后进行了总结分析。
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2017
【分类号】：TJ761.3
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本文编号：2689059