【正文】 ........................................................................................45 精品文檔 歡迎下載 第 1 章 緒論 課題 背景 及研究的目的和意義 經(jīng)過一個世紀 的發(fā)展，各種飛行器如雨后春筍般出現(xiàn)，從飛機、導彈到火箭、衛(wèi)星，從宇宙飛船、航天飛機、空間站到月球探測器、火星探測器。傳統(tǒng)的飛行器控制方法已經(jīng)不能滿足現(xiàn)代 飛行器控系統(tǒng)研制的目標和要求，這就需要尋找飛行器控制的提供一條新的方法和途徑，以突破傳統(tǒng)設計方法的局限性，這對飛行器姿態(tài)控制器的研究和設計具有一定的參考和應用價值。飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)是關系飛行器飛行成敗的 關鍵系統(tǒng)之一，其控制過程和方法一直是人們重視和關注的問題，它貫穿于飛行器的設計、使用、儲存的整個生命周期 。之后 ,美國又進行了諸多分析 ,并于 2021 年 9月提出將原有的 TMD 以及 NMD 合并 ,統(tǒng)稱為導彈防御系統(tǒng) (該系統(tǒng)也能夠?qū)πl(wèi)星進行攻擊和攔截 )。 攔截器主要包括探測器、姿控和軌控推進系統(tǒng)、慣性測量組合、數(shù)據(jù)處理制導計算機等部分，它的功能主要是探測、跟蹤并摧毀來襲導彈的戰(zhàn)斗部，攔截彈系統(tǒng)主要提 供彈體的發(fā)射能力、攔截器的速度特性和側(cè)向機動性。 攔截器姿控和軌控推進系統(tǒng)采 用的推力發(fā)動機輸出為常值 形式，其特點是輸出大小為固定值的推力，不僅能量受限，其工作形式也受限，而目前許多控制律都要求發(fā)動機 提供連續(xù)推力，如果能將常值推力等效 為連續(xù)推力，進而就可以使用連續(xù)推力控制律進行控制 [4]。 飛行器姿態(tài)控制方法研究現(xiàn)狀 目前，國內(nèi)外實際應用在飛 行器上的姿態(tài)控制技術大多為 PID 控制，部分飛行器也使用了描述函數(shù)法、最優(yōu)控制技術等控制方法。變結(jié)構控制的一個特點是在滑動模態(tài)下對 系統(tǒng)參數(shù)變化和干精品文檔 歡迎下載 擾具有很強的魯棒性，但同時也存在一個很嚴重的缺點：抖動，而且控制量切換幅度越大，抖動越明顯。因此，魯棒控制特別適于控制那些比較關鍵、不確定因素變化范圍大、穩(wěn)定裕度小的系統(tǒng)。 自適應控制的提出至今己有 40 多年，在理論和應用方面都已取得了一系列引人注目的成就。全系數(shù)自適應控制方法以其算法簡單、控制品質(zhì)好、適應性強和魯棒性強等優(yōu)點，已在實際工業(yè)控制中取得了成功的應用。但是最優(yōu)控制也有明顯的 缺點：魯棒性差，這限制了它在要求高可靠性的飛行器控制領域的應用 [8]。 這種智能特征包括：把人的經(jīng)驗與控制理論融合在一起的設計方法；具有在線學習、修改和生成新知識的能力；能夠處理定性與定量、模糊與精確的信息；具有比傳統(tǒng)控制更強的邏輯推理 、分析決策的能力。 智能制中的神經(jīng)網(wǎng)絡控制，適合于復雜系統(tǒng)的建模和控制，特別是當系統(tǒng)存在不確定因素時，更體現(xiàn)了其優(yōu)越性，因此，神經(jīng)網(wǎng)絡在控制領域倍受重視。 因此在本文中，就采用 PID 控制器來對攔截器 的姿態(tài)進行控制 。 要求設計的姿態(tài)控制規(guī)律能夠在允許時間內(nèi)使飛行器姿態(tài)角誤差滿足系統(tǒng)精度要求，即 , , ? ? ?? ? ? ? 。 ? 設計姿態(tài)控制律，可用輸入信息包括：彈體三個姿態(tài)角、姿態(tài)角速度：輸入信息為：姿態(tài)發(fā)動機的開關信息。x y zV m s V m s V m s? ? ? ? 85m kg? （飛行器總質(zhì)量）； ? 220 .4 3 , 2 .5 8 ( ) 。 ，（初始姿態(tài)角）； ? x y z 0/ s? ? ?? ? ? 。 ，（期望姿態(tài)角）。 坐標系定義及坐標系 變 換 常用坐標系定義 本文主要研究大氣層外攔截器的姿態(tài)控制問題，在此研究過程中用到的坐標系有地面坐標系 Axyz 和彈體坐標系 Ox1y1z1，以下對這兩種坐標系的定義予以闡述[11]。 （ 2） 彈體坐標系 1 1 1Oxyz 原點 O 取在導彈的質(zhì)心上； Ox1 軸 與彈體縱軸重合，指向頭部為正； Oy1 軸在彈體縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，垂直于 Ox1 軸，向上為正； Oz1 軸垂直于 x1O y1 平面，方向按右手定則確定。 （ 4） 速度坐標系 3 3 3Oxyz 坐標系的原點 O 取在導彈的質(zhì)心上； 3Ox 軸與導彈質(zhì)心的速度矢量 V 重合； 3Oy精品文檔 歡迎下載 軸位于彈體對稱面內(nèi)于 3Ox 軸垂直，指向上為正； 3Oz 軸垂直于 33Ozy 平面，其方向按右手直角坐標系確定。其定義如 下： 偏航角 ? ：導彈的縱軸 Ox1 在水平面上的投影與地面坐標系 Ax 軸之間的夾角。 滾轉(zhuǎn)角 ? ： 導彈的 Oy1 軸與包含彈體縱軸 Ox1 的鉛垂平面之間的夾角。按照姿態(tài)角的定義，繞相應坐標軸依次旋轉(zhuǎn) ,??和 ? ，每一次旋轉(zhuǎn)稱為基元旋轉(zhuǎn)，相應的得到三個基元變換矩陣（又稱初等變換矩陣），這三個基元變換矩陣的乘積，就是坐標變換矩陣 ? ?,L??? 。 A ( O )xyz X ’Z ’Y ’x1y1z1. ?. ? . ???? (a) 精品文檔 歡迎下載 A ( O )xyzX ’Z ’. ?? (b) Z ’ X ’x1yY ’. ??A ( O ) (c) Z ’z1x1Y ’y1? A ( O ). ? (d) 圖 23 地面坐標系到彈體坐標系的變換過程 若某矢量在地面坐標系 Axyz 中的分量為 x， y， z， 分量列陣為 ? ?Tx y z ，則變換到坐標系 Ax， yz， 后的分量列陣為 ? ?39。同樣得到旋轉(zhuǎn)后的分量矩陣為 ? ?39。zxxy L yzz????? ????? ?????????? ?? （ 23） 式中的基元變換矩陣 ? ? c os si n 0si n c os 00 0 1zL??? ? ????????? （ 24） 最后將坐標系 Ax1y‘z‘繞 Ax1 軸旋轉(zhuǎn) ? 角，即得到彈體坐標系 Ox1y1z，如圖 23（ d）所示。將式（ 22）、式（ 24）、式（ 26）帶入式（ 28）中，則有 ? ?c o s c o s sin c o s sin, , sin c o s c o s sin sin c o s c o s sin sin sin c o s sinsin c o s sin sin c o s c o s sin sin sin sin c o s c o sL? ? ? ? ?? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ??????? ? ? ?? ? ? ??? （ 29） 地面坐 標系與彈體坐標系之間的變換關系也可用表 21中所列的方向余弦給出 [12]。 彈道偏角 V? ：飛行器的速度矢量 V 在水平面內(nèi)的投影與地面坐標系 Ax 軸之間的夾角。若軸 1Ox 位于速度矢量 V 的投 影線的上方（即產(chǎn)生正升力）時，攻角 ? 為正；反之為負。以速度坐標系為基準，首先以角速度 ? 繞 3Oy 軸旋轉(zhuǎn) ? 角，然后，以 角速度 ? 繞 1Oz軸旋轉(zhuǎn) ? 角，最終獲得彈體坐標系的姿態(tài)。 ? ?? ?a r c sin c o s sin sin sin sin c o s c o s c o s sin c o s / c o sV? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?? ? ? 彈道坐標系與速度坐標系之間的關系的矩陣表達式為 ? ?3232vxxy L yzz?? ? ? ?? ? ? ??? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ? （ 214） 式中 ? ? 1 0 00 c o s sin0 sin c o sv v vvvL ? ? ??????????? （ 215） 大氣層內(nèi)飛行器 的數(shù)學模型 大氣層內(nèi)飛行器 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的 動力學方程 對于研究飛行器繞質(zhì)心運動的動力學矢量方程來說，建立在 彈體坐標系上的標量形式最為簡單。 本文所研究的攔截器為軸對稱型，則彈體坐標系的軸 Ox1 ， Oy1 ， Oz1 就是攔截器的慣性主軸。滾動力矩 xM 的作用是使導彈繞縱軸 1Ox 作轉(zhuǎn)動運動。俯仰力矩 zM 將使導彈繞橫軸 1Oz 作旋轉(zhuǎn)運動。 ? x y zm m m、 、 —— 無量綱比例系數(shù)，分別稱為滾動力矩比例系數(shù) 、偏航力矩比例系數(shù)和俯仰力矩比例系數(shù)。對有翼式導彈，計算俯仰力矩是。 大氣層內(nèi)空氣動力系數(shù)表 通過查找資料得到以下空氣動力系數(shù)表。 由動力學知識可知，力矩 M 等于 作用力 T 與力臂 L 的乘積，如式（ 227）所示。 姿態(tài)控制發(fā)動機產(chǎn)生的推力在彈體坐標系 上分解為 滾轉(zhuǎn)推力 Tx、偏航推力 Ty和俯仰推力 Tz。一般情況下，干擾量只是在穩(wěn)定量附近的一種微小的偏離，所以這個假定是合乎實際的。其余 6個方程中 未知函數(shù)為： ??x t? ， ??y t? ， ??z t? ， ??t? ， ??t? ， ??t? ，共 6 個。對它們聯(lián)立求解式異常冗繁的，只能借助于計算機求解 。求得各姿態(tài)角可決定導彈在空間每一瞬時的姿態(tài)。 小擾動假設下攔截器繞質(zhì)心運動方程的線性化 由 節(jié)已經(jīng)得到了大氣層 內(nèi)飛行器 的數(shù)學模型，如式（ 221）、 式（ 224）和式（ 226）所示， 一共有 9 個方程。 精品文檔 歡迎下載 y1O11 2 3 4 5 6 z12 R 圖 24 尾部發(fā)動機布局圖 大氣層內(nèi)飛行器 的數(shù)學模型 的簡化 小擾動假設下的線性化方法 小擾動假設下的線性化方法 :在彈體滿足瞬時平衡假設條件下，假設擾動量是在穩(wěn)定量附近的微小量，則運動方程組可以在穩(wěn)定量附近進行線性化，并忽略方程組中微小量的二次以上高階微量，可以得到關于擾動量的線性微分方程組。從而可知 發(fā)動機工作時，控制力矩是一定的，即發(fā)動機工作在開關狀態(tài)。 攻角 yC zm 側(cè)滑角 zC ym 復合攻角 xC 精品文檔 歡迎下載 姿態(tài)控制發(fā)動機的推力方程 大氣層 內(nèi)飛行器 姿態(tài)控制執(zhí)行機構是安裝在攔截器尾部的 6 個姿態(tài)控制常值推力發(fā)動機，即發(fā)動機的輸出值為推力。 ? q —— 來流的動壓。對有翼式導彈特別是飛航式導彈，常以彈翼面積來表示；對彈道式導彈，常以彈身最大橫截面積來表示。 研究空氣動力矩與研究空氣動力一樣 ，可用對空氣動力矩系數(shù)的研究來取代對空氣動力矩的研究。偏航力矩 yM 的作用是使飛行器繞立軸 1Oy 作旋轉(zhuǎn)運動。于是，動量矩 H沿彈體坐標系各軸的分量為 [14] 1 1 1