【正文】 _____________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________ __________ 根據(jù)畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）的材料和學(xué)生的答辯情況，答辯委員會作出如下評定： 學(xué)生 畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）答辯成績評定為： 對畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）的特殊評語： ____________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________ ________ 答辯委員會主任（簽字）： 職稱： ______ __________ 答辯委員會副主任（簽字）： 答辯委員會委員（簽字）： ___________ ___________ ___________ __________ __________ ___________ ___________ ___________ __________ __________ ___________ ___________ ___________ __________ __________ 年 月 日 精品文檔 歡迎下載 哈爾濱工業(yè)大學(xué)畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）任務(wù)書 姓 名： 張亞南 院 （系）： 航天學(xué)院 控制科學(xué)與工程系 專 業(yè)： 自動化 班 號： 10604101 任務(wù)起至日期： 2021 年 03 月 01 日至 2021 年 06 月 20 日 畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）題目： 大氣層內(nèi) 飛行器 姿態(tài)控制規(guī)律設(shè)計(jì)與仿真 立題的目的和意義： 為了實(shí)現(xiàn)大氣層內(nèi)飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定控制，需要對飛行器的姿態(tài)控制方法進(jìn)行分析和研究。 ， 仿真時(shí)間為 10 秒。 精品文檔 歡迎下載 進(jìn)度安排： ~：查閱相關(guān)資料，了 解大氣層內(nèi)飛行器 的運(yùn)行特點(diǎn) ，分析姿態(tài)控制發(fā)動機(jī)的推力工作特性；了解坐標(biāo)系定義，掌握大氣層內(nèi)飛行器數(shù)學(xué)模型的具體含義 。 ~： 優(yōu)化控制規(guī)律，驗(yàn)證不同初始條件下的控制效果，整 理資料，整理仿真數(shù)據(jù)，分析仿真結(jié)果。然后，根據(jù)大氣層外內(nèi)飛行器 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程和繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的運(yùn)動學(xué)方程組 以及空氣動力方程得出飛行器 的姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型。最后，設(shè)計(jì)軟件仿真流程圖，通過軟件仿真驗(yàn)證設(shè)計(jì)結(jié)果，并對結(jié)果進(jìn)行比較分析 。 模型線性化 。 coordinates。這些飛行器能在空中按預(yù)定的軌跡運(yùn)動總離不開它的姿態(tài)控制系統(tǒng) ， 飛行器在空間的運(yùn)動是十分復(fù)雜的。用加速度計(jì)代替高度計(jì)測量運(yùn)動載體的高度，就是利用加速度計(jì)信號計(jì)算高度，由此帶來的一系列經(jīng)濟(jì)、可靠等特點(diǎn)更特別適合于飛行器。 因此，研究飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)、控制方法具有重要的作用和意義 [1]。該系統(tǒng)由探測與跟蹤設(shè)備、 攔截器 、作戰(zhàn)管理與指揮控制通信系統(tǒng)三大部分組成。 目前， 攔截器已發(fā)展到第三代，是一種超級輕巧、能自主識別真假目標(biāo)、高智能化的先進(jìn)攔截器。 本文的研究工作就是在這種背景下進(jìn)行的。雖然當(dāng)前在飛行器姿態(tài)控制中，新的控制方法的應(yīng)用較少，但是由于應(yīng)用任務(wù)的需求，對飛行器的性能和精度要求不斷提高，有關(guān)新的控制方法在飛行器姿態(tài)控制的應(yīng)用一直受到人們的關(guān)注。在要求高精度的飛行器姿態(tài)控制中，這種抖動是不能容忍的。由于魯棒控制系統(tǒng)一般不工作在最優(yōu)狀態(tài)，因此系統(tǒng) 的穩(wěn)態(tài)精度差。最常用的自適應(yīng)控制方式是參數(shù)自適應(yīng)控制，即通過實(shí)時(shí)校正參數(shù)來達(dá)到適應(yīng)的目的。在實(shí)際工程中多將自適應(yīng)控制與其他控制方法結(jié)合，將控制器參數(shù)調(diào)整得更加合理 [7]。 智能控制是控制理論、人工智能 (AI)和計(jì)算機(jī)科學(xué)相結(jié)合的產(chǎn)物，被認(rèn)為是控制理論發(fā)展的第三個(gè)階段。智能控制是傳統(tǒng)控制理論方法的發(fā)展，它是控制理論、計(jì)算機(jī)技術(shù)和人工智能技術(shù)相結(jié)合的產(chǎn)物，具有自適應(yīng)、自學(xué)習(xí)和自組織的能力。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控 制是指在控制系統(tǒng)中采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)這一工具對難以描述的復(fù)雜的非線性對象進(jìn)行建模，或充當(dāng)控制器，或優(yōu)化計(jì)算，或進(jìn)行推理，或故障診斷等，以及同時(shí)兼有上述某些功能的適當(dāng)組合 [9]。 [10] 本文中大氣層 內(nèi)飛行器 的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)是安裝在尾部的 6 個(gè)常值推力發(fā)動機(jī)。 主要 研究內(nèi)容如下： ? 通過查閱相關(guān)文獻(xiàn)了解課題的背景和目前的研究狀況。 ? 編寫計(jì)算機(jī)仿真程序進(jìn)行仿真驗(yàn)證。x y zJ k g m J J k g m? ? ? ? ? 忽 略 質(zhì) 量 變 化 引 起 的 轉(zhuǎn) 動 慣 量 變 化 ? 1 0 0 5? ? ?? ? ?。（初始角速度）； ? 10 0 5t t t? ? ?? ? ?。 精品文檔 歡迎下載 第 2 章 大氣層內(nèi)飛行器 的數(shù)學(xué)模型研究 對于大多數(shù)控制方法而言，對象的數(shù)學(xué)模型不可或缺。 （ 1） 地面坐標(biāo)系 Axyz 地面坐標(biāo)系 Axyz 與地球固聯(lián)，原點(diǎn) A 通常取 導(dǎo)彈質(zhì)心在地面（水平面）上的投影點(diǎn)， Ax 軸在水平面內(nèi)，指向目標(biāo)（或目標(biāo)在地面的投影）為正； Ay 軸與地面垂直，向上為正； Az 軸按右手定則確定 。此坐標(biāo)系與彈體固聯(lián)，是動坐標(biāo)系。 此坐標(biāo)系與彈體固連，也是一種動坐標(biāo)系 。由 Ax 軸逆時(shí)針方向轉(zhuǎn)至導(dǎo)彈縱軸投影線時(shí)，偏航角 ? 為正，反之為負(fù)。從彈體尾部順 Ox1 軸往前看 ，若 Oy1 軸位于鉛垂平面的右側(cè)，形成的夾角 ? 為正，反之為負(fù)。具體過程如下： 先將地面坐標(biāo)系 Axyz 繞 Ay 軸旋轉(zhuǎn) ? 角，形成過度坐標(biāo)系 Ax39。139。同樣，得到旋轉(zhuǎn)后的列陣分量為 ? ?1139。 表 21地面坐標(biāo)系與彈體坐標(biāo)系之間的坐標(biāo)變換方向余弦表 Ax Ay Az Ox1 cos cos?? sin? cos sin??? Oy1 si n c os c os si n si n? ? ? ? ??? cos cos?? si n si n si n c os si n? ? ? ? ?? Oz1 si n c os si n si n c os? ? ? ? ?? cos sin??? si n si n si n c os c os? ? ? ? ??? （ 2） 地面坐標(biāo)系與彈道坐標(biāo)系之間的關(guān)系及其轉(zhuǎn)換 由地面坐標(biāo)系和彈道坐標(biāo)系的定義可知，由于地面坐標(biāo)系的軸與彈道坐標(biāo)系的均在水平面內(nèi)，所以地面坐標(biāo)系與彈道坐標(biāo)系之間的關(guān)系通常由兩個(gè)角度來確定，分別為：彈道傾角 ? 、彈道偏角 V? 。迎 V? 角平面，若由 Ax 軸轉(zhuǎn)至 39。 ? ? ? ?? ?a r c s in c o s s in c o s c o s s in s in s in c o s s in / c o sVVa ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?? ? ? ? ?????精品文檔 歡迎下載 側(cè)滑角 ? ：速度矢量 V 與彈體縱向?qū)ΨQ面之間的夾角。速度坐標(biāo)系 3 3 3Oxyz 與彈體坐標(biāo)系 1 1 1Oxyz之間的關(guān)系以矩陣形式表示為 ? ?1313,xxy L yzz??? ? ? ?? ? ? ??? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ? （ 212） 式中 ? ? c os c os sin c os sin, sin c os c os sin sinsin 0 c osL? ? ? ? ?? ? ? ? ? ? ???????????? （ 213） （ 4） 彈道坐標(biāo)系與速度坐標(biāo)系之間的關(guān)系及其轉(zhuǎn)換 由彈道坐標(biāo)系與速度坐標(biāo)系的定義可知， 2Ox 軸和 3Ox 軸均與攔截彈的速度度矢量重合，所以，這兩個(gè)坐標(biāo)系之間的關(guān)系一般用一個(gè)角度即可確定。 彈體 坐標(biāo)系 Ox1y1z1 是動坐標(biāo)系，假設(shè)彈體坐標(biāo)系相對于地面坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動角速度為 ? ， 在彈體坐標(biāo)系中，攔截器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程為 精品文檔 歡迎下載 d H H HMd t t ??? ? ? ?? （ 216） 式中 /dH dt ， /Ht??分別為動量矩的絕對、相對導(dǎo)數(shù)。此時(shí)，攔截器對彈體坐標(biāo)系各軸的慣性積為零。副翼偏轉(zhuǎn)角 x? 為正時(shí)，將引起負(fù)的滾動力矩。對正常式導(dǎo)彈，升降舵的偏航轉(zhuǎn)角 y? 為正時(shí)，將引起負(fù)的俯仰力矩。 ? Sm—— 特征面積。特征長度常以彈翼的平均氣動力弦長來表示；計(jì)算偏航力矩和滾動力矩時(shí)，特征長度均以彈身長度來精品文檔 歡迎下載 表示 [15]。又有 等效氣動長度 Lm= ， 等效氣動面積 Sm= [17]。 M TL? （ 227） 對于姿態(tài)控制發(fā)動機(jī)的 控制 力矩而言，由于攔截器的 結(jié)構(gòu)已知且固定，則力臂的長 度是定值；又由于發(fā)動機(jī)輸出的是常值推力，則控制力矩是恒定值。 1 4 3 61 6 3 425xyzT T T T TT T T T TT T T? ? ? ???? ? ? ?????? （ 228） 將式（ 228） 帶入式（ 227）可得到 發(fā)動機(jī)作用在攔截器上的各力繞彈體坐標(biāo)系三個(gè)坐標(biāo)軸的力矩方程 1 4 3 61 6 3 425()()xyzM R T T T TM L T T T TM L T T? ? ? ???? ? ? ?????? （ 229） 式（ 228）和式（ 229）中的 Ti(i=1,2,3,4,5,6)表示圖 24 中所示的 6個(gè)發(fā)動機(jī)的推力； Tx， Ty， Tz 是姿態(tài)控制發(fā)動機(jī)在彈體坐標(biāo)系各個(gè)坐標(biāo)系上的分量； Mx，My， Mz是姿態(tài)控制發(fā)動機(jī)推力繞彈體坐標(biāo)系各個(gè)軸的力矩； R 為 飛行器 的半徑、 L為攔截器的質(zhì)心到發(fā)動機(jī)所在平面中心之間的距離。將運(yùn)動微分方程用小擾動法 寫出后，方程中這些微小增量的二次以上高階項(xiàng)為高階微量，可以忽略，這樣就使以擾動量為基本運(yùn)動參量的運(yùn)動微分方程線性化 [18]。故有惟一解。 將各個(gè)運(yùn)動參量 x? ， y? ??等置換為 xx???? ， yy???? ??等，分別帶入方程組（ 221）和式（ 224），得到方程組如下： 精品文檔 歡迎下載 ? ?? ?? ?()( ) ( )()( ) ( )() ( ) ( )xxx z y z z y y xyyy x z x x z z yzzz y x y y x x zdJ J J MdtdJ J J MdtdJ J J Mdt??? ? ? ???? ? ? ??? ? ? ? ????? ? ? ? ? ? ??????? ? ? ? ? ? ?????? ? ? ? ? ? ? ??? 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