【正文】 故有惟一解。 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(dòng)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(dòng)機(jī)的推力； Tx， Ty， Tz 是姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)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(dòng)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(dòng)機(jī)所在平面中心之間的距離。又有 等效氣動(dòng)長度 Lm= ， 等效氣動(dòng)面積 Sm= [17]。 ? Sm—— 特征面積。副翼偏轉(zhuǎn)角 x? 為正時(shí)，將引起負(fù)的滾動(dòng)力矩。 彈體 坐標(biāo)系 Ox1y1z1 是動(dòng)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(dòng)角速度為 ? ， 在彈體坐標(biāo)系中，攔截器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)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(dòng)量矩的絕對、相對導(dǎo)數(shù)。 ? ? ? ?? ?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。 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? 。139。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 Ax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)。此坐標(biāo)系與彈體固聯(lián)，是動(dòng)坐標(biāo)系。 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。x y zJ k g m J J k g m? ? ? ? ? 忽 略 質(zhì) 量 變 化 引 起 的 轉(zhuǎn) 動(dòng) 慣 量 變 化 ? 1 0 0 5? ? ?? ? ?。 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。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]。 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。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。在要求高精度的飛行器姿態(tài)控制中，這種抖動(dòng)是不能容忍的。 本文的研究工作就是在這種背景下進(jìn)行的。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。用加速度計(jì)代替高度計(jì)測量運(yùn)動(dòng)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。 coordinates。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 。 ~： 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。 ， 仿真時(shí)間為 10 秒。 主要內(nèi)容： 1 建立大氣層 內(nèi)飛行器 繞質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程、繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng) 學(xué) 方程、姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)的推力方程和空氣動(dòng)力矩方程。 ~：書寫畢業(yè)論文。 通過以上設(shè)計(jì)及仿真分析表明，通過對模型線性化及 各 通道解耦后，采用 PD控制， 能夠?qū)崿F(xiàn)快速、穩(wěn)定的達(dá)到指令要求的姿態(tài)位置。 model linearization。由于舍棄了高度計(jì)，從而避免了有高度計(jì)測量系統(tǒng)因高度計(jì)的小動(dòng)態(tài)范圍所引起的一些難以解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。 對彈道導(dǎo)彈和衛(wèi)星的攔截關(guān)系到我國的國家安全，近年來我國學(xué)者已經(jīng)開始了反導(dǎo)和反衛(wèi)武器的研制工作 [2]。 為了實(shí)現(xiàn)大氣層內(nèi)飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定控制， 解決其姿態(tài)控制的最佳方法問題 ,需要對飛行器的姿態(tài)控制方法進(jìn)行分析和研究。在控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，必須專門采取措施來消除抖動(dòng) [5]。一般說來，自適應(yīng)控制是一種次最優(yōu)方法，是設(shè)計(jì)非線性控制系統(tǒng)的一種方法。目前出現(xiàn)的智能控制形式主要有：分層遞階 (或稱分散精品文檔 歡迎下載 遞階 )智能控制、專家控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、模糊控制、各種擬人的智能控制等。 在目前的工程實(shí)際中， 應(yīng)用最為廣泛的調(diào)節(jié)器 是 PID 控制 器。 ? 選擇適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系 —— 地面坐標(biāo)系和彈體坐標(biāo)系，研究它們之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系。 。甚至對于某些控制律的設(shè)計(jì)，一個(gè)較為精確的模型是成功設(shè)計(jì)的前提。 （ 3）彈道坐標(biāo)系 2 2 2Oxyz 彈道坐標(biāo)系的原點(diǎn) O 取在飛行器的瞬時(shí)質(zhì)心上； 2Ox 軸與飛行器的速度矢量 V重合； 2Oy 軸位于包含速度矢量 V 的鉛垂面內(nèi)垂直于 2Ox 軸，只向上為正； 2Oz 軸垂直于其他兩軸并構(gòu)成右手坐標(biāo)系。 俯仰角 ? ：導(dǎo)彈的縱軸 Ox1 與水平面之間的夾角。 yz39。 彈道傾角 ? ：飛行器的速度矢量 V 于水平面之間的夾角。沿飛行方向觀察，若來流從右側(cè)流向彈體（即產(chǎn)生負(fù)測向力），則對應(yīng)的側(cè)滑角 ? 為正；反之為負(fù)。 設(shè) i1， j1， k1分別為 沿彈體坐標(biāo)系各軸的單位矢量， 1x? ， 1y? ， 1z? 分別為彈體坐標(biāo)系轉(zhuǎn)動(dòng)角速度 ? 沿彈體坐標(biāo)系各軸的分量。偏航力矩 yM 的作用是使飛行器繞立軸 1Oy 作旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。對有翼式導(dǎo)彈特別是飛航式導(dǎo)彈，常以彈翼面積來表示；對彈道式導(dǎo)彈，常以彈身最大橫截面積來表示。 攻角 yC zm 側(cè)滑角 zC ym 復(fù)合攻角 xC 精品文檔 歡迎下載 姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)的推力方程 大氣層 內(nèi)飛行器 姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)是安裝在攔截器尾部的 6 個(gè)姿態(tài)控制常值推力發(fā)動(dòng)機(jī)，即發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出值為推力。 精品文檔 歡迎下載 y1O11 2 3 4 5 6 z12 R 圖 24 尾部發(fā)動(dòng)機(jī)布局圖 大氣層內(nèi)飛行器 的數(shù)學(xué)模型 的簡化 小擾動(dòng)假設(shè)下的線性化方法 小擾動(dòng)假設(shè)下的線性化方法 :在彈體滿足瞬時(shí)平衡假設(shè)條件下，假設(shè)擾動(dòng)量是在穩(wěn)定量附近的微小量，則運(yùn)動(dòng)方程組可以在穩(wěn)定量附近進(jìn)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(guān)于擾動(dòng)量的線性微分方程組。求得各姿態(tài)角可決定導(dǎo)彈在空間每一瞬時(shí)的姿態(tài)。其余 6個(gè)方程中 未知函數(shù)為： ??x t? ， ??y t? ， ??z t? ， ??t? ， ??t? ， ??t? ，共 6 個(gè)。 姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力在彈體坐標(biāo)系 上分解為 滾轉(zhuǎn)推力 Tx、偏航推力 Ty和俯仰推力 Tz。 大氣層內(nèi)空氣動(dòng)力系數(shù)表 通過查找資料得到以下空氣動(dòng)力系數(shù)表。 ? x y zm m m、 、 —— 無量綱比例系數(shù)，分別稱為滾動(dòng)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)。滾動(dòng)力矩 xM 的作用是使導(dǎo)彈繞縱軸 1Ox 作轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)。 ? ?? ?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(biāo)系與速度坐標(biāo)系之間的關(guān)系的矩陣表達(dá)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(xué)模型 大氣層內(nèi)飛行器 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的 動(dòng)力學(xué)方程 對于研究飛行器繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)矢量方程來說，建立在 彈體坐標(biāo)系上的標(biāo)量形式最為簡單。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(shí)，攻角 ? 為正；反之為負(fù)。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(biāo)系與彈體坐標(biāo)系之間的變換關(guān)系也可用表 21中所列的方向余弦給出 [12]。同樣得到旋轉(zhuǎn)后的分量矩陣為 ? ?39。按照姿態(tài)角的定義，繞相應(yīng)坐標(biāo)軸依次旋轉(zhuǎn) ,??和 ? ，每一次旋轉(zhuǎn)稱為基元旋轉(zhuǎn)，相應(yīng)的得到三個(gè)基元變換矩陣（又稱初等變換矩陣），這三個(gè)基元變換矩陣的乘積，就是坐標(biāo)變換矩陣 ? ?,L??? 。其定義如 下： 偏航角 ? ：導(dǎo)彈的縱軸 Ox1 在水平面上的投影與地面坐標(biāo)系 Ax 軸之間的夾角。 （ 2） 彈體坐標(biāo)系 1 1 1Oxyz 原點(diǎn) O 取在導(dǎo)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。 ，（期望姿態(tài)角）。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 ( ) 。 要求設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制規(guī)律能夠在允許時(shí)間內(nèi)使飛行器姿態(tài)角誤差滿足系統(tǒng)精度要求，即 , , ? ? ?? ? ? ? 。 智能制中的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制，適合于復(fù)雜系統(tǒng)的建模和控制，特別是當(dāng)系統(tǒng)存在不確定因素時(shí)，更體現(xiàn)了其優(yōu)越性，因此，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在控制領(lǐng)域倍受重視。但是最優(yōu)控制也有明顯的 缺點(diǎn)：魯棒性差，這限制了它在要求高可靠性的飛行器控制領(lǐng)域的應(yīng)用 [8]。 自適應(yīng)控制的提出至今己有 40 多年，在理論和應(yīng)用方面都已取得了一系列引人注目的成就。變結(jié)構(gòu)控制的一個(gè)特點(diǎn)是在滑動(dòng)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(qiáng)的魯棒性，但同時(shí)也存在一個(gè)很嚴(yán)重的缺點(diǎn)：抖動(dòng)，而且控制量切換幅度越大，抖動(dòng)越明顯。 攔截器姿控和軌控推進(jìn)系統(tǒng)采 用的推力發(fā)動(dòng)機(jī)輸出為常值 形式，其特點(diǎn)是輸