【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 .........................................................42 致 謝 .............................................................................................................................44 附 錄 .............................................................................................................................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(guò)一個(gè)世紀(jì) 的發(fā)展，各種飛行器如雨后春筍般出現(xiàn)，從飛機(jī)、導(dǎo)彈到火箭、衛(wèi)星，從宇宙飛船、航天飛機(jī)、空間站到月球探測(cè)器、火星探測(cè)器。這些飛行器能在空中按預(yù)定的軌跡運(yùn)動(dòng)總離不開(kāi)它的姿態(tài)控制系統(tǒng) ， 飛行器在空間的運(yùn)動(dòng)是十分復(fù)雜的。同樣，在飛行器研究領(lǐng)域，世界范圍內(nèi)的所有飛行器的研究人員共同追求著飛行器的四個(gè)控制目標(biāo)：第一，增加飛行器的可控性；第二，使航天器控制更容易達(dá)到航空器控制的水平；第三，提供更易使用于飛行器控制的算法；第四，增加飛行器的安全性。這些目標(biāo)的實(shí)現(xiàn)同樣也離不開(kāi)它的姿態(tài)控制系統(tǒng)。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(biāo)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(shè)計(jì)方法的局限性，這對(duì)飛行器姿態(tài)控制器的研究和設(shè)計(jì)具有一定的參考和應(yīng)用價(jià)值。用加速度計(jì)代替高度計(jì)測(cè)量運(yùn)動(dòng)載體的高度，就是利用加速度計(jì)信號(hào)計(jì)算高度，由此帶來(lái)的一系列經(jīng)濟(jì)、可靠等特點(diǎn)更特別適合于飛行器。由于舍棄了高度計(jì)，從而避免了有高度計(jì)測(cè)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(wèn)題。它突出的優(yōu)點(diǎn)是：低成本、高可靠性、低功率、長(zhǎng)壽命、快速反應(yīng)等，更適用于飛行器姿態(tài)控制。飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)是關(guān)系飛行器飛行成敗的 關(guān)鍵系統(tǒng)之一，其控制過(guò)程和方法一直是人們重視和關(guān)注的問(wèn)題，它貫穿于飛行器的設(shè)計(jì)、使用、儲(chǔ)存的整個(gè)生命周期 。 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]。 為了對(duì)付彈道導(dǎo)彈的威脅 ,美、俄等軍事強(qiáng)國(guó)先后加強(qiáng)了對(duì)彈道導(dǎo)彈防御系統(tǒng)的研究 ,尤其是美國(guó) ,迫切希望建立起一個(gè)反導(dǎo)體系 ,以擁有對(duì)抗彈道導(dǎo)彈襲擊的能力。 1999 年 3 月 ,美國(guó)通過(guò)了建立 NMD 的方案 ,它將與 TMD 系統(tǒng)一起構(gòu)成美國(guó)導(dǎo)彈防御系統(tǒng)的支柱。之后 ,美國(guó)又進(jìn)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(dǎo)彈防御系統(tǒng) (該系統(tǒng)也能夠?qū)πl(wèi)星進(jìn)行攻擊和攔截 )。該系統(tǒng)由探測(cè)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。 對(duì)彈道導(dǎo)彈和衛(wèi)星的攔截關(guān)系到我國(guó)的國(guó)家安全，近年來(lái)我國(guó)學(xué)者已經(jīng)開(kāi)始了反導(dǎo)和反衛(wèi)武器的研制工作 [2]。 精品文檔 歡迎下載 攔截器是導(dǎo)彈防御系統(tǒng)的主要作戰(zhàn)工具，通常是指新一代高層攔截防空導(dǎo)彈的末級(jí)，它在被送到需要高度、達(dá)到需要速度并捕獲目標(biāo)后的末段飛行中具有獨(dú)立攔截目標(biāo)的能力 。 攔截器主要包括探測(cè)器、姿控和軌控推進(jìn)系統(tǒng)、慣性測(cè)量組合、數(shù)據(jù)處理制導(dǎo)計(jì)算機(jī)等部分，它的功能主要是探測(cè)、跟蹤并摧毀來(lái)襲導(dǎo)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(jī)動(dòng)性。 目前， 攔截器已發(fā)展到第三代，是一種超級(jí)輕巧、能自主識(shí)別真假目標(biāo)、高智能化的先進(jìn)攔截器。它主要有三個(gè)特點(diǎn)：質(zhì)量輕、成本低、依靠動(dòng)能殺傷目標(biāo)；有很強(qiáng)的自主作戰(zhàn)能力，能壓縮通信傳輸率和簡(jiǎn)化總體結(jié)構(gòu)；能自主識(shí)別真假目標(biāo) [3]。 攔截器姿態(tài)控制系統(tǒng)的任務(wù)是通過(guò)控制尾部發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)來(lái)調(diào)整攔截器的姿態(tài)，保持?jǐn)r截器三軸穩(wěn)定，并使探測(cè)器穩(wěn)定地跟蹤目標(biāo)，始終保持目標(biāo)在探測(cè)器的視場(chǎng)范圍內(nèi)，即使攔截器滾轉(zhuǎn)角為零，俯仰角和偏航角分別跟蹤視線傾角和視線偏角。 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(dòng)機(jī) 提供連續(xù)推力，如果能將常值推力等效 為連續(xù)推力，進(jìn)而就可以使用連續(xù)推力控制律進(jìn)行控制 [4]。 本文的研究工作就是在這種背景下進(jìn)行的。 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(wèn)題 ,需要對(duì)飛行器的姿態(tài)控制方法進(jìn)行分析和研究。 保證飛行器 姿態(tài)機(jī)動(dòng) 性能 具有良好的動(dòng)態(tài)特性和穩(wěn)態(tài)精度，這項(xiàng)研究工作具有較強(qiáng)的工程實(shí)用價(jià)值。 飛行器姿態(tài)控制方法研究現(xiàn)狀 目前，國(guó)內(nèi)外實(shí)際應(yīng)用在飛 行器上的姿態(tài)控制技術(shù)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(shù)等控制方法。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(duì)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。下面就列舉幾種國(guó)內(nèi)外討論比較多的控制方法。 變結(jié)構(gòu)控制特別適合用于非線性系統(tǒng)的控制，具有易于工程實(shí)現(xiàn)，可靠性強(qiáng)，適應(yīng)于各種擾動(dòng)和可以充分發(fā)揮控制器潛力等特點(diǎn)，近年來(lái)己開(kāi)始被用來(lái)解決復(fù)雜的控制工程問(wèn)題。變結(jié)構(gòu)控制的一個(gè)特點(diǎn)是在滑動(dòng)模態(tài)下對(duì) 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。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。在控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，必須專門采取措施來(lái)消除抖動(dòng) [5]。 魯棒控制方法適用于將穩(wěn)定性和可靠性作為首要目標(biāo)的系統(tǒng)，要求過(guò)程的動(dòng)態(tài)特性已知且不確定因素的變化范圍可以預(yù)估，不需要精確的過(guò)程模型，但需要一些離線辨識(shí)。因此，魯棒控制特別適于控制那些比較關(guān)鍵、不確定因素變化范圍大、穩(wěn)定裕度小的系統(tǒng)。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。目前魯棒控制研究最熱門的 H∞魯棒控制存在的普遍問(wèn)題是控制器階數(shù)偏高。以上兩點(diǎn)缺憾，使得人們?cè)谶x擇飛行器的姿態(tài)控制方法時(shí)對(duì)魯棒控制方法態(tài)度謹(jǐn)慎 [6]。 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。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(guò)實(shí)時(shí)校正參數(shù)來(lái)達(dá)到適應(yīng)的目的。一般說(shuō)來(lái)，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。這種方法將參數(shù)辨識(shí)和控制結(jié)合在一起，控制器要同時(shí)完成兩個(gè)功能，它在控制受控對(duì)象的運(yùn)行狀態(tài)的同時(shí)，還要 了解受控對(duì)象。全系數(shù)自適應(yīng)控制方法以其算法簡(jiǎn)單、控制品質(zhì)好、適應(yīng)性強(qiáng)和魯棒性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，已在實(shí)際工業(yè)控制中取得了成功的應(yīng)用。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]。 最優(yōu)控制是現(xiàn)代控制理論的一個(gè)重要組成部分，人們對(duì)用最優(yōu)控制理論進(jìn)行 3飛行器的姿態(tài)控制己經(jīng)做了很深入的研究，并且有許多技術(shù)己經(jīng)應(yīng)用于飛行器控制。最優(yōu)姿態(tài)控制系統(tǒng)，并都與 PID 控制進(jìn)行比較，仿真結(jié)果顯示，無(wú)論是動(dòng)態(tài)性能還是穩(wěn)態(tài)指標(biāo)，使用最優(yōu)控制的效果都優(yōu)于 PID 控制。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]。 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。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。所謂智能控制，就是具有某種智能特征的控制 。 這種智能特征包括：把人的經(jīng)驗(yàn)與控制理論融合在一起的設(shè)計(jì)方法；具有在線學(xué)習(xí)、修改和生成新知識(shí)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(qiáng)的邏輯推理 、分析決策的能力。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。智能控制從 20 世紀(jì) 60 年代提出以來(lái)，盡管還沒(méi)有統(tǒng)一的定義和控制器設(shè)計(jì)的完整理論，但是應(yīng)用這種控制技術(shù)己解決了一些傳統(tǒng)控制技術(shù)難以解決的問(wèn)題，而且大大提高了控制性能，受到了人們的極大關(guān)注。在飛行器控制方面，顯示出智能控制的極大優(yōu)勢(shì) 。 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。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(duì)難以描述的復(fù)雜的非線性對(duì)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]。 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。 PID 控制器問(wèn)世至今已有近 70 年歷史，它以其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、穩(wěn)定性好、工作可靠、調(diào)整方便而成為工 程 控制的主要技術(shù)之一。 因此在本文中，就采用 PID 控制器來(lái)對(duì)攔截器 的姿態(tài)進(jìn)行控制 。 [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(dòng)機(jī)。為保證攔截器 可以從初始姿態(tài)角達(dá)到預(yù)期的角度，針對(duì)姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)姿態(tài)控制律，以使攔截器達(dá)到所需滿足的要求。具體的內(nèi)容如下： 圖 11 飛行器姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)配置圖 精品文檔 歡迎下載 本文在研究大氣層內(nèi)飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中可 能存在的主要問(wèn)題的基礎(chǔ)上，通過(guò)設(shè)計(jì)姿態(tài)控制規(guī)律，控制安裝在飛行器 尾部的 6 個(gè)姿態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)工作狀態(tài)，使飛行器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)能夠快速響應(yīng)控制指令，且姿態(tài)角誤差滿足系統(tǒng)要求，從而實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制目的。 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 , , ? ? ?? ? ? ? 。 主要 研究?jī)?nèi)容如下： ? 通過(guò)查閱相關(guān)文獻(xiàn)了解課題的背景和目前的研究狀況。 ? 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。 ? 建立大氣層內(nèi)飛行器繞質(zhì)心的動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、姿態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)力方程、空氣動(dòng)力矩方程。 ? 設(shè)計(jì)姿態(tài)控制律，可用輸入信息包括：彈體三個(gè)姿態(tài)角、姿態(tài)角速度：輸入信息為：姿態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)信息。 ? 編寫(xiě)計(jì)算機(jī)仿真程序進(jìn)行仿真驗(yàn)證。 系統(tǒng) 相關(guān)參數(shù) 如下 ： ? 0 , 20 。x z m y k m? ? ? ? 13 00 / , 90 0 / , 0 / 。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 ( ) 。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? ? ?? ? ?。 。 。， ，（初始姿態(tài)角）； ? x y z 0/ s? ? ?? ? ? 。（初始角速度）； ? 10 0 5t t t? ? ?? ? ?。 。 。， ，（期望姿態(tài)角）。 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(duì)于大多數(shù)控制方法而言，對(duì)象的數(shù)學(xué)模型不可或缺。甚至對(duì)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。 本文研究的對(duì)象是 在大氣層外飛行的攔截器 ，因此本文針對(duì)它的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)建立其動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。 坐標(biāo)系定義及坐標(biāo)系 變 換 常用坐標(biāo)系定義 本文主要研究大氣層外攔截器的姿態(tài)控制問(wèn)題，在此研究過(guò)程中用到的坐標(biāo)系有地面坐標(biāo)系 Axyz 和彈體坐標(biāo)系 Ox1y1z1，以下對(duì)這兩種坐標(biāo)系的定義予以闡述[11]。 （ 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 。為了便于進(jìn)行坐標(biāo)變換，通常將地面坐標(biāo)系平移，即將坐標(biāo)原點(diǎn) A 移至導(dǎo)彈質(zhì)心 O 處，各坐標(biāo)軸平行移動(dòng)。 對(duì)于本文研究?jī)?nèi)容而言，地面坐標(biāo)系就是慣性坐標(biāo)系，主要是用來(lái)作為確定導(dǎo)彈質(zhì)心位置和空間姿態(tài)的基準(zhǔn)的。 （ 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。此坐標(biāo)系與彈體固聯(lián)，是動(dòng)坐標(biāo)系。 （ 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。彈道坐標(biāo)系用來(lái)建立飛行器 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)標(biāo)量方程并研究彈道特性比較簡(jiǎn)單清晰。 （ 4） 速度坐標(biāo)系 3 3 3Oxyz 坐標(biāo)系的原點(diǎn) O 取在導(dǎo)彈的質(zhì)心上； 3Ox 軸與導(dǎo)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(duì)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(biāo)系確定。 此坐標(biāo)系與彈體固連，也是一種動(dòng)坐標(biāo)系 。 坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系 （ 1）地面坐標(biāo)系到彈體坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系 將地面坐標(biāo)系 Axyz 平移，