本文研究的機動彈頭為空氣舵控制而非推力矢量控制的一型有著很高戰(zhàn)略意義的攻擊型武器。特別是在對航母戰(zhàn)斗群這種有著完善防御體系的對手進行作戰(zhàn)時，再入機動彈頭將從航母戰(zhàn)斗群上方進行攻擊。它憑借極高的飛行速度特別是先進的姿態(tài)控制方法可以很好的對敵方的防御體系進行有效規(guī)避、直擊目標。目前，只有美國等少數(shù)國家擁有此項技術(shù)，我國只處在初級的理論研究階段。為了使我國的海洋權(quán)益得到鞏固，必須對敵方航母起到威懾作用。因此，需要發(fā)展再入機動彈頭的一系列相關(guān)技術(shù)。本文主要針對彈頭在再入大氣層時難于控制這一問題，設計了俯仰通道控制器，希望能為我國在此種彈頭的理論研究方面貢獻一份力量。 由于這種彈頭需要先后兩次穿越地球大氣層且飛行速度超過音速近十倍，各參數(shù)之間的相互耦合很強烈且引起很強的非線性變化，因此選擇合適的非線性控制方法是當務之急。目前，非線性控制方法多種多樣，但是控制這種帶有強烈非線性變化的飛行器都很難勝任。本文中利用動態(tài)逆方法設計了相應的控制器，并在動態(tài)逆控制器的基礎上設計了軌跡線性化控制器對再入彈頭進行控制。具體工作內(nèi)容如下： 首先，確定再入機動彈頭俯仰通道數(shù)學模型。由于國外對這種彈頭的模型沒有...

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【學位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第1章 緒論
    1.1 課題研究的背景、目的和意義
        1.1.1 課題研究的背景
        1.1.2 課題研究的目的和意義
    1.2 控制系統(tǒng)非線性設計方法介紹
        1.2.1 滑模變結(jié)構(gòu)控制介紹
        1.2.2 反饋線性化控制方法
        1.2.3 動態(tài)逆控制方法
        1.2.4 軌跡線性化控制方法
    1.3 論文的主要工作及章節(jié)安排
        1.3.1 論文的主要工作
        1.3.2 論文的章節(jié)安排
第2章 再入機動彈頭的數(shù)學模型
    2.1 引言
    2.2 本文用到的幾種常用坐標系介紹
    2.3 機動彈頭動力學方程
        2.3.1 空天飛行器六自由度非線性方程
        2.3.2 再入機動彈頭動力學模型
        2.3.3 再入機動彈頭俯仰通道動力學模型
    2.4 空氣動力系數(shù)模型和動力矩系數(shù)模型
        2.4.1 空氣動力系數(shù)模型
        2.4.2 空氣動力矩系數(shù)模型
    2.5 再入機動彈頭開環(huán)特性仿真分析
    2.6 本章小結(jié)
第3章 再入機動彈頭動態(tài)逆控制器設計
    3.1 引言
    3.2 俯仰通道非線性仿射模型
    3.3 再入機動彈頭動態(tài)逆控制器設計
        3.3.1 實現(xiàn)動態(tài)逆控制的兩種模型處理方法
        3.3.2 俯仰通道逆模型推導
    3.4 動態(tài)逆控制系統(tǒng)仿真分析
    3.5 本章小結(jié)
第4章 基于軌跡線性化的俯仰通道控制器設計
    4.1 引言
    4.2 軌跡線性化方法概述
        4.2.1 微分的偽逆及線性時變反饋理論
        4.2.2 PD 譜理論概述
    4.3 再入機動彈頭俯仰通道軌跡線性化控制器組成
    4.4 軌跡線性化外回路控制器設計
        4.4.1 外回路角速度控制器設計
        4.4.2 外回路線性時變調(diào)節(jié)器設計
    4.5 軌跡線性化內(nèi)回路控制器設計
        4.5.1 內(nèi)回路舵偏角控制器設計
        4.5.2 內(nèi)回路線性時變調(diào)節(jié)器設計
    4.6 軌跡線性化控制器仿真研究
    4.7 本章小結(jié)
第5章 軌跡線性化方法仿真分析
    5.1 引言
    5.2 攝動實驗
        5.2.1 參數(shù)攝動百分之十仿真實驗
        5.2.2 參數(shù)攝動百分之二十仿真實驗
        5.2.3 參數(shù)攝動百分之三十仿真實驗
        5.2.4 參數(shù)攝動百分之五十仿真實驗
    5.3 本章小結(jié)
結(jié)論
參考文獻
攻讀碩士學位期間發(fā)表的論文和取得的科研成果
致謝



本文編號：4045265