發(fā)布時(shí)間：2020-04-03 13:39

【摘要】：變質(zhì)心控制技術(shù)是通過(guò)調(diào)整飛行器內(nèi)部活動(dòng)體與殼體的相對(duì)位置使系統(tǒng)質(zhì)心發(fā)生變化,從而改變氣動(dòng)力臂實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器姿態(tài)的控制。與傳統(tǒng)的氣動(dòng)舵控制方式相比,變質(zhì)心控制技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)是執(zhí)行機(jī)構(gòu)位于飛行器內(nèi)部,不必考慮舵面燒蝕問(wèn)題。因此這種控制方式非常適合在大氣層內(nèi)飛行的高超聲速飛行器機(jī)動(dòng)。但安裝在飛行器內(nèi)部的滑塊會(huì)破壞載體內(nèi)部結(jié)構(gòu),從而增加滑塊布局的設(shè)計(jì)難度。因此對(duì)滑塊布局進(jìn)行合理的優(yōu)化設(shè)計(jì)是變質(zhì)心控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)真正工程化的先決條件。此外,滑塊在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中會(huì)引起慣性主軸偏移,這種偏移不僅會(huì)導(dǎo)致通道間的耦合,而且會(huì)引起陀螺效應(yīng)從而增加附加慣性力矩。因此由飛行器和滑塊共同構(gòu)成的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)是一個(gè)強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性的動(dòng)態(tài)系統(tǒng)。這些因素使得系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性異常復(fù)雜,并且對(duì)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了更高要求。本文將針對(duì)上述若干問(wèn)題進(jìn)行深入研究。為解決滑塊布局與機(jī)動(dòng)能力之間的沖突,本文首先提出一種大質(zhì)量比單滑塊與噴氣控制組合的姿態(tài)BTT控制模式。根據(jù)所提出的滑塊布局,建立變質(zhì)心飛行器完整的動(dòng)力學(xué)模型,包括姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和滑塊動(dòng)力學(xué)模型。為了揭示變質(zhì)心飛行器的控制機(jī)理,針對(duì)滑塊控制的俯仰通道的線性模型,研究包括攻角與滑塊偏轉(zhuǎn)角的配平關(guān)系、穩(wěn)定條件、控制能力及動(dòng)態(tài)特性等問(wèn)題。結(jié)果表明滑塊的質(zhì)量比和質(zhì)心距是影響變質(zhì)心飛行器控制機(jī)理的重要參數(shù)。采用多尺度方法和分岔理論對(duì)包含滑塊動(dòng)力學(xué)的完整非線性俯仰動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)進(jìn)行振動(dòng)模態(tài)和分岔方面的分析。首先建立攻角與滑塊偏轉(zhuǎn)角的耦合動(dòng)力學(xué)微分方程組,其中滑塊運(yùn)動(dòng)耦合導(dǎo)致的動(dòng)力學(xué)方程中出現(xiàn)的立方非線性項(xiàng)會(huì)激發(fā)系統(tǒng)的內(nèi)共振現(xiàn)象。而這一現(xiàn)象是無(wú)法通過(guò)分析線性模型來(lái)揭示的。采用多尺度方法研究系統(tǒng)內(nèi)共振的動(dòng)力學(xué)行為,給出一階近似解情況下定常解的幅頻響應(yīng)關(guān)系。此外,大質(zhì)量比滑塊的弧線運(yùn)動(dòng)增加了系統(tǒng)的非線性特性,滑塊偏轉(zhuǎn)角的變化以及總體參數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)等的變化都將會(huì)引起系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)行為的突變而產(chǎn)生分岔。因此著重從總體參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)方面對(duì)飛行器俯仰姿態(tài)平衡態(tài)的影響進(jìn)行開(kāi)環(huán)非線性分岔特性分析,并對(duì)平衡分支的穩(wěn)定性和分岔點(diǎn)進(jìn)行分析,為飛行器參數(shù)的進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。提出基于浸入與不變流形理論的俯仰姿態(tài)/伺服控制律及一體化自適應(yīng)控制律。由于大質(zhì)量比單滑塊在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中產(chǎn)生附加轉(zhuǎn)動(dòng)慣量導(dǎo)致姿態(tài)與伺服系統(tǒng)之間的運(yùn)動(dòng)耦合,因此按照姿態(tài)跟蹤回路和滑塊位置回路設(shè)計(jì)思路,基于浸入與不變流形理論設(shè)計(jì)雙回路控制器。并且針對(duì)該理論中偏微分方程求解困難的問(wèn)題,重新設(shè)計(jì)目標(biāo)系統(tǒng)從而簡(jiǎn)化了設(shè)計(jì)過(guò)程。針對(duì)雙回路控制系統(tǒng)存在的一些不足,從飛行器整體耦合控制模型出發(fā),仍然基于浸入與不變流形方法,設(shè)計(jì)俯仰通道的姿態(tài)/伺服一體化控制系統(tǒng)來(lái)提高控制的動(dòng)態(tài)品質(zhì),并且設(shè)計(jì)估計(jì)器來(lái)補(bǔ)償氣動(dòng)參數(shù)不確定性�；谝惑w化控制器形成的閉環(huán)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型,分別以質(zhì)量比和指令攻角為分岔參數(shù)開(kāi)展閉環(huán)非線性分岔特性研究,對(duì)控制器的設(shè)計(jì)提供重要?jiǎng)恿W(xué)信息。針對(duì)本文所設(shè)計(jì)的變質(zhì)心BTT控制方案,提出了基于浸入與不變流形理論的多通道耦合控制器。通過(guò)對(duì)變質(zhì)心飛行器多通道耦合控制模型的分析發(fā)現(xiàn),滾轉(zhuǎn)和偏航通道通過(guò)附加轉(zhuǎn)動(dòng)慣量耦合為了欠驅(qū)動(dòng)的滾偏子系統(tǒng)。因此采用坐標(biāo)變換方法將原系統(tǒng)轉(zhuǎn)換為級(jí)聯(lián)系統(tǒng),然后在此基礎(chǔ)之上設(shè)計(jì)欠驅(qū)動(dòng)控制器。結(jié)果表明相比于全驅(qū)動(dòng)控制方式,本文提出的欠驅(qū)動(dòng)控制不僅能夠減少能耗,而且降低了噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的控制邏輯難度。最后研究了變質(zhì)心飛行器末制導(dǎo)問(wèn)題,提出了一種基于運(yùn)動(dòng)偽裝理論適的三維制導(dǎo)律。首先基于彈目瞬時(shí)視線旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)給出一種雙二階相對(duì)動(dòng)力學(xué)模型,依據(jù)運(yùn)動(dòng)偽裝理論特點(diǎn)分析了攔截條件。然后通過(guò)對(duì)攔截條件和相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn),三維制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)可以簡(jiǎn)化在二維的視線瞬時(shí)旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)進(jìn)行設(shè)計(jì),從而降低了設(shè)計(jì)難度。最后結(jié)合對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)的估計(jì),給出了基于運(yùn)動(dòng)偽裝理論的變質(zhì)心飛行器末制導(dǎo)律。所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律不僅形式簡(jiǎn)單,而且具有響應(yīng)速度快、末端過(guò)載小的特點(diǎn)。
【圖文】：

圖 1-1 滑塊穩(wěn)定系統(tǒng)Fig. 1-1 Artificial space station and stabilizer configuration體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的上面級(jí)在自旋過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生章動(dòng)運(yùn)動(dòng)，現(xiàn)。荷蘭學(xué)者 Janssens[ 8, 9]將滑塊與彈簧組合為一滑塊

圖 1-2 滑塊-彈簧系統(tǒng)Model configuration and mass制系的 Gohary[ 10, 11, 12]著重研態(tài)運(yùn)動(dòng)設(shè)計(jì)一種配置三個(gè)
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類(lèi)號(hào)】：V249.1

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2613442