閉環(huán)軌控式直接側(cè)向力氣動力復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì).pdf

1、越來越多的高速高機(jī)動目標(biāo)的出現(xiàn)給精確制導(dǎo)武器帶來了新的挑戰(zhàn)，在要求制導(dǎo)控制系統(tǒng)具有足夠快的響應(yīng)速度的同時，也要求對目標(biāo)機(jī)動具有良好的適應(yīng)性。直接側(cè)向力不但能夠提高飛行器過載響應(yīng)速度，也能提高過載能力，是攔截高速高機(jī)動目標(biāo)有效途徑之一，也是目前防空反導(dǎo)武器的關(guān)鍵技術(shù)，但直接側(cè)向力的引入也使得制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)更加復(fù)雜，傳統(tǒng)的控制設(shè)計(jì)方法很難適用，因此，針對直接側(cè)向力的引入給制導(dǎo)控制系統(tǒng)帶來的特殊之處，開展相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)的研究，具有重要的理論

2、和實(shí)際意義。
　　本報告以推力的軌控式直接力/氣動力復(fù)合控制飛行器為研究對象，研究了飛行器的復(fù)合控制建模問題、直接側(cè)向力開啟時間確定問題、復(fù)合控制飛行器姿態(tài)控制設(shè)計(jì)問題以及考慮過載響應(yīng)特性的導(dǎo)引律設(shè)計(jì)問題，具體研究內(nèi)容如下：
　　首先，建立了復(fù)合控制飛行器數(shù)學(xué)模型，包括姿態(tài)運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)模型、彈-目相對運(yùn)動模型；在此基礎(chǔ)上，通過模型簡化，推導(dǎo)了復(fù)合控制飛行器末制導(dǎo)性能分析模型，并結(jié)合有限時間廣義H2方法研究了直接側(cè)向力開啟時

3、間確定問題，分析不同噪聲、目標(biāo)機(jī)動情況下脫靶量與直接側(cè)向力啟控時機(jī)之間的關(guān)系。
　　其次，研究了飛行器姿態(tài)復(fù)合控制方法。由于直接側(cè)向力和氣動力響應(yīng)特性不同，由此提出復(fù)合控制策略，建立基于自抗擾方法設(shè)計(jì)氣動力控制子系統(tǒng)的方法，并通過仿真驗(yàn)證了所提出的方法的有效性。
　　最后，將飛行控制系統(tǒng)簡化為一階慣性環(huán)節(jié)，分別基于自抗擾控制和滑?？刂品椒ㄔO(shè)計(jì)了考慮過載響應(yīng)特性的導(dǎo)引律，并通過仿真驗(yàn)證所提出的導(dǎo)引律設(shè)計(jì)方法的有效性，并進(jìn)一步與