高超聲速飛行器俯沖制導(dǎo)技術(shù)半實物仿真方法研究.pdf

1、本文以具有大升阻比氣動外形的高超聲速飛行器為研究對象，針對高超聲速飛行器制導(dǎo)控制系統(tǒng)半實物仿真環(huán)境建設(shè)中涉及到的理論方法問題，深入研究了相關(guān)的制導(dǎo)控制與仿真技術(shù)。
　　首先，介紹了擬建設(shè)的半實物仿真環(huán)境及其各組成部分，建立了仿真環(huán)境軟件系統(tǒng)需要的各類數(shù)學模型。
　　其次，針對半實物仿真環(huán)境需要仿真驗證的制導(dǎo)算法部分，以從制導(dǎo)角度解決高超聲速飛行器俯沖飛行過程中鉸鏈力矩過大問題為出發(fā)點，研究了考慮終端落角、終端入射方位角和終端

2、落點等多種約束條件下的鉸鏈力矩最優(yōu)俯沖制導(dǎo)方法。通過瞬時平衡假設(shè)建立了鉸鏈力矩與過載的聯(lián)系，在最優(yōu)制導(dǎo)的性能指標中，以過載量間接表征鉸鏈力矩；選取過載為控制量，將俯沖段相對運動方程化為顯含過載的狀態(tài)空間形式；利用最優(yōu)控制理論，以過載最小為性能指標，引入偽控制量，推導(dǎo)了鉸鏈力矩最小的解析最優(yōu)制導(dǎo)律。
　　再次，針對半實物仿真環(huán)境需要考核的控制算法部分，研究了利用自抗擾技術(shù)來增強動態(tài)逆控制魯棒性的高超聲速飛行器高精度、強魯棒姿態(tài)控制方

3、法。利用動態(tài)逆控制方法將高度非線性、強耦合的姿控模型進行線性化和解耦處理，將原系統(tǒng)對消為偽線性系統(tǒng)，并設(shè)計非線性誤差反饋控制律對偽線性系統(tǒng)進行控制；針對模型中氣動參數(shù)大偏差、內(nèi)外動態(tài)干擾、未建模誤差等不確定性因素，設(shè)計了擴張狀態(tài)觀測器進行實時在線估計，然后給予補償。
　　進而，結(jié)合已經(jīng)建成的半實物仿真軟硬件環(huán)境，開展了制導(dǎo)算法的半實物仿真方法研究。分析了傳統(tǒng)三自由度仿真方法對高超聲速飛行器制導(dǎo)算法仿真驗證存在的缺陷，提出了一種考慮

4、舵偏在仿真回路的新三自由度仿真方法，基于新的數(shù)學仿真方法研究了制導(dǎo)算法半實物仿真方法。通過仿真算例對新的三自由度仿真方法和半實物仿真方法的合理性進行了驗證分析。
　　最后，對第三章推導(dǎo)的鉸鏈力矩最優(yōu)俯沖制導(dǎo)律進行了不同仿真模式下的仿真實驗，進一步驗證了制導(dǎo)律性能和鉸鏈力矩峰值最優(yōu)效果，實現(xiàn)了本文有關(guān)半實物仿真環(huán)境建設(shè)所需理論研究的閉合驗證。
　　論文研究拓展了高超聲速飛行器制導(dǎo)控制理論與仿真技術(shù)，所提出的方法具備工程實用價值