飛行器引導與控制技術(shù)研究.pdf

1、本文針對所下達的不同類型飛行器飛行控制系統(tǒng)設計的科研任務需求，首先，對航天飛機再入返回段的制導律與控制律進行了開發(fā)研究。然后開發(fā)研究了基于GPS的艦載飛機著艦引導系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)配置與控制規(guī)律，并進行了有效的仿真驗證。第三，根據(jù)艦載直升機的操縱特性要求，設計了基于狀態(tài)反饋與前饋的直升機解耦飛控系統(tǒng)。最后針對基于儀表的半自動著艦縱向?qū)б到y(tǒng)，開發(fā)了實時可視化仿真平臺。 在開發(fā)航天飛機再入段的導引控制律時，研究了不同的制導方案，給出了一種

2、基于阻力與能量關(guān)系剖面的再入制導方法，并對再入剖面進行了優(yōu)化設計，得出了基準飛行軌跡，最終導出用于跟蹤該基準軌跡的線性控制律，完成了相應的迎角剖面和滾轉(zhuǎn)角剖面的設計。 在研究基于GPS的艦載機自動著艦引導系統(tǒng)時，采用四元數(shù)法建立了GPS著艦引導的坐標變換體系，給出了GPS著艦引導的總體結(jié)構(gòu)配置，設計了相應的縱側(cè)向?qū)б翱刂埔?guī)律，并輔以仿真驗證。 為了獲得艦載直升機優(yōu)良的動態(tài)操縱品質(zhì)，給出了基于狀態(tài)反饋與前饋的直升機解耦控