吸气式高超声速飞行器中末段制导与控制方法研究

来源 :朱晨昊 |
维护祖国和平与稳定、实现中华民族伟大复兴是每个中华儿女肩负的责任与热切的期盼,也是一代代国防科研人员为之奉献青春的精神力量源泉。吸气式高超声速飞行器的研究进展不仅代表最高的科学技术水平,更是国防与综合国
维护祖国和平与稳定、实现中华民族伟大复兴是每个中华儿女肩负的责任与热切的期盼,也是一代代国防科研人员为之奉献青春的精神力量源泉。吸气式高超声速飞行器的研究进展不仅代表最高的科学技术水平,更是国防与综合国力的象征。面对我国周围日益复杂的环境,发展吸气式高超声速导弹武器系统,既可以增强我国区域拒止能力,同时也是维护区域安全稳定的有力保证。本文针对吸气式高超声速飞行器的动力学建模、制导与控制系统设计等关键技术进行了研究,重点解决了如何在吸气式高超声速飞行器的设计和研究阶段,在平衡考虑计算的快速性与准确性的前提下,对飞行器的气动与推力等关键参数进行估算的问题、如何建立既体现吸气式高超声速飞行器的特性又适用于制导与控制系统的面向控制建模的问题、如何在推力和飞行姿态受约束下情况下进行制导律的设计,使其满足飞行时间与角度约束的问题和如何在强耦合、强非线性与不确定性存在的情况下对飞行器的速度和姿态进行控制等几个关键问题。主要研究内容包括:首先根据相关公开试验资料与文献数据给出典型吸气式高超声速飞行器的构型与参数,然后对其气动与推力等相关参数进行估算。因为高超声速流动与超声速流动的物理本质不同,显著的高超声速效应使得用于亚/超声速气动的计算方法不再适用。为了对高超声速气动进行估算,本文采用了基于无黏流动的激波-膨胀波理论计算方法计算表面压力,并将转捩预测的经验估算方法与参考温度经验估算方法相结合,给出在考虑边界层层流-转捩-湍流影响下的黏性摩擦阻力估算法,并建立了吸气式高超声速飞行器的气动计算模型;同时,应用一维等熵流动假设给出了推力计算的方法,建立了发动机推力模型。最后结合气动与推力计算模型,给出了吸气式高超声速飞行器的动力学模型,为后续制导与控制系统的设计奠定了理论基础。基于建立的气动、推力计算模型与动力学模型,开展了中段飞行时间约束制导方法研究。首先在对飞行器的升阻比和推重比等特性分析的基础上,给出了合理的初始投放条件与交班点窗口设计,并采用了倾侧转弯的方式来减小飞行姿态对进气和推力的影响。然后考虑到吸气式高超声速导弹在中段飞行时存在加速过程,这使得基于匀速假设的剩余飞行时间估计再不适用,所以针对此问题开展了变速飞行条件下的剩余飞行时间估计方法的研究,并将剩余飞行时间误差估计与最优反馈控制相结合,给出了中段飞行时间受约束的制导方法。此外,为了获得简单的制导律形式,对交班点的视场角边值条件无约束,因此可能产生交班时视场角过大的不利于末制导的情况,对此进行了加速转向的调整飞行时间的设计,可以使交班点速度方向尽可能指向目标。一般在末段飞行中为保证导引头对目标的锁定,对视场角的范围一般要加以约束,同时为了获得对目标更好的侵彻能力,一般要求导弹从特定的角度打击目标,即对终端打击角度有约束。为了解决过程状态角度约束与终端打击角度约束的制导问题,给出了满足终端打击角度约束的带偏置项的比例导引律,并与状态角度受约束与终端角度受约束的最优控制方法相结合,并通过对制导律进行合理分段与平滑连接设计,给出了打击角度约束制导方法。吸气式高超声速飞行器一体化的设计使气动与推力间存在强耦合的问题,高超声速气动具有非线性的本质问题,理论计算、地面试验等得到的气动参数与实际的偏差带来了的不确定性的问题,需要针对这些问题进行控制系统设计。推力对姿态的影响以力矩的形式表现在动力学方程中,姿态对推力的影响表现在推力计算的模型中,前述给出的气动计算模型作为真实模型具有非线性性质,对其进行线性化拟合,作为控制系统使用模型,模型间的偏差表现了不确定。针对以上问题,本文给出了基于高阶滑模的吸气式高超声速飞行器的自适应控制方法。首先将控制系统分为速度跟踪控制与姿态跟踪控制,然后通过给出的几种不同的方法,将制导系统的指令转为体轴角速度指令,用对体轴角速度的跟踪问题代替了姿态角跟踪的问题,使被控系统降阶,最后设计了基于有限时间收敛误差观测器的鲁棒自适应高阶滑模控制方法,实现对体轴角速度指令的跟踪,同时为了抑制了滑模控制带来的抖振,采用微分形式的控制量。
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