高超聲速飛行器再入段橫側(cè)向控制律設(shè)計(jì).pdf

1、高超聲速飛行器再入返回包括再入、能量管理以及自動(dòng)著陸三個(gè)階段。再入段作為再入返回的關(guān)鍵階段，對(duì)姿態(tài)控制提出了很高的要求，而橫側(cè)向控制又是姿態(tài)控制的難點(diǎn)。鑒于此，本文圍繞高超聲速飛行器再入段橫側(cè)向控制展開(kāi)了研究。
　　首先，建立了高超聲速飛行器六自由度數(shù)學(xué)模型，并詳細(xì)分析了橫側(cè)向?qū)ο筇匦?。橫側(cè)向?qū)ο筇匦苑治霭o穩(wěn)定性分析、模態(tài)特性分析和偏離特性分析，其中重點(diǎn)分析了橫側(cè)向偏離特性。
　　其次，針對(duì)再入氣動(dòng)舵面沒(méi)有效率或者效率不

2、足，分別設(shè)計(jì)了純RCS控制段和RCS與氣動(dòng)舵面復(fù)合控制段的橫側(cè)向RCS控制策略及控制律參數(shù)。由于RCS的離散工作機(jī)制，在線性系統(tǒng)下設(shè)計(jì)RCS姿態(tài)控制律，并采用脈寬調(diào)制實(shí)現(xiàn)算法將控制律解算出的連續(xù)力矩指令轉(zhuǎn)化成RCS可執(zhí)行的離散力矩指令。
　　再次，針對(duì)再入段橫側(cè)向氣動(dòng)控制存在荷蘭滾模態(tài)不穩(wěn)定以及副翼操縱反極性現(xiàn)象，分析了常規(guī)橫側(cè)向氣動(dòng)控制策略不適用于樣例飛行器的原因，并在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了“副翼增穩(wěn)荷蘭滾，方向舵控制滾轉(zhuǎn)角”的非常規(guī)橫

3、側(cè)向氣動(dòng)控制策略及控制律參數(shù)。
　　針對(duì)大迎角下飛行器急滾時(shí)運(yùn)動(dòng)耦合嚴(yán)重以及急滾的過(guò)程中易出現(xiàn)較大的側(cè)滑角，分別設(shè)計(jì)了基于操縱補(bǔ)償?shù)目箓?cè)滑前饋控制策略和基于側(cè)滑角變化率的抗側(cè)滑反饋控制策略，并給出了基于側(cè)滑角變化率的抗側(cè)滑反饋控制策略的工程實(shí)現(xiàn)方法。
　　最后，在Matlab下搭建高超聲速飛行器再入段的非線性仿真環(huán)境，并采用蒙特卡洛仿真方法對(duì)設(shè)計(jì)的橫側(cè)向控制律進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明，再入段的橫側(cè)向控制律能夠滿足控制要求