飞行器姿态控制开题报告

大气层内飞行器姿态控制规律设计与仿真,航天学院控制科学与工程系自动化专业106*张*,导师,1.研究背景,经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控制系统，飞行器在空间的运动是十分复杂的。同样，在飞行器研究领域，世界范围内的所有飞行器的研究人员共同追求着飞行器的四个控制目标：第一，增加飞行器的可控性；第二，使航天器控制更容易达到航空器控制的水平；第三，提供更易使用于飞行器控制的算法；第四，增加飞行器的安全性。这些目标的实现同样也离不开它的姿态控制系统。可见飞行器姿态控制在飞行器系统中的重要作用。,2.国内外在该方向的研究现状,目前，国内外实际应用在飞行器上的姿态控制技术大多为PID控制，部分飞行器也使用了描述函数法、最优控制技术等控制方法。虽然当前在飞行器姿态控制中，新的控制方法的应用较少，但是由于应用任务的需求，对飞行器的性能和精度要求不断提高，有关新的控制方法在飞行器姿态控制的应用一直受到人们的关注。下面就列举几种国内外讨论比较多的控制方法。变结构控制、鲁棒控制方法、自适应控制方法、最优控制方法和智能控制方法。,3.研究对象：大气层内的飞行器,主要研究大气层外拦截器的姿态控制,1,3为滚转发动机；2和5为俯仰发动机；3和6为偏航发动机。Ox1y1z1为弹体坐标系,本文研究的大气层内飞行器姿态控制执行机构是安装在飞行器尾部的6个自控发动机，通过对飞行器的姿态控制规律进行设计，控制姿态发动机的开关工作状态，使飞行器姿态在系统允许的误差范围内，从而达到飞行器姿态控制的目的。,4.研究的目的和意义,为了实现大气层内飞行器的姿态稳定控制，需要对飞行器的姿态控制方法进行分析和研究。,控制目的是使拦截器姿态角满足系统允许的误差要求,5.研究内容,1建立大气层内飞行器绕质心动力学方程、绕质心运动学方程、姿态发动机推力方程。2.设计姿态控制规律，可用输入信息包括：弹体三个姿态角、姿态角速度；输出信息为：姿态控制发动机的开关信息。3.编写计算机仿真程序进行仿真验证。,6.目前完成的主要工作,坐标系定义：地面坐标系Axyz是与地球表面固连的坐标系。坐标系原点A通常选取在导弹发射点上（严格的说，应取在发射瞬间是导弹的质心上）；Ax轴指向可以是任意的，对于地面目标而言，Ax轴通常是弹道面与水平面交线，指向目标为正；Ay轴沿垂线向上，Az轴与其他两轴垂直并构成右手坐标系。地面坐标系相对地球是静止的，他随地球自转为旋转。研究时可将其视为惯性坐标系。弹体坐标系ox1y1z1的原点O取在导弹的质心上（此处把质心当作惯性中心）；ox1轴与弹体纵轴重合，指向头部为正；oy1轴位于弹体纵向对称面内于ox1轴垂直，指向上为正；oz1轴垂直于ox1y1平面，方向按右手直角坐标系确定。弹体坐标系与弹体固连，是一种动坐标系。,速度坐标系ox3y3z3的原点O取在导弹的质心上；ox3轴与导弹质心的速度矢量V重合；oy3轴位于弹体对称面内于ox3轴垂直，指向上为正；oz3轴垂直于oz3y3平面，其方向按右手直角坐标系确定。此坐标系与弹体固连，也是一种动坐标系。绕质心转动的动力学和运动学简化模型为：,式中Jx,Jy,Jz分别为拦截器相对于弹体坐标系3个轴的转动惯量,x，y，z分别为弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在弹体坐标系3个轴上的分量;Mx，My，Mz分别为作用在拦截器弹体坐标系3个轴上的控制力矩;，分别是滚转角、偏航角和俯仰角。,姿态控制发动机的推力模型：设理论上拦截器弹体坐标系中安装在尾部的六个姿态控制发动机所需提供的滚转、偏航、俯仰推力分别为Txc,Tyc和Tzc，实际Txc,Tyc和Tzc中,为了避免发动机频繁地开关机,可选取一组开关机门限Ton和Toff式中n1和n2为比例系数,且n1,n2（0,1）,可以在兼顾姿态控制发动机开关机次数和控制精度的基础上选择合适的值。,姿态控制律的设计:在本文中应用的姿态控制方法为PD控制。PID控制器是包含了比例，积分，微分控制于一体的经典控制方法。比例环节用于提高系统的响应时间，减小系统的稳态误差；积分环节用于提高系统型别，消除稳态误差，由于积分环节的加入，将会使控制系统的频带变窄，从而影响系统的快速性。微分环节为系统提供阻尼，加强系统的稳定性，同时使频带变宽，本质上相当于超前环节，加快系统的响应速度。综上可知，对于对精度及快速性要求较高的姿态控制系统，属于运动控制系统，适合于采用PD控制，此时既可以很好的满足性能要求。PD控制模型为：,7.技术要求,要求设计的姿态控制规律能够在允许时间内使飞行器姿态角误差满足系统精度要求，即,初始状态：x=z=0m,y=20km,Vx=1300m/s,Vy=900m/s,Vz=0m/s,m=85kg(飞行器总质量)，Jx=o.43kg.m2,Jy=Jz=2.58kg.m2(忽略质量变化引起的转动惯量改变)，,8.进度安排,110.03.0110.04.01：查阅相关资料，了解大气层内飞行器的运行特点，分析姿态发动机的推动力工作特性；了解坐标系定义，掌握大气层内飞行器数学模型的具体含义。2.10.04.0110.04.15:建立大气层内飞行器姿态运动数学模型。3.10.04.1610.05.01：了解PD控制规律设计方法，将飞行器姿态运动模型进行线性化。4.10.05.0110.05.20：初步设计PD姿态控制律，完成数学仿真流程图；编写仿真程序，初步验证控制律。5.10.05.2110.06.10：完善控制规律，验证不同初始条件下的控制效果；整理资料，整理仿真数据，分析仿真结果。6.10.06.1110.06.20：书写毕业论文。,9.预期达到的目标,通过对飞行器的姿态控制规律进行设计，控制姿态发动机的开关工作状态，使飞行器姿态在系统允许的误差范围内，从而达到飞行器姿态控制的目的。,10.研究过程中可能遇到的困难和问题以及解决的措施,飞行器在大气内飞行时的受力分析。建立合适的坐标系系统，使模型方程简单、易计算。寻找合适的控制律。在控制中应尽量避免姿控发动机开关过于频繁的现象。,11.解决措施,通过分析大气内飞行器的运动特点，建立坐标系系统及飞行器的运动模型，以模拟飞行器的飞行状态。坐标系包括三个：发射坐标系、弹体坐标系和速度坐标系。建模包括建立系统所需的质心动力学方程、质心运动学方程、绕质心动力学方程、绕质心运动学方程等。根据姿控发动机的工作特性，拟采用PD控制规律对飞行器姿态进行控制，使之达到系统要求。姿态控制中可以用的输入信息包括弹体三个姿态角和姿态角速度，输出信息是弹体姿控发动机的开