单兵式火箭弹的简易滑模飞行控制系统设计(2)
4.1 控制方案结构设计 20
4.2 变结构控制器设计 21
4.3 控制参数设计 23
5 仿真结果与分析 24
5.1 建立Simulink仿真模型 25
5.2 仿真结果对比与分析 25
5.3 本章小结 35
结 论 36
致 谢 37
参考文献38
1 绪论
1.1 火箭弹飞行控制的目的、背景及意义
进入21世纪以来，世界形势和作战对象的变化，反恐战争、特种部队作战、民族纠纷、地区性局部冲突己经成为重要的战争形式，尤其是反恐怖、反走私、辑毒等非战争军事行动的频繁发生，已经对适合城市作战、山地作战、特种作战使用的兵器装备有越来越多的需求。因此，为了满足这种作战需求，近几年来单兵式火箭弹武器的发展得到了极大的关注和重视。
单兵式火箭弹是在膛内完成发动机火药气体燃烧的单兵携行使用的传统步兵近战武器，一般采用反坦克火箭筒和轻型无后坐力炮发射，它们所配的弹药大多数是火箭破甲弹和火箭增程破甲弹，主要被用于打击装甲目标、杀伤战斗人员或摧毁工事等。具有体积小、质量小、结构简单、造价便宜等特点，且不占编制，士兵个人即可使用，非常适用于城市作战、山地作战、特种作战等小范围的灵活性高的战争。然而，尽管单兵式具有诸多优点，但是其超过有效射程后命中精度减小，而且散布也会很大。因此，为了改善飞行性能、提高控制精度，对弹体的姿态控制和角速度约束的控制提出了很高的要求，应用基于滑模变结构理论的控制律来设计飞行控制器，便具有很好的工程价值和研究意义
1.2 国内外研究概况及发展趋势
1.3 本课题的科研任务
此次毕业设计中主要对考虑角速度约束情况下的单兵式火箭弹的姿态控制中过载反馈控制，进行建模仿真分析和验证，目前虽然已经有不少关于飞行器控制系统设计的研究成果。但考虑到火箭弹的飞行环境复杂“风场的变化、舵机的非线性”，飞行中可能产生一些干扰力矩，使火箭弹产生较大的角速度，而且飞行的角速度扰动和角速度约束要求是矛盾的。这样，在设计姿态控制器时，在满足攻角精细控制的同时，还应该满足对飞行器角速度约束，而滑模控制具有系统的动态性能能适应开关函数的特殊选择，封闭响应完全不受不确定因素影响的优点，因此，基于滑模变结构理论设计飞行控制系统便具有重要意义。以飞行器纵向通道控制器为例，采用了“过载+角加速度+角速度”的控制方案结构，设计变结构控制器，转而确定控制参数，最后进行仿真分析。
1.4 拟采用的研究手段（途径）
1.拟解决的问题
1）确定单兵式火箭弹的气动参数、导弹总体参数，计算条件等初始信息，以获取系统模 型的启动参数；
2）研究单兵式火箭弹巡航段的数学模型；
3）研究考虑角速度约束的火箭弹飞行控制系统设计；
4）建立单兵式火箭弹巡航段仿真模型；
5）尝试在仿真模型中引入外干扰，并对存在干扰情况下对比加加速度反馈和不加角速度反馈的效果，进行仿真分析。
2.拟采用的研究途径
1）建立单兵火箭弹的数学模型
首先根据相关文献数据确定单兵式火箭弹的气动参数、导弹总体参数，计算条件等初始信息，并根据这些参数获得系统模型气动参数，之后研究单兵式火箭弹巡航段数学模型，最后基于Simulink仿真环境下，建立单兵式火箭弹系统模型。