飛行器姿態(tài)控制法綜述

1、百度文庫讓每個人平等地提升自我飛行器姿態(tài)控制方法綜述1 .引言經(jīng)過一個世紀(jì)的發(fā)展，各種飛行器如雨后春筍般出現(xiàn)，從飛機(jī)、導(dǎo)彈到火箭、 衛(wèi)星，從宇宙飛船、航天飛機(jī)、空間站到月球探測器、火星探測器。這些飛行器 能在空中按預(yù)定的軌跡運(yùn)動總離不開它的姿態(tài)控制系統(tǒng)，S行器在空間的運(yùn)動是 十分復(fù)雜的。為使問題簡單化，總是將一飛行器的空間運(yùn)動分解為鉛錘平面的縱 向運(yùn)動和水平面內(nèi)的側(cè)向運(yùn)動，將飛行器在空間的角運(yùn)動分解成俯仰、偏航和滾 動三個角運(yùn)動。由于角運(yùn).動使飛行器的姿態(tài)發(fā)生變化，所以對角運(yùn)動的控制就 是對飛行器姿態(tài)的控制。對于飛行器姿態(tài)的控制，不同的飛行器需要不同的策略， 本文主要就飛行器姿態(tài)控制方法的應(yīng)用

2、與發(fā)展作一一論述。2 .姿態(tài)控制的數(shù)學(xué)模型要控制飛行器的姿態(tài)，就是要控制使飛行器三個姿態(tài)角發(fā)生變化的力矩大小。 飛行器的姿態(tài)模型可以認(rèn)為是一類不確定MIMO仿射非線性系統(tǒng)，如式(1)所示：0=(/、.()4/4+% & 以8/1y+MJI、 底=(/、)4叫 z八八、,W = Q cos 0 - cox sin 6)1 cos (p0 =,cos 6 + o. sin 0 r x40 =、sin 0 tan (p + coy - co. cos 0 tan (p式中，x、y、z下標(biāo)表示空間飛行器的三個主軸方向；I表示相對于飛行器質(zhì)心 的慣量矩，設(shè)飛行器是主軸對稱的，則慣量積可以忽略；。

3、表示飛行器相對于慣 性空間的角速度;M表示控制力矩；，夕,6分別是飛行器的歐拉角。控制了 M的 大小，就可以控制飛行器按我們期望的軌跡運(yùn)動。M由飛行器上的執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn) 生，常見的有空氣舵、推力矢量發(fā)動機(jī)、反作用飛輪、噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)或由其它環(huán) 境力執(zhí)行機(jī)構(gòu)。三.飛行器姿態(tài)控制方法3.1 空氣動力控制根據(jù)運(yùn)動的相對性原理和氣體流動時的基本定律，當(dāng)飛行器在大氣中以一定 的速度飛行時.，飛行器都會受到空氣動力的作用?？諝鈩恿梢苑纸鉃樯Α?cè) 力和阻力，而對應(yīng)的氣動力矩可以分解為影響飛行器姿態(tài)的滾動力矩、偏航力矩 和俯仰力矩。大量實(shí)驗(yàn)表明，空氣動力和力矩與飛行器的飛行速度、飛行高度、飛行器的 外形及飛行器

4、相對來流的姿態(tài)等因素有關(guān)。來流速度越大，即飛行器速度越大， 動能就越大，來流吹到飛行器上后，由于受到阻滯，大部分動能轉(zhuǎn)換為壓力能， 總的空氣動力也增大?；旧蟻碚f，升力、側(cè)力和阻力與飛行速度的平方成正比。 空氣密度越大，則空氣的慣性就越大，飛行器向前飛行需要的推力就越大。根據(jù) 作用力與反作用力的原理，空氣必將以更大的力作用在飛行器上。因此，空氣動 力與空氣密度成正比。由于空氣密度隨高度增加而減小，所以高度越高，作用在 飛行器上的氣流速度分布也不同，必然影響著空氣動力的大小和方向。另外，飛 行器在空氣中的姿態(tài)不同，空氣動力也不同。使用空氣動力來控制飛行器的姿態(tài)是一種成熟的技術(shù)，其相應(yīng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)一

5、 舵機(jī)也有了很大的發(fā)展，對于大氣層內(nèi)飛行的普通飛行器來說是足夠的。但它也 有很多缺點(diǎn)：。）使用空氣動力控制姿態(tài)的飛行器的飛行區(qū)域限制在大層內(nèi)。（2）隨著對飛行器（大氣層內(nèi)）性能日益提高的要求，普通的氣動布局（三個控制面: 升降舵、方向舵和副翼）已不能滿足要求，需要有更多的控制面：水平鴨翼、垂 直鴨翼、縫翼、襟翼、全動平尾、全動垂尾等，這些控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)可以完成一 般飛行器難以實(shí)現(xiàn)的飛行任務(wù)，達(dá)到較高的飛行性能，但同時飛行控制系統(tǒng)的設(shè) 計(jì)將變得非常復(fù)雜。（3）對低速、低動壓（高空空氣稀?。┑臈l件下，不能實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的控制，如一些垂直 短距起降的飛行器和一些高空氣飛行器。空氣動力控制用于大氣層內(nèi)行的大

6、多 數(shù)飛機(jī)、導(dǎo)彈。3.2 推力矢量控制所謂推力矢量控制是指改變發(fā)動機(jī)排出的氣流方向來控制飛行器飛行的一 種控制方法。不采用推力矢量技術(shù)的飛行器，發(fā)動機(jī)的噴流都是與飛行器的軸線 重合的，產(chǎn)生的推力也沿軸線向前，這種情況下發(fā)動機(jī)的推力只是用于克服飛行 器所受到的阻力，提供飛行器加速的動力。采用推力矢量技術(shù)的飛行器，則是通 過噴管偏轉(zhuǎn)，利用發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力，獲得多余的控制力矩，實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài) 控制。其突出特點(diǎn)是控制力矩與發(fā)動機(jī)緊密相關(guān)，而不受飛行器本身姿態(tài)的影響。 實(shí)現(xiàn)推力矢量控制的方法主要有：小輔助噴管控制、固定噴管的噴流偏轉(zhuǎn)、擺動 噴管和側(cè)向二次噴射等。文章411介紹了推力矢量技術(shù)及其發(fā)展和運(yùn)

7、用綜1百度文庫-讓每個人平等地提升自我述。推力矢量控制的優(yōu)點(diǎn)是：(1)可以保證在飛行器作低速、大攻角機(jī)動飛行，而操縱舵面幾近失效時， 利用推力矢量提供的額外操縱力矩來控制飛行器機(jī)動。它可使飛行器獲得更大的 機(jī)動性，實(shí)現(xiàn)過失速機(jī)動飛行，突破“失速障礙”。(2)使用推力矢量技術(shù)的飛行器不僅其機(jī)動性大大提高，而且還具有前所未 有的短距起落能力，這是因?yàn)槭褂猛屏κ噶考夹g(shù)的飛行器的超環(huán)量升力和推力， 在升力方向的分量都有利于減小飛行器的離地和接地速度，縮短K行器的滑跑距 離。另外，由于推力矢量噴管很容易實(shí)現(xiàn)推力反向，飛行器在降落之后的制動力 也大幅提高，因此，著陸滑跑離更加縮短了。(3)推力矢量技術(shù)的運(yùn)

8、用提高了飛行器控制效率，使飛行器的氣動控制面， 例如垂尾和立尾可以大大縮小，從而飛行器的重量可以減輕。另外，垂尾和立尾 形成的角反射器也因此縮小，飛行器的隱身性能也得到了改善。推力矢量控制的主要應(yīng)用有：(1)具有超機(jī)動性和具有垂直/短距起飛的飛機(jī)，如俄羅斯的蘇-37戰(zhàn)斗機(jī)裝備 的發(fā)動機(jī)，不僅推重比大，而且采用了最先進(jìn)的推力矢量技術(shù)，可以做的機(jī)動動 作有；在“普加喬夫眼鏡蛇”機(jī)動動作后，接著做一個360度滾轉(zhuǎn)、尾沖:在垂 直平面內(nèi)作360度后向轉(zhuǎn)向的圓形機(jī)動；低速360度轉(zhuǎn)彎；高速高旋時以大攻角 攻擊目標(biāo);甚至可以在大迎角情況下以接近零速的狀態(tài)飛行。除此之外，還有其 他尚未命名的機(jī)動作，因此被稱

9、為“超機(jī)動性”。美國的F-22 “猛禽”戰(zhàn)斗機(jī)也 可實(shí)現(xiàn)“零”速度和大攻角下的高機(jī)動性。實(shí)現(xiàn)全推力矢量控制還可能導(dǎo)致無尾 飛機(jī)的問世，美國麥道公司提出的X-36無人戰(zhàn)斗機(jī)方案就是其中的一種。(2)戰(zhàn)略導(dǎo)彈。戰(zhàn)略導(dǎo)彈均為垂直發(fā)射，所以，有了推力矢量控制技術(shù)將大 大提高其發(fā)射安全性和空間變軌能力。如前蘇聯(lián)的陸基戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈的固體發(fā)動 機(jī)主要以燃?xì)舛?、空氣舵、二次噴射方式等?shí)現(xiàn)推力矢量控制：白楊導(dǎo)彈第一級 發(fā)動機(jī)就采用了燃?xì)舛婕涌諝舛?4個柵格翼、4個穩(wěn)定翼)的推力矢量控制方法。 而使用了柔性擺動噴管推力矢量控制技術(shù)的白楊-M導(dǎo)彈的主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能更 是大大改進(jìn)，投擲重量和命中精度均明顯提高，并具有

10、獨(dú)特的突防反攔截能力。(3)艦載導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)。采用垂直發(fā)射方式，必須解決導(dǎo)彈自身轉(zhuǎn)向問 題，但導(dǎo)彈剛發(fā)射時速度小、動壓低，空氣舵幾乎沒有控制效果，因此，必須采 用推力矢量控制系統(tǒng)來提供轉(zhuǎn)彎所需要的控制力?，F(xiàn)在世界上服役的艦載導(dǎo)彈垂 直發(fā)射系統(tǒng)主要有美國的Mk41型導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)和Mk48型導(dǎo)彈垂直發(fā)射系 統(tǒng)，英國的“海狼”導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)，法國的“西爾維亞” A43型導(dǎo)彈垂直發(fā) 射系統(tǒng)，俄羅斯的SA-N-6、SA-N-9、55-N-19導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)，以色列的“巴 拉克” I型導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)。而最具代表性的是美國的Mk41型導(dǎo)彈垂直發(fā)射 2百度文庫讓每個人平等地提升自我系統(tǒng)。(4)越

11、肩發(fā)射的空空導(dǎo)彈。越肩發(fā)射是一種新的攻擊方式，即本機(jī)利用機(jī)教 火控系統(tǒng)控制機(jī)載空空導(dǎo)彈，攻擊尾追本機(jī)的敵機(jī)的攻擊方式。越肩發(fā)射乂可分 為兩種發(fā)射方式:一種是導(dǎo)彈向前發(fā)射，在空小轉(zhuǎn)彎，然后去攻擊后方的目標(biāo)， 叫做“前射”(forward-fking);另一種是導(dǎo)彈直接向后發(fā)射，去攻擊后方的目標(biāo), 叫做“后射”(rear-firing),也叫“后向攻擊”。所以，都要經(jīng)過一個速度過零狀 態(tài)，在這種情況下就需要使用推力矢量控制來穩(wěn)定其姿態(tài)。其代表有俄羅斯的 R-73o(5)新型碟型飛行器。文55-60中的新型碟型飛行器使用推力矢量控制和變 質(zhì)心控制兩者的復(fù)合控制，首次實(shí)現(xiàn)了一類碟型飛行器的無舵控制。(

12、6)運(yùn)載火箭。如中國的長征系列火箭。3.3 噴氣反作用控制噴氣反作用控制是指飛行器本身利用自身攜帶的氣源，或由燃料燃燒或分解 產(chǎn)生的高壓氣體，經(jīng)噴氣發(fā)動機(jī)(推力器)向飛行器體外噴射出去，產(chǎn)生反作用力 和反作用力矩，從而控制飛行器姿態(tài)的一種控制方法。常用作姿態(tài)控制的噴氣系 統(tǒng)有：。)冷氣系統(tǒng)。它以高壓液態(tài)惰性氣體為工質(zhì)，如美國PANERO公司設(shè)計(jì)的 SabieRoeket飛行器的反作用控制系統(tǒng)，其工作介質(zhì)是冷氫氣。(2)單組元系統(tǒng)。它以無水阱為燃料，當(dāng)加壓的阱通過多孔的催化劑床時，燃燒 分解產(chǎn)生高溫高壓氣體噴出。如歐空局的地球同步通信衛(wèi)星，即軌道試驗(yàn)衛(wèi)星 (OTS)的反作用控制系統(tǒng)(RCS),使

13、用單組元脫(NZH4)作為推進(jìn)劑。系統(tǒng)由兩組 推力器構(gòu)成，每組有10個推力器，推進(jìn)劑貯存在4個貯箱中。(3)雙組元系統(tǒng)。使用燃燒劑和氧化劑兩種液體推進(jìn)劑，在推力器的燃燒室混合、 燃燒，推進(jìn)效率較高。與推力矢量控制不同，噴氣反作用控制系統(tǒng)一般由若干個噴嘴組成，分別安 裝在飛行器的翼端和飛行器前部或后部，分別對飛行器的俯仰、偏航和滾動進(jìn)行 控制。如俄羅斯的雅客-141,飛機(jī)在低速飛行時的姿態(tài)控制力來源于主發(fā)動機(jī)產(chǎn) 生的噴氣，前后發(fā)動機(jī)的推力之差控制俯仰，翼尖的反作用力控制系統(tǒng)和橫滾, 偏航則靠機(jī)頭的反作用力控制系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)。美國的“聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)”(JSF)計(jì) 劃中，承包商波音公司的方案中也采用了一

14、套噴氣反作用控制系統(tǒng)(包括俯仰、 偏航和滾轉(zhuǎn)噴管)，可保證飛機(jī)在STOVL(短距起飛與垂直著陸)工作狀態(tài)下的穩(wěn) 定。承包商洛克西德馬丁公司的STOVL方案中也有一套反作用控制系統(tǒng)。噴氣反作用控制適合于在低速和高空低動壓條件下飛行的飛行器，而使用最 多的是衛(wèi)星、航天飛機(jī)和空間站。但它一般只作為一種輔助手段和其它控制方法 復(fù)合使用。如對地觀測衛(wèi)星上常用的執(zhí)行機(jī)構(gòu)有以噴氣為主和以飛輪為主兩利I。 噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)具有設(shè)計(jì)簡單、可產(chǎn)生較大控制力矩等優(yōu)點(diǎn)，但由于要消耗衛(wèi)星上 的燃料而不適于長壽命運(yùn)行的衛(wèi)星。采用這類執(zhí)行機(jī)構(gòu)的航天器有美國的“阿波 羅”飛船以及國外早期的一些返回式遙感衛(wèi)星。以飛輪為主的執(zhí)行機(jī)構(gòu)

15、通常乂以 噴氣力矩等為輔助手段，這類系統(tǒng)適用于指向精度較高的長壽命衛(wèi)星（如“陸地 衛(wèi)星-6"、SPOT-4、ADEOS 等）。將噴氣反作用控制用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的情形還不多見，美國的Hydra導(dǎo)彈就使用 了一套噴氣反作用控制系統(tǒng)代替?zhèn)鹘y(tǒng)的可動舵面來控制導(dǎo)彈的姿態(tài)，而其“先進(jìn) 吸氣式雙射程導(dǎo)彈"（AADRM）計(jì)劃也已在萊特實(shí)驗(yàn)室開始實(shí)施。這種導(dǎo)彈的一 個關(guān)鍵技術(shù)就是尾鰭/反作用噴氣飛行控制系統(tǒng)，美軍將用這種控制系統(tǒng)取代傳 統(tǒng)的氣動控制面或推力矢量控制系統(tǒng)，為導(dǎo)彈近距格斗提供超機(jī)動性能。在近距 格斗時，每個反作用噴氣裝置可提供的推力為2.7千牛。與尾鰭相結(jié)合可使導(dǎo)彈 在極高攻角下攻擊

16、機(jī)動飛行目標(biāo)；在超視距攔截時，反作用噴氣裝置只在飛行末 段使用，可攻擊過載達(dá)9g的機(jī)動飛行目標(biāo)。萊特實(shí)驗(yàn)室在這方面已有技術(shù)準(zhǔn)備， 它曾實(shí)施一項(xiàng)名為“備用控制技術(shù)"（ACT）的探索性研究計(jì)劃，成功地演示了高 效率尾鰭反作用噴氣控制的技術(shù)可行性，使導(dǎo)彈的攻角增加到70°以上，大大提 高了機(jī)動性，同時減小了阻力和在載機(jī)上所占空間。噴氣反作用控制還用于十字 梁控制實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。為了實(shí)現(xiàn)在高空低動壓區(qū)域飛行，在美國一項(xiàng)應(yīng)用于飛行器姿 態(tài)控制的噴氣反作用力研究早在20世紀(jì)50年代中期已展開。1956年，Diydeii 飛行研究中心已開始了反作用力姿態(tài)控制的仿真和飛行方面的開創(chuàng)性作，并研制

17、出了一臺基于地面的有人操縱的十字梁模擬器。經(jīng)過近半個世紀(jì)的發(fā)展，美國的 超音速飛行器研究系列，從X-1到X-45A已經(jīng)發(fā)展了 20幾個試驗(yàn)型號。高超音 速飛行器依靠噴氣反作用力，控制在空間邊緣飛行。美國的空間飛行器和航天飛 機(jī)的大氣層外姿態(tài)控制大都采用十字梁實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的原理來實(shí)現(xiàn)的。3.4 飛輪控制飛輪控制是應(yīng)用于衛(wèi)星上的一種成熟的控制技術(shù)。飛輪是指具有大慣量的輪 體，當(dāng)它的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動被加速或減速時，產(chǎn)生反作用控制力矩。飛輪可以正反兩向 旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速在零附近的慣性輪是反作用輪，乂稱零動量輪。如果慣性輪在加速減 速過程中始終具有較高轉(zhuǎn)速，則稱為動量輪，乂稱偏置動量輪。動量輪不僅能產(chǎn) 生控制力矩，而且其

18、角動量可以使轉(zhuǎn)軸在慣性空間保持穩(wěn)定。反作用輪三軸姿態(tài)控制屬于主動姿態(tài)控制范疇。主動姿態(tài)控制的優(yōu)點(diǎn)是控制 精度較高，靈活性較強(qiáng)，快速性好;不足之處是要消耗衛(wèi)星上能源，控制電路較 復(fù)雜，成本較高。反作用輪三軸姿態(tài)控制方法至少要用三個飛輪。一般說來，反 作用輪比偏置動量輪小，速度低，而且反作用輪三軸姿態(tài)控制方法與單框架、雙 框架控制力矩陀螺比較起來，乂具有簡單、可靠的優(yōu)點(diǎn)。在采用高精度姿態(tài)敏感 器和高性能反作用輪后，控制系統(tǒng)的精度還會進(jìn)一步提高。所以，國外在高精度 控制的應(yīng)用場合，首先考慮采用反作用輪三軸姿態(tài)控制方法。反作用輪控制方法 所達(dá)到的姿態(tài)穩(wěn)定度，大約要比偏置動量控制方法高一個數(shù)量級。就反作

19、用輪控制方法而言，乂可以有多種不同的配置方案。一般說來，三個 反作用飛輪的配置方案，存在著飛輪的過零問題。對此，一般的解決方法是增加 反作用飛輪數(shù)（大多用四個），將積累的全部角動量分配給各個飛輪，使每個飛輪 都不出現(xiàn)過零。這樣增加了飛輪數(shù)，還能構(gòu)成冗余系統(tǒng);其缺點(diǎn)是把本來具備的 可反轉(zhuǎn)能力消除了一半多。因此，就必須犧牲重量，攜帶大型飛輪。反作用輪控制的一大缺點(diǎn)是當(dāng)反作用輪轉(zhuǎn)速過零時，由于摩擦力矩相對控制 力矩較大，會對衛(wèi)星姿態(tài)產(chǎn)生較大的影響。因此，為使這一控制技術(shù)得以實(shí)際應(yīng) 用，必須對反作用輪轉(zhuǎn)速過零時低速摩擦產(chǎn)生的擾動進(jìn)行有效抑制。關(guān)于反作用 輪低速摩擦特性的補(bǔ)償問題，國內(nèi)外學(xué)者已進(jìn)行了一定

20、的研究。目前.，存在以下 三種解決方案：在反作用輪輸人端加人與轉(zhuǎn)速同向，且幅值等于庫侖摩擦力矩的補(bǔ)償信號，以 減小摩擦影響。但由于庫侖摩擦只是理想化模型，與實(shí)際情況并不相符，且需要 精確測量轉(zhuǎn)速換向時刻，因此該方法在實(shí)際上很難奏效；引人反作用輪轉(zhuǎn)速反 饋。該方法能在一定程度上克服低速摩擦影響，且效果隨反饋系數(shù)的增大而變好。 當(dāng)反饋系數(shù)過大時，會出現(xiàn)極限環(huán)振蕩，且功耗較大;當(dāng)反作用輪轉(zhuǎn)速較低時， 在其輸人端疊加一小幅值正弦振顫信號，將摩擦特性諧波線性化，以改善姿態(tài)控 制性能。而文28與上述幾種方法不同，作者結(jié)合某型立體測繪小衛(wèi)星，采用變 結(jié)構(gòu)控制方法設(shè)計(jì)姿態(tài)控制系統(tǒng)來抑制低速摩擦影響。飛輪控制主

21、要應(yīng)用于衛(wèi)星、星際飛行器、月球探測器等，主要原因是飛輪提 供的力矩有限，飛輪轉(zhuǎn)速很容易達(dá)到飽和。3.5 磁力矩器控制磁力矩器控制僅用于衛(wèi)星的姿態(tài)控制，主要是因?yàn)榇帕仄魉芴峁┑牧?有限，不能滿足飛行器做大幅度機(jī)動的要求，但對于只需做小幅機(jī)動的衛(wèi)星等航 天器來說卻是可行的。磁力矩器是一個線圈，通電時產(chǎn)生磁偶極矩，與地磁場作 用產(chǎn)生力矩112。磁力矩器產(chǎn)生的磁力矩為：/= 叫，/.,?一，表示 沿著衛(wèi)星三個軸向的磁偶極子，B是衛(wèi)星所處位置的地磁場強(qiáng)度，可以通過三軸 磁強(qiáng)計(jì)測量給出。磁控力矩要同時受到衛(wèi)星當(dāng)?shù)卮艌龊捅旧泶排紭O子的限制，只 能在垂直于地磁場強(qiáng)度B的平面內(nèi)產(chǎn)生。3.6 變質(zhì)心控制許多

22、年來，一般來說，對于導(dǎo)彈和再人飛行器(RV)飛行特性的控制技術(shù)傾向 于使用于能夠提供相對較大控制能力的系統(tǒng)，這是由于大多數(shù)飛行器的飛行任務(wù) 都需要做較大幅度的機(jī)動。然而，對于一些執(zhí)行特殊任務(wù)的飛行器，如用于突防 的空一空導(dǎo)彈或是再人飛行器，需要控制系統(tǒng)能夠提供大的側(cè)向加速度的能力。 能夠提供這種能力的技術(shù)有鴨式構(gòu)型、升降舵補(bǔ)助翼、射流互作用副翼、推力矢 量控制以及其他方法。由于固有的導(dǎo)航誤差，使得僅能提供不大控制能力的控制 系統(tǒng)幾乎沒有價值。然而，隨著全球定位系統(tǒng)(GPS)的日見成熟，一些簡單的控 制方法和GPS緊密配合，就可以提高現(xiàn)有系統(tǒng)的導(dǎo)航精度。其中，變質(zhì)心控制 就是這樣一種方法。變質(zhì)心

23、控制乂被稱為質(zhì)量控制或質(zhì)量矩控制。我們知道飛行器的飛行姿態(tài)控 制是通過飛行器所受外力相對質(zhì)心的力矩來實(shí)現(xiàn)的，而力矩M與力F和力臂r 有關(guān)，有力矩計(jì)算公式我們熟悉的常規(guī)控制(例如飛機(jī)、導(dǎo)彈)，力臂t 不變，通過副翼和舵面的偏角變化改變主翼和尾翼的升力，即改變力F對飛行器 的質(zhì)心形成力矩，達(dá)到改變飛行器的姿態(tài)。如果力不變，通過改變力臂r,即飛 行器的質(zhì)心位置來達(dá)到改變力矩，完成對飛行器的姿態(tài)控制，這就是變質(zhì)心控制。 變質(zhì)心控制在宇航飛行器、再人飛行器、水下運(yùn)載器、KKV、碟型飛行器、導(dǎo) 彈中都有研究及應(yīng)用。對變質(zhì)心控制最初的探索研究是由美國的Regan和 Kavetsky等人開始的，他們設(shè)計(jì)出一種

24、簡單的變質(zhì)心控制器，能夠在接近目標(biāo)時 對彈道做適度的修正，以提高最終的制導(dǎo)精度。它通過移動彈體內(nèi)部活動質(zhì)量塊， 改變彈道導(dǎo)彈的質(zhì)心，利用氣動配平力矩或彈體慣量主軸的偏移，改變導(dǎo)彈飛行 姿態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈機(jī)動控制。文41-43對火箭和宇航飛行器的質(zhì)量控制進(jìn)行了 穩(wěn)定性分析，為變質(zhì)心控制的可行性和有效性奠定了理論指導(dǎo)。國內(nèi)的研究代表 主要有西北工業(yè)大學(xué)的周鳳岐和周軍教授等，文44首.次詳細(xì)推導(dǎo)了基于變質(zhì)心 控制導(dǎo)彈的空間六自由度動力學(xué)方程，并建立了一套完整的仿真系統(tǒng)，針對導(dǎo)彈 在垂直平面內(nèi)運(yùn)動情況進(jìn)行仿真，為深人探討變質(zhì)心控制彈頭的控制機(jī)理奠定了 基礎(chǔ)。文45建立了完整的變質(zhì)心控制導(dǎo)彈運(yùn)動模型，深人分析了由于導(dǎo)彈質(zhì)心 移動引起彈體姿態(tài)角變化的兩個重要因素，分別給出了針對彈體自旋頻率較高、 較低不同情況時相應(yīng)的控制策略，為進(jìn)一步設(shè)計(jì)導(dǎo)彈控制系統(tǒng)奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。 文46利用根軌跡法對變質(zhì)心控制旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的穩(wěn)定性進(jìn)行分析，給出了變質(zhì)心控 制導(dǎo)彈穩(wěn)定的充分必要條件，并針對彈體參數(shù)大范圍劇烈變化的特點(diǎn)，根據(jù)H 二狀態(tài)反饋魯棒控制器，大大減小了彈體自身參數(shù)變化對制導(dǎo)系統(tǒng)性能的不良影 響，從而提高了彈體的抗干擾性能。文48討論了變質(zhì)心控制在KKV中的應(yīng)用。 文49進(jìn)行了變質(zhì)心控制技