摘要
变质心控制飞行器相比于气动力控制、直接力控制飞行器具有结构简单、气动外形好等优势。本文针对于变质心控制再入飞行器，考虑制导精度、落速和弹道倾角约束，对其末制导律的设计问题做了以下的研究工作： 首先，对于变质心控制飞行器的运动特性进行研究，针对于本文研究的问题的特点，给出系统受力分析情况。在此基础上，对于具有单一滑块的变质心控制飞行器的系统质心和绕质心运动分别建立了运动学方程和动力学方程。给出速度、弹道倾角和弹道偏角计算公式、飞行高度模型、大气模型、射程模型、苛氏力、牵连加速度以及联系方程模型等七个辅助模型。 在此之后，对于所研究的对象的末制导问题进行研究。在考虑到整个飞行过程中不同阶段的条件差异，采用分段的思想，并给出分段的依据。在低空段采用了考虑重力影响的滚转制导律，通过适当的制导律参数选择和一些补偿，使得飞行器能够在标称情况下具有较高的的精度、落速和弹道倾角。在此基础之上，通过对于分段点的设计，使得飞行器飞行射程可以在一定范围内进行改变，从而对于目标点发生变化的情况仍然能够具有较高的的精度。 在此基础上，对于系统中存在不确定性的情况进行末制导的设计。针对飞行器系统存在不确定性的问题，采用了预测-校正的方法进行设计。首先，对于系统中存在的参数不确定性，通过仿真分析得到便于观测的物理量进行表示。然后，通过迭代计算得到制导律参数调整值与所观测的物理量偏差值之间的灵敏度矩阵，进而得到制导律参数在系统存在不确定性时的调整方法。最终，在考虑重力影响的滚转制导律的基础上，得到在系统存在不确定性时的制导律，增强了制导律的鲁棒性。 最后，将所提出的两种制导律加以综合，进行末制导系统的数字仿真。从仿真的结果可以看出，文中提到的制导律可以使飞行器的误差减小，与此同时还可以使其具有较好的落速和落地角度。
NETL