无人机火箭助推发射动态特性分析与控制律设计

摘要

火箭助推发射是一种常见的无人机发射方式.在发射段由于加入了助推火箭,导致无人机与助推火箭组合体重心发生移动,无人机受力发生变化,并且始终受到较大的火箭推力,致使整个过程无人机没有平衡点.首先用流体计算与风洞数据相结合的方式,对无人机与助推火箭组合体进行气动力修正;然后对无人机火箭助推发射段进行受力分析,建立动力学模型,采用系数冻结法进行线化,对无人机进行模态分析,并据此在理论方法上设计了控制律.考虑到实际中,很难得到无人机的迎角,从而提出实用的基于俯仰角反馈的控制律设计,并进行了仿真验证.