滑翔增程火箭弹的飞行姿态控制方法研究

摘要

为了解决滑翔增程火箭控制过程中攻角在很短的时间内急剧增大的问题,提出了一种通过加入阻尼环节减小攻角过冲的控制方法,从而使火箭弹的攻角慢速增加至所需攻角,避免了攻角的振荡现象.文中导出了舵机控制过渡的动力学方程,给出了控制环节参数的确定方法以及该控制方法的数值仿真结果.仿真结果表明:采用该方法后,控制弹道过渡过程的攻角过冲减小了80%.