火箭彈是一種可攻擊敵方地面工事、裝甲車輛和城市建筑等固定或移動(dòng)目標(biāo)的殺傷性武器,傳統(tǒng)非制導(dǎo)火箭武器精度較低,難以有效命中目標(biāo);而精確制導(dǎo)導(dǎo)彈雖然能夠做到高命中率,但其造價(jià)昂貴,無法做到大量裝備部隊(duì)。為滿足戰(zhàn)爭(zhēng)需要,我們?cè)谠谢鸺龔椀幕A(chǔ)上增加低成本的簡(jiǎn)易控制系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu),來提高火箭彈的射程和精度。本文提出一種新的火箭彈彈道修正機(jī)構(gòu)——射流執(zhí)行機(jī)構(gòu),其基本實(shí)現(xiàn)原理是在火箭彈頭部適當(dāng)位置開若干個(gè)進(jìn)氣口,在其后位置彈體側(cè)面開若干個(gè)出氣口,中間通過特定裝置使氣體從火箭彈側(cè)面某個(gè)方向流出,產(chǎn)生側(cè)向力,從而達(dá)到修正彈道、提高火箭彈打擊精度的目的。文中首先介紹了射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)組成和系統(tǒng)作用過程和執(zhí)行機(jī)構(gòu)在計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)仿真中的主要理論,然后結(jié)合可壓縮氣體一維定常流動(dòng)理論,建立了射流修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制力計(jì)算模型,并以122mm火箭彈在1000米高空以0.8馬赫速度飛行為例,對(duì)射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制力進(jìn)行了理論計(jì)算。然后利用CFX仿真軟件對(duì)射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣流通道氣動(dòng)特性進(jìn)行了仿真,得到氣流在整個(gè)過程中的氣動(dòng)力參數(shù)變化規(guī)律。最后根據(jù)其氣動(dòng)力特性,利用Simulink建立了火箭彈6D彈道模型,對(duì)比了無控條件和有控條件下的彈道變化,結(jié)果表明,采用射流修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)能夠?qū)鸺龔棌椀肋M(jìn)行有效修正,提高其打擊精度。本文研究成果對(duì)火箭彈簡(jiǎn)易控制技術(shù)、彈道修正和控制策略具有一定的參考意義。
【學(xué)位單位】：中北大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2017
【中圖分類】：TJ413.6
【文章目錄】：
摘要
Abstract
一、緒 論
    1.1 火箭彈飛行控制概述
    1.2 課題研究的目的和意義
    1.3 國內(nèi)外研究動(dòng)態(tài)
    1.4 彈道修正彈射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)總體方案設(shè)計(jì)
        1.4.1 系統(tǒng)組成
        1.4.2 系統(tǒng)作用過程
    1.5 本文主要研究?jī)?nèi)容與框架
二、彈道修正彈射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)流場(chǎng)仿真理論
    2.1 計(jì)算流體力學(xué)基本理論
    2.2 計(jì)算流體力學(xué)在彈道修正彈射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣動(dòng)特性仿真中的應(yīng)用
    2.3 計(jì)算流體力學(xué)模擬步驟
    2.4 本章小結(jié)
三、彈道修正彈射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制力計(jì)算模型
    3.1 執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣流運(yùn)動(dòng)的控制方程
        3.1.1 執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣體流動(dòng)連續(xù)性方程
        3.1.2 執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣體運(yùn)動(dòng)方程
        3.1.3 執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣體流動(dòng)的能量方程
    3.2 執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣流通道一維定常流動(dòng)基本方程組
    3.3 等熵滯止?fàn)顟B(tài)、臨界狀態(tài)與極限狀態(tài)
        3.3.1 等熵滯止?fàn)顟B(tài)和滯止參數(shù)
        3.3.2 極限狀態(tài)、臨界狀態(tài)和臨界截面
    3.4 進(jìn)氣道與出氣道氣流參數(shù)和通道截面關(guān)系
        3.4.1 進(jìn)、出氣道氣流參數(shù)與通道截面關(guān)系
        3.4.2 執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣流通道收縮段的最大流量
    3.5 執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制力計(jì)算模型建立
    3.6 控制力計(jì)算算例
    3.7 本章小結(jié)
四、彈道修正彈射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)流場(chǎng)仿真分析
    4.1 流體仿真軟件ANSYS CFX介紹
    4.2 彈道修正彈氣射流執(zhí)行機(jī)構(gòu)氣動(dòng)特性仿真過程與結(jié)果分析
    4.3 本章小結(jié)
五、射流式彈道修正彈導(dǎo)引規(guī)律和彈道仿真
    5.1 火箭彈導(dǎo)引規(guī)律
    5.2 射流式彈道修正彈彈道仿真分析
    5.3 本章小結(jié)
六、總結(jié)
    6.1 本文工作總結(jié)
    6.2 未來的研究方向
參考文獻(xiàn)
致謝

【參考文獻(xiàn)】

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2 徐平;王偉;林德福;;隨機(jī)風(fēng)對(duì)比例導(dǎo)引制導(dǎo)精度影響研究[J];兵工學(xué)報(bào);2011年12期

3 王希亮;孫振華;賀永杰;馬高建;;頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)研究[J];航空兵器;2011年05期

4 房玉軍;蔣建偉;;子彈藥拋撒隨機(jī)外彈道模型及其蒙特卡洛解法[J];北京理工大學(xué)學(xué)報(bào);2009年10期

5 趙捍東;李強(qiáng);焦軍虎;要驥;;利用落點(diǎn)預(yù)測(cè)制導(dǎo)律提高火箭彈射擊精度的方法研究[J];彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào);2009年03期

6 王永杰;;基于蒙特卡洛方法求取故障導(dǎo)彈飛行落點(diǎn)概率方法研究[J];系統(tǒng)工程與電子技術(shù);2008年04期

7 連永久;;射流推力矢量控制技術(shù)研究[J];飛機(jī)設(shè)計(jì);2008年02期

8 易文俊;王中原;李巖;周衛(wèi)平;;帶鴨舵滑翔增程炮彈飛行彈道研究[J];彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào);2007年01期

9 葛賢坤;黃長(zhǎng)強(qiáng);韓統(tǒng);趙輝;;末段修正火箭彈脈沖修正技術(shù)[J];彈道學(xué)報(bào);2006年04期

10 魏淑賢,沈躍,黃延軍;計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展及應(yīng)用[J];河北理工學(xué)院學(xué)報(bào);2005年02期

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4 張松靖;遠(yuǎn)程旋轉(zhuǎn)火箭彈簡(jiǎn)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)及落點(diǎn)精度分析[D];西北工業(yè)大學(xué);2003年

5 廖選平;簡(jiǎn)易控制彈道修正理論研究[D];南京理工大學(xué);2003年

本文編號(hào)：2868852