發(fā)布時(shí)間：2021-05-09 16:48

　　傳統(tǒng)火箭彈具有速度小,機(jī)動(dòng)性差,命中精度低的特點(diǎn),難以滿足現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的需要。隨著精確制導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展,該技術(shù)可用于提高火箭彈的精確打擊能力。本文以某型火箭彈改型為背景,在原火箭彈彈徑尺寸不改變條件下,通過(guò)引入飛控執(zhí)行機(jī)構(gòu),使火箭彈具有制導(dǎo)能力。文中給出了新型火箭彈的總體設(shè)計(jì)方案,并針對(duì)改型后火箭彈的俯仰、偏航通道的交叉耦合及姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)開展了深入的研究。依據(jù)火箭彈戰(zhàn)術(shù)指標(biāo),對(duì)火箭彈總體進(jìn)行設(shè)計(jì)。由于火箭彈彈體內(nèi)尺寸限制,只允許采用一對(duì)鴨舵作為飛控執(zhí)行機(jī)構(gòu)。為了實(shí)現(xiàn)一對(duì)鴨舵控制兩個(gè)通道的功能設(shè)計(jì),改型后的火箭彈采用自旋飛行方式,即通過(guò)自旋使鴨舵在隨彈體旋轉(zhuǎn)中實(shí)現(xiàn)對(duì)俯仰和偏航的控制。作為總體設(shè)計(jì)方案,文中依次給出飛行彈道設(shè)計(jì)、外形設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等,并確定了其中的關(guān)鍵技術(shù)參數(shù)。由于火箭彈的自旋飛行,使其動(dòng)力學(xué)特性顯著區(qū)別于其它飛行器。為此分析了周期性操縱力和操縱力矩的產(chǎn)生機(jī)理,采用等效舵偏角建立了自旋火箭彈的均態(tài)動(dòng)力學(xué)模型。自旋可以有效降低氣動(dòng)不對(duì)稱、推力偏心等干擾因素的影響,減小無(wú)控飛行段的散布,保持彈體的穩(wěn)定性,提高命中精度。同時(shí),還將導(dǎo)致氣動(dòng)耦合、慣性耦合和控制耦合等問(wèn)題,文中探討了動(dòng)... 

【文章來(lái)源】：大連理工大學(xué)遼寧省 211工程院校 985工程院校 教育部直屬院校

【文章頁(yè)數(shù)】：78 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
1 緒論
    1.1 研究背景與意義
    1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀及分析
        1.2.1 自旋火箭彈/導(dǎo)彈的發(fā)展
        1.2.2 自旋飛行器的解耦方法研究現(xiàn)狀
        1.2.3 自旋飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究現(xiàn)狀
    1.3 研究?jī)?nèi)容
2 自旋火箭彈的總體方案設(shè)計(jì)
    2.1 引言
    2.2 戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)
    2.3 總體設(shè)計(jì)方案
        2.3.1 彈道設(shè)計(jì)
        2.3.2 氣動(dòng)外形
        2.3.3 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)
        2.3.4 制導(dǎo)方式
    2.4 本章小結(jié)
3 自旋火箭彈的數(shù)學(xué)模型
    3.1 引言
    3.2 常用坐標(biāo)系及其轉(zhuǎn)換關(guān)系
    3.3 作用在自旋火箭彈上的力和力矩
        3.3.1 作用在自旋火箭彈上的力
        3.3.2 作用在自旋火箭彈上的力矩
    3.4 自旋火箭彈的操縱力和操縱力矩產(chǎn)生機(jī)理
    3.5 自旋火箭彈的飛行動(dòng)力學(xué)模型
        3.5.1 動(dòng)力學(xué)方程
        3.5.2 運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
        3.5.3 質(zhì)量變化方程
        3.5.4 幾何關(guān)系方程
        3.5.5 自旋火箭彈運(yùn)動(dòng)方程組
    3.6 擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)模型的建立及其線性化
        3.6.1 擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)模型
        3.6.2 運(yùn)動(dòng)模型的線性化
    3.7 本章小結(jié)
4 自旋火箭彈的解耦
    4.1 引言
    4.2 動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的耦合與彈體動(dòng)態(tài)特性分析
        4.2.1 動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)耦合特性
        4.2.2 彈體動(dòng)態(tài)特性
    4.3 準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系下舵機(jī)系統(tǒng)模型
    4.4 自旋火箭彈的逆奈奎斯特陣列分析
        4.4.1 動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的INA分析
        4.4.2 舵機(jī)系統(tǒng)的INA分析
    4.5 自旋火箭彈的解耦補(bǔ)償器設(shè)計(jì)
        4.5.1 動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)解耦補(bǔ)償器設(shè)計(jì)
        4.5.2 舵機(jī)系統(tǒng)解耦補(bǔ)償器設(shè)計(jì)
    4.6 本章小結(jié)
5 自旋火箭彈的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
    5.1 引言
    5.2 PID控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
    5.3 自適應(yīng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
        5.3.1 Lyapunov穩(wěn)定性理論
        5.3.2 模型參考自適應(yīng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
    5.4 本章小結(jié)
6 總結(jié)與展望
    6.1 論文總結(jié)
    6.2 工作展望
參考文獻(xiàn)
攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表學(xué)術(shù)論文情況
致謝


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[4]國(guó)外遠(yuǎn)程制導(dǎo)火箭彈技術(shù)現(xiàn)狀與趨勢(shì)[J]. 張明星,黃曉霞.  四川兵工學(xué)報(bào). 2013(07)
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[6]一種旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈解耦控制方法[J]. 楊立峰,閆曉勇.  現(xiàn)代防御技術(shù). 2011(04)
[7]一種單通道旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)方法[J]. 高慶豐,夏群力,方蜀州,陳羅婧,劉旭輝.  北京理工大學(xué)學(xué)報(bào). 2011(06)
[8]基于INA方法的旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈解耦研究[J]. 楊明星,楊軍.  計(jì)算機(jī)仿真. 2011(05)
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博士論文
[1]旋轉(zhuǎn)制導(dǎo)炮彈飛行彈道及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法研究[D]. 楊榮軍.南京理工大學(xué) 2012



本文編號(hào)：3177665