單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭以其使用靈活、成本低廉、毀傷效果好等優(yōu)點(diǎn)在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮著重要作用。此類彈箭多采用低速旋轉(zhuǎn)的方式,以減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏心、彈體質(zhì)量偏心、氣動(dòng)不對(duì)稱等因素對(duì)彈道帶來(lái)的影響。但是,彈體旋轉(zhuǎn)帶來(lái)的耦合作用將給彈道特性分析和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來(lái)困難。本文以單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭為研究對(duì)象,在動(dòng)力學(xué)建模、彈道特性分析、彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)、制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及仿真等幾個(gè)方面開(kāi)展了研究工作。首先,針對(duì)單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭的工作特點(diǎn),建立準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系和準(zhǔn)速度坐標(biāo)系,在此基礎(chǔ)上對(duì)其進(jìn)行受力分析,建立了六自由度空間運(yùn)動(dòng)方程組,為本文后續(xù)工作的開(kāi)展奠定基礎(chǔ)。其次,針對(duì)單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭對(duì)彈目距離測(cè)量誤差較大的缺點(diǎn),開(kāi)展了彈道優(yōu)化工作,建立了優(yōu)化模型、約束條件和優(yōu)化目標(biāo),提出了采用低伸飛行彈道的方案,并采用自適應(yīng)偽譜法得到了該飛行方案下的最優(yōu)彈道,優(yōu)化結(jié)果表明,該方案與帶有終端約束的傳統(tǒng)導(dǎo)引方案相比具有較強(qiáng)的魯棒性和適用性。第三,采用小擾動(dòng)線性化的方法得到了旋轉(zhuǎn)條件下彈體擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程組和傳遞函數(shù),并就彈體對(duì)操縱機(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)和頻率特性進(jìn)行了分析。針對(duì)彈體旋轉(zhuǎn)條件下的耦合因素和耦合特性,定量地分析了彈體保持動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的轉(zhuǎn)速... 

【文章來(lái)源】：南京理工大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：84 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
1 緒論
    1.1 研究意義和目的
        1.1.1 研究背景
        1.1.2 本文的研究目的和意義
    1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀
        1.2.1 彈道優(yōu)化方法研究現(xiàn)狀
        1.2.2 旋轉(zhuǎn)彈動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性研究現(xiàn)狀
        1.2.3 旋轉(zhuǎn)彈控制方法研究現(xiàn)狀
    1.3 本文的主要工作
2 單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈數(shù)學(xué)模型
    2.1 坐標(biāo)系定義及其轉(zhuǎn)換關(guān)系
        2.1.1 坐標(biāo)系定義
        2.1.2 坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換
    2.2 火箭彈受力和力矩分析
        2.2.1 作用在單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭上的力
        2.2.2 作用在單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭上的力矩
    2.3 單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)模型
        2.3.1 基本假設(shè)
        2.3.2 質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程
        2.3.3 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程
        2.3.4 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
        2.3.5 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
        2.3.6 質(zhì)量變化方程
        2.3.7 幾何關(guān)系方程
        2.3.8 單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭運(yùn)動(dòng)方程組
    2.4 本章小結(jié)
3 單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)
    3.1 彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題描述
        3.1.1 優(yōu)化設(shè)計(jì)需求
        3.1.2 約束條件與優(yōu)化目標(biāo)
        3.1.3 優(yōu)化模型
    3.2 基于終端約束的彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)方法
        3.2.1 制導(dǎo)問(wèn)題的數(shù)學(xué)描述
        3.2.2 帶有終端約束的次最優(yōu)導(dǎo)引律
        3.2.3 制導(dǎo)參數(shù)設(shè)計(jì)與分析
    3.3 基于自適應(yīng)偽譜法的彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)
        3.3.1 自適應(yīng)偽譜法
        3.3.2 優(yōu)化結(jié)果與分析
    3.4 測(cè)距誤差對(duì)彈道的影響分析
    3.5 本章小結(jié)
4 單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈道特性分析
    4.1 旋轉(zhuǎn)條件下彈體擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)模型
        4.1.1 擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程組
        4.1.2 傳遞函數(shù)
    4.2 非旋轉(zhuǎn)條件下彈體動(dòng)態(tài)特性分析
        4.2.1 操縱機(jī)構(gòu)階躍偏轉(zhuǎn)時(shí)的響應(yīng)
        4.2.2 彈體頻率特性分析
    4.3 運(yùn)動(dòng)耦合對(duì)彈體動(dòng)態(tài)特性影響分析
        4.3.1 運(yùn)動(dòng)耦合因素分析
        4.3.2 旋轉(zhuǎn)條件下動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性分析
    4.4 控制耦合對(duì)彈體動(dòng)態(tài)特性影響分析
        4.4.1 舵機(jī)動(dòng)力學(xué)模型
        4.4.2 準(zhǔn)彈體系下舵機(jī)等效傳遞函數(shù)推導(dǎo)
    4.5 本章小結(jié)
5 單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭制導(dǎo)控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)
    5.1 制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案
        5.1.1 基于虛擬目標(biāo)追蹤的導(dǎo)引律設(shè)計(jì)
        5.1.2 導(dǎo)引參數(shù)設(shè)計(jì)與魯棒性分析
    5.2 控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案
    5.3 基于前置反饋補(bǔ)償?shù)慕怦羁刂破髟O(shè)計(jì)
    5.4 基于增益調(diào)度的自動(dòng)駕駛儀參數(shù)自適應(yīng)設(shè)計(jì)
        5.4.1 增益調(diào)度設(shè)計(jì)原理
        5.4.2 參數(shù)自適應(yīng)設(shè)計(jì)方法
        5.4.3 自動(dòng)駕駛儀性能分析
    5.5 制導(dǎo)控制系統(tǒng)仿真分析
    5.6 本章小結(jié)
6 總結(jié)與展望
    6.1 論文工作總結(jié)
    6.2 研究展望
致謝
參考文獻(xiàn)
附錄


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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[2]直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制的制導(dǎo)控制技術(shù)研究[D]. 王士超.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012
[3]旋轉(zhuǎn)彈箭單通道側(cè)噴控制方案設(shè)計(jì)與仿真[D]. 曹云.南京理工大學(xué) 2011
[4]彈炮一體化旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真研究[D]. 蔣忠明.西北工業(yè)大學(xué) 2005
[5]旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的自適應(yīng)控制方法研究[D]. 呂俊巧.西北工業(yè)大學(xué) 2001



本文編號(hào)：3602092