發(fā)布時(shí)間：2020-12-07 01:24

　　旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈即是一種短程,快速反應(yīng)的防空導(dǎo)彈,其具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,便于操作的特點(diǎn)。與一般導(dǎo)彈相比,其最大的特點(diǎn)是彈體繞縱軸做自旋運(yùn)動(dòng)。由于彈體容積較小,一般只需要一對(duì)操縱結(jié)構(gòu)就可同時(shí)操作導(dǎo)彈的縱向和側(cè)向運(yùn)動(dòng),這種獨(dú)特的控制方式稱為旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈單通道控制。本論文以某旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈彈頭為研究對(duì)象,脈沖姿控發(fā)動(dòng)機(jī)安裝于彈頭尾部,呈“×”字型排列。姿控發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的直接力經(jīng)脈沖寬度調(diào)制后作用于旋轉(zhuǎn)彈頭,忽略空氣動(dòng)力對(duì)旋轉(zhuǎn)彈頭的影響,只考慮直接力對(duì)彈頭的影響。研究的主要內(nèi)容包括如下:(一)建立旋轉(zhuǎn)彈頭直接側(cè)向力控制的動(dòng)力學(xué)模型和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型�？紤]到彈頭繞彈體縱軸自旋的特點(diǎn),將彈體坐標(biāo)系內(nèi)的參量轉(zhuǎn)換到準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系,并重新定義了等效攻角和等效側(cè)滑角。建模過程中采用“小擾動(dòng)線性化”方法和“系數(shù)凍結(jié)法”對(duì)旋轉(zhuǎn)彈頭運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行線性化處理。此外,還需建立過載指令與彈體運(yùn)動(dòng)參數(shù)之間的傳遞函數(shù),為制導(dǎo)控制回路的設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。(二)分析旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈控制力產(chǎn)生的原理,推導(dǎo)和建立了直接力作用下旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈單通道控制的彈體動(dòng)力學(xué)模型和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。結(jié)合經(jīng)典PID控制方法和現(xiàn)代控制理論為旋轉(zhuǎn)彈頭單通道直接力姿態(tài)控制設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制器并進(jìn)行... 

【文章來源】：南昌航空大學(xué)江西省

【文章頁數(shù)】：61 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第一章 緒論
    1.1 引言
    1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀
        1.2.1 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈研究現(xiàn)狀
        1.2.2 直接力控制研究現(xiàn)狀
    1.3 旋轉(zhuǎn)彈單通道技術(shù)
    1.4 姿態(tài)控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和特點(diǎn)
    1.5 本文主要工作
第二章 旋轉(zhuǎn)彈頭運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型
    2.1 坐標(biāo)系定義和轉(zhuǎn)換關(guān)系
        2.1.1 坐標(biāo)系定義
        2.1.2 坐標(biāo)系間的關(guān)系及其轉(zhuǎn)換
    2.2 旋轉(zhuǎn)彈頭運(yùn)動(dòng)方程組
        2.2.1 旋轉(zhuǎn)彈頭質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程
        2.2.2 旋轉(zhuǎn)彈頭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程
        2.2.3 旋轉(zhuǎn)彈頭的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組
        2.2.4 旋轉(zhuǎn)彈頭繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
        2.2.5 幾何關(guān)系方程
    2.3 滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)方程線性化
    2.4 過載關(guān)系方程
    2.5 彈頭氣動(dòng)力參數(shù)
    2.6 本章總結(jié)
第三章 直接力姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)和性能分析
    3.1 直接側(cè)向力產(chǎn)生原理
    3.2 姿態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)模型
    3.3 旋轉(zhuǎn)彈頭直接力姿態(tài)控制系統(tǒng)模型與仿真
        3.3.1 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈姿態(tài)控制系統(tǒng)
        3.3.2 姿態(tài)控制系統(tǒng)的仿真分析
    3.4 本章總結(jié)
第四章 旋轉(zhuǎn)彈頭比例導(dǎo)引律
    4.1 比例導(dǎo)引律
    4.2 旋轉(zhuǎn)彈頭比例導(dǎo)引律實(shí)現(xiàn)模型
    4.3 本章總結(jié)
第五章 旋轉(zhuǎn)彈頭制導(dǎo)回路仿真與分析
    5.1 制導(dǎo)回路仿真設(shè)計(jì)
        5.1.1 旋轉(zhuǎn)彈頭各子模型構(gòu)建
        5.1.2 旋轉(zhuǎn)彈頭制導(dǎo)回路仿真模型
    5.2 仿真分析
    5.3 本章總結(jié)
第六章 總結(jié)與展望
    6.1 本文總結(jié)
    6.2 展望
參考文獻(xiàn)
論文發(fā)表及參加科研情況說明
致謝


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]采用脈寬調(diào)制式舵機(jī)的滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)與研究[J]. 范世鵬,林德福,祁載康,路宇龍,姚懷瑾.  兵工學(xué)報(bào). 2014(10)
[2]高速自旋導(dǎo)彈直接力控制穩(wěn)定性研究[J]. 李錦,張銳.  現(xiàn)代防御技術(shù). 2014(05)
[3]基于魯棒自適應(yīng)反步的可重復(fù)使用飛行器再入姿態(tài)控制[J]. 王芳,宗群,田栢苓,王婕.  控制與決策. 2014(01)
[4]姿控發(fā)動(dòng)機(jī)布局方式研究[J]. 石凱宇,程英容,張奕群.  現(xiàn)代防御技術(shù). 2012(02)
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[6]旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈姿態(tài)穩(wěn)定控制方法研究[J]. 樓朝飛,張銳,陸宙斯.  現(xiàn)代防御技術(shù). 2011(03)
[7]基于非旋彈體坐標(biāo)系的面對(duì)稱旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈六自由度彈道模型[J]. 高慶豐,夏群力,方蜀州,陳羅婧.  彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào). 2010(04)
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碩士論文
[1]低速滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方法研究[D]. 曾祥鑫.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013
[2]旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈單通道控制系統(tǒng)研究[D]. 郭常春.哈爾濱工程大學(xué) 2006
[3]滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈噴流直接力與氣動(dòng)力復(fù)合控制研究[D]. 沙建科.西北工業(yè)大學(xué) 2004



本文編號(hào)：2902361