發(fā)布時(shí)間：2024-06-03 23:13

　　導(dǎo)彈采用旋轉(zhuǎn)體制有利于簡化控制系統(tǒng)組成、降低產(chǎn)品成本，有利于產(chǎn)品小型化、系統(tǒng)兼容性，以及有利于脈沖矢量控制，在制導(dǎo)武器系統(tǒng)中應(yīng)用廣泛。同時(shí)面向未來武器系統(tǒng)多樣化、智能化、協(xié)同一體化以及低成本的發(fā)展趨勢，旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈具有巨大的發(fā)展?jié)摿�和�?yīng)用前景。盡管如此，旋轉(zhuǎn)引起俯仰和偏航通道之間嚴(yán)重的動(dòng)力學(xué)耦合，導(dǎo)致在飛行中彈體可能出現(xiàn)不收斂的錐形運(yùn)動(dòng)，在導(dǎo)彈制導(dǎo)與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中，必須考慮錐形運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性問題。耦合不僅影響系統(tǒng)穩(wěn)定性，而且嚴(yán)重影響制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的輸出響應(yīng)，導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈性能下降，因此制導(dǎo)和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)還須考慮解耦等問題。 本文建立了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈復(fù)數(shù)和形式的數(shù)學(xué)描述，并分別構(gòu)建了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈過載駕駛儀、典型三回路駕駛儀、軌跡跟蹤制導(dǎo)、彈體追蹤制導(dǎo)、以及尋的比例導(dǎo)引的模型框架，對這些制導(dǎo)控制回路作用下彈體的錐形運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性進(jìn)行了研究。利用復(fù)系數(shù)線性系統(tǒng)穩(wěn)定性判別方法，解析推導(dǎo)了過載駕駛儀和三回路駕駛儀系統(tǒng)的錐形運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性條件，并進(jìn)一步通過算例仿真驗(yàn)證了其正確性。分析表明，旋轉(zhuǎn)使得導(dǎo)彈駕駛儀的設(shè)計(jì)穩(wěn)定域大大減小，而且轉(zhuǎn)速越高，耦合越嚴(yán)重，設(shè)計(jì)參數(shù)的穩(wěn)定域越��；依照傳統(tǒng)分通道獨(dú)立方式設(shè)計(jì)的駕駛儀幾乎無法保...

【文章頁數(shù)】：179 頁

【學(xué)位級別】：博士

【部分圖文】：

圖1.1旋轉(zhuǎn)彈錐形運(yùn)動(dòng)示意圖

圖1.1旋轉(zhuǎn)彈錐形運(yùn)動(dòng)示意圖義方式的不同，利用全攻角描述旋轉(zhuǎn)彈錐形運(yùn)動(dòng)1.1中，定義彈體縱軸與速度矢量的夾角為全攻面與非自旋攻角平面的夾角為全攻角平面方位角

圖1.2回轉(zhuǎn)體Magnus力作用

圖1.2回轉(zhuǎn)體Magnus力作用較彈體，斜置尾翼引起的Magnus效應(yīng)更強(qiáng)，彈體與尾翼產(chǎn)生總和轉(zhuǎn)速依然存在線性關(guān)系，但其適用范圍與單獨(dú)回轉(zhuǎn)彈體相比由斜置尾翼引起Magnus力和力矩的示意圖分別如圖1.3和圖1.

圖1.3斜置翼面產(chǎn)生的Magnus力

由斜置尾翼引起Magnus力和力矩的示意圖分別如圖1.3和圖1.4所示。圖1.3中由于下方翼面承受的橫向靜壓強(qiáng)比上方翼面的大，因此產(chǎn)生的橫向力FS3大于FS1，引起負(fù)的Magnus力。圖1.4中外側(cè)的翼面攻角為t（t為翼面斜置角），而對側(cè)的翼....

圖1.4斜置翼面產(chǎn)生的Magnus力矩示意圖

圖1.4斜置翼面產(chǎn)生的Magnus力矩示意圖諾德空軍基地在60年代末對阿帕奇探空火箭進(jìn)行了Magnus馬赫數(shù)范圍2～6，攻角變化范圍-5～15度，試驗(yàn)轉(zhuǎn)速范圍-32立了Magnus力及力矩隨攻角、馬赫數(shù)和雷諾數(shù)變化的模型[18

本文編號：3988530