【摘要】：近年來(lái),我國(guó)的探空火箭發(fā)射技術(shù)已經(jīng)達(dá)到了國(guó)際領(lǐng)先水平,探空火箭正在朝著小運(yùn)載、商業(yè)化的趨勢(shì)發(fā)展。但是,探空火箭研發(fā)過(guò)程會(huì)耗費(fèi)很大的人力、物力和財(cái)力,而且如果研發(fā)過(guò)程中出現(xiàn)問(wèn)題,就會(huì)直接導(dǎo)致火箭不能很好的完成作業(yè),甚至造成發(fā)射的失敗和資源的浪費(fèi),而且還會(huì)給環(huán)境帶來(lái)很大的負(fù)面影響。再者,火箭將落球運(yùn)送到一定高度后拋出,落球會(huì)在重力的作用下落回地面,其落點(diǎn)可能會(huì)對(duì)地面安全造成威脅。因此,能夠開發(fā)出一套探空火箭的軌跡及落球落點(diǎn)散布估算的仿真平臺(tái)是很有必要的。它可以在火箭發(fā)射之前將設(shè)計(jì)參數(shù)導(dǎo)入平臺(tái)仿真,并根據(jù)仿真的效果對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行修正;另外,這樣一套仿真平臺(tái)對(duì)于保證地面安全和落球的回收等方面具有一定的理論和實(shí)踐的指導(dǎo)意義�；诖�,本文主要工作如下:首先,選取了火箭軌跡計(jì)算的大氣模型,分析了火箭飛行軌跡的影響因素。通過(guò)對(duì)目前航空航天領(lǐng)域常用的大氣模型進(jìn)行對(duì)比,發(fā)現(xiàn)USSA-1976大氣模型從地理位置、大氣成分和適用高度上都適合本次火箭的發(fā)射。通過(guò)對(duì)火箭在有、無(wú)隨機(jī)風(fēng)的干擾和不同發(fā)射角下的飛行軌跡進(jìn)行對(duì)比,定量的分析了同一發(fā)火箭在有、無(wú)風(fēng)擾和不同發(fā)射角下的軌跡差異,并且提及了級(jí)間分離方式、科氏附加力和地球表面曲率會(huì)對(duì)火箭的飛行軌跡產(chǎn)生影響。其次,運(yùn)用控制體追蹤法推導(dǎo)了變質(zhì)量質(zhì)點(diǎn)系的動(dòng)量定理,結(jié)合動(dòng)量定理、動(dòng)量矩定理和牛頓運(yùn)動(dòng)定理建立了火箭的動(dòng)力學(xué)模型并搭建了高空組合風(fēng)場(chǎng)模型,推導(dǎo)了火箭和落球的軌跡微分方程,并對(duì)其進(jìn)行MATLAB仿真求解,發(fā)現(xiàn)MATLAB仿真結(jié)果和航天某院預(yù)發(fā)射火箭及落球的預(yù)期發(fā)射參數(shù)基本吻合,驗(yàn)證了模型的正確性。最后,基于C++和MATLAB混合編程,開發(fā)了火箭軌跡及落球落點(diǎn)散布的仿真平臺(tái)—“覓鷹者”。該仿真平臺(tái)具有友好的人際交互界面、多樣的參數(shù)輸出形式和逼真的動(dòng)畫演示效果,并留有供平臺(tái)擴(kuò)展的程序接口,能很好地實(shí)現(xiàn)“箭體匹配”、“火箭仿真”和“落球仿真”三大基本功能。通過(guò)平臺(tái)仿真數(shù)據(jù)和預(yù)發(fā)射參數(shù)進(jìn)行對(duì)比,驗(yàn)證了該平臺(tái)的正確性。
【圖文】：

展到現(xiàn)在的第四代 TK 系列探空火箭，其技術(shù)水平已進(jìn)入國(guó)際先進(jìn)行列，總體性能與 ES的 MiniTEXUS、TEXUS、MASER、MAXUS 相當(dāng)。探空火箭系統(tǒng)是一個(gè)非常復(fù)雜的非線性時(shí)變系統(tǒng)[1]，，包括其自身特征參數(shù)在內(nèi)的所有飛行環(huán)境參數(shù)都在隨時(shí)間發(fā)生變化。特別是火箭的質(zhì)量，由于箭體加裝了很大質(zhì)量的推進(jìn)劑（現(xiàn)代固體火箭推進(jìn)劑的加裝總量可以達(dá)到整個(gè)箭體質(zhì)量的 90%[2]），所以火箭在滿載情況下質(zhì)量比較大，但是隨著推進(jìn)劑的消耗，火箭的質(zhì)量會(huì)隨著時(shí)間變化，直至燃料燃盡，火箭達(dá)到空載狀態(tài)后，質(zhì)量的變化才會(huì)減小。此后的過(guò)程中，火箭質(zhì)量的變化主要是由于高速飛行時(shí)箭體表面和大氣的相互摩擦產(chǎn)生的高溫灼燒導(dǎo)致的質(zhì)量減小，這部分質(zhì)量的變化也是非線性的，上述因素導(dǎo)致的結(jié)果是火箭的速度和飛行高度也在不斷地增大。此外，這個(gè)時(shí)變系統(tǒng)還包括：第一、火箭的飛行高度、速度以及加速度隨飛行時(shí)間的變化；第二、地心對(duì)火箭的引力隨著飛行高度的變化；第三、由于燃料流速的非線性變化導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的推力的非線性變化第四、由于高空大氣的稀薄程度不同導(dǎo)致的火箭所受的氣動(dòng)載荷的不斷變化；第五、箭體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的時(shí)變性；第六、燃料燃盡后下面級(jí)和整流罩的分離導(dǎo)致火箭的幾何結(jié)構(gòu)的變化[3]；第七、由箭體結(jié)構(gòu)和質(zhì)量變化導(dǎo)致火箭的質(zhì)心位置不斷變化等[4]。如圖 1-1 所示為一個(gè)二級(jí)串連的探空火箭三維實(shí)體模型圖。二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)分離面

圖 1-3 火箭各部分分離時(shí)序簡(jiǎn)圖Fig.1-3 Separation sequence diagram of each part of a rocket 相關(guān)領(lǐng)域的研究進(jìn)展1 落點(diǎn)散布的研究現(xiàn)狀目前，對(duì)于落點(diǎn)散布的研究，國(guó)內(nèi)外還是主要集中在對(duì)火箭布雷彈、子彈藥、彈作戰(zhàn)對(duì)象的研究上。李冉等人采用 Navier-Stokes 方程和 Chimera/Dverset 方法對(duì)后的彈道進(jìn)行了仿真計(jì)算[10]。高偉等人基于七自由度的彈道模型，研究了控制誤落點(diǎn)散布的影響[11]。李軍營(yíng)等人研究了 8 種主要因素對(duì)子母彈彈頭落點(diǎn)散布的影機(jī)風(fēng)對(duì)高空運(yùn)動(dòng)物體的影響比較明顯[12]。孫傳杰等人研究了拋撒點(diǎn)參數(shù)對(duì)子彈頭影響，發(fā)現(xiàn)拋撒高度和拋撒速度對(duì)落點(diǎn)散布的影響最大[13]。居仙春等人利用經(jīng)典分析了影響子彈藥落點(diǎn)散布的幾個(gè)因素，建立了子彈藥落點(diǎn)散布的隨機(jī)模型，得在隨機(jī)因素影響下的落點(diǎn)散布情況[14]。柏迅等人利用蒙特卡羅方法分析得出了落計(jì)特性，為縮小落點(diǎn)散布和提高射擊精度提供了理論支持[15]。Li Yaoyao 等人的撒速度對(duì)子彈藥落點(diǎn)的間距影響較大，而拋撒高度則主要影響落點(diǎn)的密集程度
【學(xué)位授予單位】：西安理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V411.8;TP391.9

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 范勇;劉f

本文編號(hào)：2604013