【摘要】：隨著軍事科技的發(fā)展,“精確打擊”成為了各軍事大國(guó)的核心作戰(zhàn)理念。傳統(tǒng)非制導(dǎo)彈藥已無(wú)法適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)對(duì)精確打擊的要求,因而常規(guī)彈藥的制導(dǎo)化改造成為了一種發(fā)展方向。安裝固定舵的修正引信由于其低成本、小體積、通用化等優(yōu)點(diǎn),使其在常規(guī)彈藥的制導(dǎo)化改造中極具優(yōu)勢(shì)。本文在國(guó)防973計(jì)劃項(xiàng)目(613145)、“十三五”裝備預(yù)研項(xiàng)目(0715A)、裝備預(yù)研基金(9140C300305140C30140)和國(guó)家自然科學(xué)基金(11402117)的資助下，以安裝固定舵修正引信的旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定二維彈道修正彈為研究對(duì)象,對(duì)多剛體動(dòng)力學(xué)建模、線性和非線性動(dòng)力學(xué)特性分析、制導(dǎo)方法設(shè)計(jì)等理論與技術(shù)問題展開分析和研究,主要研究?jī)?nèi)容如下:(1)根據(jù)二維彈道修正彈的氣動(dòng)布局和運(yùn)動(dòng)特點(diǎn),基于動(dòng)量定理和動(dòng)量矩定理建立了平面地表下彈丸七自由度彈道模型。分析了有風(fēng)條件下作用在彈丸上的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。利用建立的運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行了無(wú)控飛行、開環(huán)有控飛行及修正能力仿真分析,對(duì)該類彈丸的彈道特性有了初步的了解。(2)基于Kane方法建立了計(jì)及地表曲面、重力加速度大小和方向變化的橢球地表彈道模型。首先給出了基于Kane方法建立一般樹形多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程的方法。然后分析了彈體和固定舵的運(yùn)動(dòng),并分別建立了二者的動(dòng)力學(xué)方程,綜合得到了彈丸七自由度飛行動(dòng)力學(xué)方程。基于四元數(shù)轉(zhuǎn)換,建立了彈丸轉(zhuǎn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。最后仿真分析了平原和高原條件下,兩種彈道模型的射程計(jì)算差異。(3)研究了二維彈道修正彈線性穩(wěn)定性問題。首先建立了二維彈道修正彈復(fù)攻角運(yùn)動(dòng)方程,并討論了方程解的形式。通過(guò)計(jì)算固定舵勻速轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)攻角的強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)解,討論了無(wú)控飛行時(shí)的共振條件。推導(dǎo)了階躍激勵(lì)時(shí),攻角的瞬態(tài)、穩(wěn)態(tài)響應(yīng)解析解,得到了有控飛行時(shí)的瞬態(tài)和穩(wěn)態(tài)攻角限制條件。通過(guò)推導(dǎo)有控時(shí)平均速度偏角的解析解,導(dǎo)出了平均偏角的幅值和相位角與固定舵參數(shù)的關(guān)系。此外,提出了前置角的概念,為基于速度方向修正的彈道跟蹤制導(dǎo)方法研究奠定了基礎(chǔ)。(4)研究了二維彈道修正彈非線性穩(wěn)定性問題。首先推導(dǎo)了二維彈道修正彈非線性角運(yùn)動(dòng)方程,并討論了彈丸非線性氣動(dòng)力的描述模型。其次推導(dǎo)了基于中心流形定理和規(guī)范形理論研究非線性角運(yùn)動(dòng)Hopf分岔的分析方法。并用該方法計(jì)算了非線性靜力矩、非線性赤道阻尼力矩、非線性馬格努斯力矩作用下,彈丸自由運(yùn)動(dòng)的Hopf分岔特性,得到了非線性角運(yùn)動(dòng)的分岔圖和極限環(huán)。然后研究了通過(guò)Poincare映射分析彈丸在固定舵作用下強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)特性的方法。該方法通過(guò)Poincare映射預(yù)示角運(yùn)動(dòng)周期解的變化,利用推廣的打靶法計(jì)算周期解的幅值和周期,結(jié)合Floquet理論分析了周期解的穩(wěn)定性。通過(guò)該方法計(jì)算了非線性馬格努斯力矩對(duì)彈丸強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)的影響。最后基于數(shù)值延拓算法計(jì)算分析了有控時(shí),非線性馬格努斯力矩對(duì)角運(yùn)動(dòng)平衡解的影響。(5)提出了一種基于速度方向修正的二維彈道修正彈方案彈道跟蹤制導(dǎo)方法。該方法通過(guò)對(duì)平均偏角方向的修正,來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)方案彈道的跟蹤。首先推導(dǎo)了方案彈道模型及制導(dǎo)指令生成模型,并結(jié)合第4章計(jì)算出的前置角給出了固定舵滾轉(zhuǎn)角的計(jì)算公式。然后研究了在方案彈道偏差較大時(shí),通過(guò)落點(diǎn)預(yù)測(cè)在線生成方案彈道的方法。最后仿真分析了該方法在兩個(gè)射角下對(duì)方案彈道的跟蹤效果。仿真結(jié)果表明,小射角射擊時(shí),可在全彈道采用速度方向修正來(lái)跟蹤方案彈道。大射角射擊時(shí),可在降弧段生成方案彈道,再通過(guò)速度方向修正來(lái)跟蹤該方案彈道。(6)提出了一種二維彈道修正彈的落點(diǎn)預(yù)測(cè)制導(dǎo)方法。該方法通過(guò)兩次落點(diǎn)預(yù)測(cè)修正一次彈道:第一次無(wú)控落點(diǎn)預(yù)測(cè)得到目標(biāo)點(diǎn)與實(shí)際落點(diǎn)的偏差方位角,第二次有控落點(diǎn)預(yù)測(cè)得到落點(diǎn)修正量的相位角相對(duì)于固定舵滾轉(zhuǎn)角的前置角,通過(guò)兩次落點(diǎn)預(yù)測(cè)得到修正落點(diǎn)偏差所需的固定舵滾轉(zhuǎn)角。仿真結(jié)果表明,落點(diǎn)預(yù)測(cè)制導(dǎo)具有較好的落點(diǎn)修正效果,考慮到預(yù)測(cè)的實(shí)時(shí)性,落點(diǎn)預(yù)測(cè)制導(dǎo)可在降弧段使用。
【學(xué)位授予單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2017
【分類號(hào)】：TJ410
【圖文】：

博士論文邐旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定二維彈道修正彈彈道特性分析與制導(dǎo)方法研究逡逑考面積為；ｒ，／４邋＝邋０．０１８８７ｍ２，參考長(zhǎng)度為彈長(zhǎng)／邋＝邋0．９ｍ。為了計(jì)算彈丸基本氣動(dòng)特性、逡逑導(dǎo)轉(zhuǎn)舵氣動(dòng)特性和控制舵氣動(dòng)特性，分別生成了三套網(wǎng)格。第一套為０度導(dǎo)轉(zhuǎn)舵，０度逡逑控制舵時(shí)的網(wǎng)格，用于計(jì)算全彈的氣動(dòng)系數(shù)。第二套為導(dǎo)轉(zhuǎn)舵有固定安裝角，０度控制逡逑舵面時(shí)的網(wǎng)格，用于計(jì)算導(dǎo)轉(zhuǎn)舵的氣動(dòng)系數(shù)。第三套為０度導(dǎo)轉(zhuǎn)舵，控制舵有固定安裝逡逑角時(shí)的網(wǎng)格，用于計(jì)算控制舵的氣動(dòng)系數(shù)。得到了導(dǎo)轉(zhuǎn)舵和控制舵的氣動(dòng)系數(shù)以后，除逡逑以舵偏角的度數(shù)，便可得到這些氣動(dòng)系數(shù)對(duì)舵偏角的導(dǎo)數(shù)，這對(duì)固定舵的設(shè)計(jì)是很有用逡逑的。圖２．２為全彈表面網(wǎng)格，圖２．３為引信表面網(wǎng)格。圖２．４和圖２．５為Ａｆｏ＝２．０、厶＝５°逡逑工況下的速度云圖和壓力云圖。邐逡逑

彈丸靜力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)

固定舵升力系數(shù)對(duì)舵偏角的導(dǎo)數(shù)

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本文編號(hào)：2770200