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基于流星导弹串接火箭发动机尾翼控制技术设计

黄恩  
【摘要】:本文以“流星”导弹串接固体火箭助推器派生出的新型中远程舰空导弹为研究背景,着重解决在助推发动机分离前,派生型舰空导弹气动参数计算及新型舰空导弹滚转通道的稳定控制问题。研究的主要内容包括以下几个方面: 首先结合新型舰空导弹的作战任务,推进剂及药柱的方式选用等设计出助推器直径。随后计算出加助推器后导弹的物理参数。然后对导弹进行气动特性和质量特性分析并确定旋转尾翼的结构尺寸,并对派生型舰空导弹进行数学建模。 然后计算派生型舰空导弹的气动参数,利用GAMBIT软件对派生导弹进行合理的网格划分,并利用FLUENT软件对GAMBIT软件划分好的网格进行计算。计算出该导弹的基本气动参数。 随后对固定尾翼滚转控制力矩及诱导滚转力矩进行研究分析,主要考虑由下洗产生的诱导滚转力矩,对十字形旋转弹翼—弹身组合体后的诱导流场问题进行研究分析,推导计算出诱导滚转力矩系数及诱导滚转力矩的表达式。并根据本文研究的导弹的规格和参数,对不同攻角诱导滚转力矩系数及诱导滚转力矩随舵偏角的变化曲线。 推导并建立了旋转尾翼动力学模型,分析了旋转尾翼所产生的马格努斯力矩对导弹姿态稳定性的影响。给出了新型舰空导弹滚转通道控制器设计方案,建立滚转通道控制模型,采用古典控制论设计出PID控制器,通过Simulink仿真分析,计算仿真得出俯仰和偏航马格努斯力矩、导弹飞行轨迹、飞行速度及作用在导弹上的力矩曲线等。


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