再入旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)彈頭旋轉(zhuǎn)控制技術(shù)研究.pdf

1、再入彈頭機(jī)動(dòng)突防技術(shù)是彈道導(dǎo)彈主要突防手段之一。慣性彈頭再入過(guò)程中通常會(huì)產(chǎn)生配平角散布，減少配平角散布的通用做法是對(duì)彈頭進(jìn)行旋轉(zhuǎn)控制，因此，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)也是再入彈頭的主要運(yùn)動(dòng)特性之一。當(dāng)前，旋轉(zhuǎn)彈單通道控制技術(shù)主要應(yīng)用于反坦克導(dǎo)彈和防空導(dǎo)彈等，本文提出將其應(yīng)用于再入彈頭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的研究思路。本文以再入彈頭機(jī)動(dòng)突防為研究背景，以再入旋轉(zhuǎn)彈頭為研究對(duì)象，對(duì)再入旋轉(zhuǎn)彈頭的旋轉(zhuǎn)控制技術(shù)進(jìn)行研究。
　　首先，建立再入旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)彈頭再入飛行動(dòng)力學(xué)

2、模型。給出了再入旋轉(zhuǎn)彈頭幾何模型、相關(guān)參數(shù)和大氣環(huán)境模型，并對(duì)研究對(duì)象進(jìn)行了合理假設(shè)。建立了相關(guān)坐標(biāo)系，給出了各坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系矩陣，對(duì)作用在再入旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)彈頭上的力和力矩進(jìn)行分析，建立了再入旋轉(zhuǎn)彈頭無(wú)控再入飛行動(dòng)力學(xué)模型。
　　其次，通過(guò)理論和仿真分析得到了再入旋轉(zhuǎn)彈頭的自旋速度范圍。對(duì)影響再入旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)彈頭自旋速度范圍的相關(guān)因素進(jìn)行研究，給出了再入彈頭固有頻率的計(jì)算方法，對(duì)再入旋轉(zhuǎn)彈頭不發(fā)生滾轉(zhuǎn)共振和再入飛行過(guò)程中保持動(dòng)態(tài)穩(wěn)定

3、的條件進(jìn)行理論分析，得到了再入旋轉(zhuǎn)彈頭自旋速度的上限和下限。
　　再次，研究分析自旋速度與再入旋轉(zhuǎn)彈頭尾翼斜置角的關(guān)系。通過(guò)分析再入旋轉(zhuǎn)彈頭的特點(diǎn)，選擇空氣動(dòng)力起旋和噴氣起旋相結(jié)合的起旋方式。在固定自旋速度的條件下，推導(dǎo)出了尾翼斜置角與自旋速度的關(guān)系式。最后從正反兩方面進(jìn)行仿真驗(yàn)證，確定了與自旋速度相對(duì)應(yīng)的再入旋轉(zhuǎn)彈頭尾翼斜置角度。
　　最后，對(duì)再入旋轉(zhuǎn)彈頭的起旋時(shí)機(jī)進(jìn)行研究。根據(jù)再入旋轉(zhuǎn)彈頭的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了三種不同的起旋時(shí)機(jī)