导弹的直接力/气动力控制系统设计

杨文骏，张科，张云璐

(西北工业大学航天学院，陕西西安 710072)

引言

临近空间一般指的是距地面20～100 km，普通航空器飞行空间与卫星轨道之间的空域［1］，与普遍认为的大气层不同，临近空间大气稀薄，在该空域飞行的飞行器所能获得的气动过载较小［2］。现代战争中除了大量使用巡航导弹、战术弹道导弹和超高空侦察机等，还要面对远程洲际弹道导弹的威胁［3］。这些武器都有显著的特点:大部分飞行时间都处于临近空间范围内;飞行马赫数高;机动性强。这就对超高空防空导弹提出了更高的制导控制精度要求，因此引入直接侧向力控制技术，能够满足导弹机动过载需要，降低制导控制系统的过载响应时间，有利于提高防空导弹的制导控制精度。

文中以某临近空间防空导弹为背景，引入直接力进行导弹末端直接力控制，形成了直接力/气动力复合控制系统，并通过仿真计算分析了系统性能。

1 导弹气动控制系统

1.1 气动控制系统数学模型

弹体的运动可看成其质心移动和绕质心转动的合成运动，可用牛顿定律和动量矩定律来研究。但导弹并不是一个刚体，其运动比刚体的运动复杂的多，为使问题简化，在此作如下假设:

(1)略去导弹变形、质量变化等因素，引入“固化原理”，把导弹当作质量恒定的非形变物体;

(2)转动惯量恒定，推力和重力作为外力;

(3)引入小扰动假定，忽略二阶以上的微量以及气动力、气动力矩的次要因素;

(4)在扰动过程中认为未扰动参量是不变的，可由弹道计算结果中直接取得;