技術(shù)特征：

1.一種無控探空火箭抗干擾設(shè)計方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟一：選取抗干擾設(shè)計變量；

選擇箭體靜穩(wěn)定度和發(fā)動機推力作為抗干擾設(shè)計變量；

步驟二：建立六自由度彈道模型；

步驟三：確定抗干擾設(shè)計變量的取值；

將抗干擾設(shè)計變量在其變化范圍內(nèi)等間隔取值，對每一取值結(jié)果通過步驟二的六自由度彈道模型進(jìn)行蒙特卡洛打靶仿真，從而確定該取值下彈道散布范圍，通過將每一個取值點的彈道散布進(jìn)行一一對應(yīng)，即可得到無控探空火箭彈道散布隨抗干擾設(shè)計變量變化曲線，通過變化曲線可以選取彈道散布最小的點對應(yīng)的抗干擾設(shè)計變量；

步驟四：確定發(fā)射條件；

當(dāng)抗干擾設(shè)計變量確定后即完成了總體參數(shù)的確定，在總體參數(shù)的指導(dǎo)下完成全箭的制造，當(dāng)全箭制造完成后，可以利用地面發(fā)動機試車和三自由度轉(zhuǎn)臺工具進(jìn)行推力偏差和結(jié)構(gòu)偏差的測量，并根據(jù)發(fā)射場地的實測風(fēng)進(jìn)行風(fēng)修計算，以此來確定發(fā)射角、方位角和工作時序。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無控探空火箭抗干擾設(shè)計方法，其特征在于，步驟二中建立六自由度彈道模型的方法如下：

探空火箭從發(fā)射到殘骸落地共經(jīng)歷了四個階段：發(fā)射離軌段、助推段、自由飛行段、殘骸落地段，其中將助推段和自由飛行段這兩個階段合為一個階段——火箭飛行段；現(xiàn)針對發(fā)射離軌段、火箭飛行段和殘骸落地段進(jìn)行建模：

S21.對于發(fā)射離軌段進(jìn)行建模：

其中，v_x為探空火箭沿發(fā)射車導(dǎo)軌方向的速度，v_y為探空火箭垂直發(fā)射車導(dǎo)軌方向的速度，P為發(fā)動機推力，μ為探空火箭前后兩個定向鈕與發(fā)射車導(dǎo)軌的摩擦系數(shù)，G為探空火箭重力，為探空火箭發(fā)射角，為探空火箭俯仰角，m為探空火箭質(zhì)量，x為探空火箭沿發(fā)射車導(dǎo)軌方向運動距離，ω為探空火箭轉(zhuǎn)動角速度，J為探空火箭繞后定向鈕的轉(zhuǎn)動慣量；在式(1)中，當(dāng)探空火箭的前定向鈕未離開發(fā)射車導(dǎo)軌時M_z＝0，當(dāng)探空火箭離開發(fā)射車導(dǎo)軌后M_z如式(2)所示:

其中L_R為探空火箭后定向鈕到火箭對稱軸的距離，L_c為探空火箭后定向鈕到探空火箭質(zhì)心的軸向距離；

S22.火箭飛行段模型為：

$m\frac{d^{2}r}{{\mathrm{dt}}^2}=P+R+mg-{\mathrm{m\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r)-2{\mathrm{m\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δ}r}{\mathrm{\δ}t}---\left(3\right)$

$I\·\frac{{\mathrm{d\ω}}_T}{dt}+{\mathrm{\ω}}_T\×(I\·{\mathrm{\ω}}_T)=M_{st}+M_d+M_P+M_R---\left(4\right)$

其中R為空氣動力，g為引力加速度，r為探空火箭到地心的矢量，mω_e×(ω_e×r)為離心慣性力，為哥氏慣性力，ω_e為地球轉(zhuǎn)動角速度，P為發(fā)動機推力，當(dāng)助推段結(jié)束即進(jìn)入自由飛行段時，將發(fā)動機推力P置為零；I為箭體自身的轉(zhuǎn)動慣量，ω_T為箭體自身的轉(zhuǎn)動角速度，M_st為作用在火箭上的氣動力矩，M_d為火箭相對大氣有轉(zhuǎn)動時引起的阻尼力矩，M_P為推力作用線偏斜、推力作用線橫移、質(zhì)心橫移引起的附加推力矩，M_R為質(zhì)心橫移引起的附加氣動力矩；

M_P的形式為：

$\left[\begin{array}{c}{P}_x\\ P_y\\ P_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}Pcos\mathrm{\η}\\ -P{\mathrm{sin\ηcosA}}_{\mathrm{\η}}\\ -P{\mathrm{sin\ηsinA}}_{\mathrm{\η}}\end{array}\right]---\left(5\right)$

$\left[\begin{array}{c}{M}_{px}\\ M_{py}\\ M_{pz}\end{array}\right]=R_{cp}\×\left[\begin{array}{c}{P}_x\\ P_y\\ P_z\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}0\\ P{\mathrm{\ϵ}}_p\sin A_{{\mathrm{\ϵ}}_p}\\ -{\mathrm{P\ϵ}}_p{\mathrm{cosA}}_{{\mathrm{\ϵ}}_p}\end{array}\right]---\left(6\right)$

其中η為推力作用線偏斜角，ε_p為推力作用線橫移距離，A_η為推力作用線偏斜方位角，為推力作用線橫移方向，R_cp為質(zhì)心到推力作用點的矢量；

M_R的形式為：

$\left[\begin{array}{c}{M}_{Rx}\\ M_{Ry}\\ M_{Rz}\end{array}\right]=R_{cx}\×\left[\begin{array}{c}{R}_x\\ R_y\\ R_z\end{array}\right]---\left(7\right)$

其中R_cx為橫移后質(zhì)心到推力作用點的矢量，R_x、R_y、R_z為氣動力在發(fā)射系中的分量；

當(dāng)考慮風(fēng)干擾時，首先把風(fēng)速矢量W沿發(fā)射系各軸進(jìn)行分解：

$W=\left[\begin{array}{c}{W}_x\\ W_y\\ W_z\end{array}\right]---\left(8\right)$

則飛行速度定義為：

$V_w=\sqrt{{(V_x-W_x)}^2+{(V_y-W_y)}^2+{(V_z-W_z)}^2}---\left(9\right)$

其中V_x、V_y、V_z為探空火箭在發(fā)射系中的速度分量；

氣流速度傾角θ_w和氣流航跡偏航角σ_w定義為：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\θ}}_w=arcsin\frac{V_y-W_y}{V_w}\\ {\mathrm{\σ}}_w=-arctan\frac{V_z-W_z}{V_x-W_x}\end{array}\right.---\left(10\right)$

通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換可以得到：

ψ、γ為探空火箭的姿態(tài)角，可以通過探空火箭的加速度積分得到，參數(shù)α_w、β_w和V_w分別為探空火箭相對于空氣的速度、攻角和側(cè)滑角；

S23殘骸落地段模型為：

$m_1\frac{d^{2}r}{{\mathrm{dt}}^2}=R+m_{1}g-m_1{\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r)-2m_1{\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δ}r}{\mathrm{\δ}t}---\left(12\right)$

m₁為殘骸的質(zhì)量，殘骸所受氣動力R需要考慮風(fēng)的影響，所以：

$R=\frac{1}{2m_1}{C}_r{S}_r{\mathrm{\ρV}}^2\left[\begin{array}{c}cos\mathrm{\θ}\\ sin\mathrm{\θ}\\ sin\mathrm{\σ}\end{array}\right]---\left(13\right)$

其中：

$\left\{\begin{array}{c}\sin \mathrm{\θ}=\frac{V_y}{\sqrt{{(V_x-W_x)}^2+{V_y}^2}}\\ \cos \mathrm{\θ}=\frac{V_x-W_x}{\sqrt{{(V_x-W_x)}^2+{V_y}^2}}\\ \sin \mathrm{\σ}=-\frac{V_z-W_z}{\sqrt{{(V_x-W_x)}^2+{(V_y-W_y)}^2+{(V_z-W_z)}^2}}\end{array}\right.---\left(14\right)$

W_x、W_y、W_z分別為風(fēng)速在發(fā)射系中的分量；C_r為殘骸氣動阻力系數(shù)，S_r為殘骸參考面積，ρ為箭體飛行高度的大氣密度，V為箭體飛行速度。