黄民昌 蒋 政 张 南 褚衍超 胡 勇

上海航天控制技术研究所，上海 201109

0 引言

舵机作为飞控系统的执行机构，其工作特性直接影响飞行控制的品质[1]。折叠舵(翼)以其结构简单、占用空间小、便于贮存、运输和发射等优点而广泛应用于导弹弹翼以及舵机机构[2]。导弹折叠舵的关键指标包括展开时间、展开冲击量级、可靠稳定性等。这些指标是导弹正常完成后续预定任务的前提，也对导弹传动机构、弹体框架等薄弱部位提出了耐冲击、高强度、高可靠的要求[3]。同时，以指标提升、持续学习为核心目标的航天智能控制系统也是今后的发展趋势[4]。

为了解决折叠舵展开时结构的冲击安全性问题，国内学者主要从以下两方面进行了较为充分的研究：一是对折叠舵展开冲击过程进行精细化分析，作为加强结构设计的指导与评估，如甄文强等对横向折叠翼展开过程进行考虑空气阻力和摩擦力矩的数学和动力学建模分析[5]。二是在结构设计上引入特殊设计方法，提高折叠舵本体抗冲击强度。如祝隆伟、张玉翠、刘芳等学者分别研究了间隙与折叠翼面振动的关系，各自提出了通过控制间隙从而减小碰撞力的方法[6-8]。李玉亮等在折叠舵中引入了减震垫，给出了力函数参数的确定方法[9]。

目前折叠舵展开冲击研究主要集中在抗冲击结构强度和振动两方面。而实际中却往往忽略了两方面重要问题，一方面，舵轴作为舵系统的传动件，在巨大的舵面展开冲击下，舵轴难以保持零位，如不进行适应性控制，容易激励出弹体的弹性振动[10]。……