专题报告--滑翔制导航弹气动弹道与分析改(2003)

导弹飞行力学作业集——基于Matlab平台姓名：**学号：**********指导老师：***日期：2011/5/4sin cos sin sin (cos cos sin sin cos )sin cos cos sin cos cos (sin cos cos sin sin )cos cos sin cos y z V V y V z V V V V V y V z V V dVm P P X mg dt d mV P P Y Z mg dt d mV P P Y Z dt αββθθγαγαβγβγγθψθγαγαβγβγγ⎧=+--⎪⎪⎪=--+--⎨⎪⎪-=++++⎪⎩212121100cos cos sin cos cos 0()(,)0cos sin sin cos cos sin sin 0sin cos sin 0cos sin cos sin (cos cos sin TTx x T Ty V y V V y V V z z z y zV P P P L L P P P P P P P αβααβγαβγγαβααβγγββαββγαγ⎡⎤⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥==-⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦+=-sin cos )sin cos (sin cos cos sin sin )cos cos V y V z V V y V z P P P P αβγβγαγαβγβ⎡⎤⎢⎥-⎢⎥⎢⎥++⎣⎦*1cos sin sin cos cos sin ()()0z B BB B z zB B z B mV P X mg mV P Y mg x V y V m m t t αδαθθαθθθδαφαα⎧=--⎪=+-⎪⎪=⎪⎪=⎨⎪⎪=-⎪⎪=-=⎪⎩ 一、试推导通过侧向喷管直接力0Tyz P P ⎡⎤=⎣⎦P 控制的导弹的质心运动方程。

盛年不重来，一日难再晨。

及时宜自勉，岁月不待人。

飞机气动设计分析——由图-22M和B-1B浅析现代超音速轰炸机设计SYXXXXXXXXX一、超音速轰炸机简介众所周知，轰炸机是用于从空中对地面或水上目标进行轰炸的飞机，具有载弹量大，飞行距离远的特点。

飞机开始投入战争后不久，便出现了专门用于对地面实施轰炸的轰炸机。

一二次世界大战期间，轰炸机得到迅速发展和广泛使用，以美国B-17、B-29为代表的全金属四发重型轰炸机的出现是轰炸机发展到新水平的标志，这时的轰炸机载弹量可达8至9吨，航程在5000公里上下。

战后，航空进入喷气时代，轰炸机也不例外，在现代喷气式轰炸机问世以来的50多年里，轰炸机的发展已经经历了三个明显的阶段（如图1所示）：图1 喷气式轰炸机发展的三个阶段第一阶段是上世纪60、70年代出现的亚音速喷气式轰炸机，以苏联图-16（我国轰六的原型）、英国的三V轰炸机(“胜利”、“火神”、“勇士”)、美国B-47和B-52等为代表。

这一时期，飞机设计上的主要特点是以喷气动力取代螺旋桨动力，首先解决的是有无问题，在飞机的外形和结构设计上与之前的螺旋桨动力轰炸机并无较大区别。

这类轰炸机由于飞行速度较慢，雷达散射截面积较大，在完整的现代防空体系面前不堪一击，突防能力较弱，但到目前为止仍有很大一部分的亚音速轰炸机在各国空军服役。

第二阶段是上世纪70、80年代出现的超音速轰炸机。

超音速轰炸机往往采用了变后掠翼设计，解决了超音速轰炸机研制初期如B-58轰炸机遇到的速度与航程间的矛盾，这一阶段的代表是美国B-1B和苏联图-160、图-22M等。

超音速战略轰炸机的出现使得战略轰炸机的突防能力大大增强，打击能力也相应提高。

第三阶段是上世纪末出现的隐身轰炸机，使轰炸机的战场生存能力和威慑力得到更大的提高。

目前，隐身战略轰炸机只有美国的B-2一种。

可见，超音速轰炸机的出现是为了弥补亚音速轰炸机飞行速度较慢且无隐身能力的缺点，从而实现超音速突防，快速抵达攻击范围或目标上空实施打击。

复合制导炮弹最优滑翔弹道与控制
卜奎晨;刘莉
【期刊名称】《弹道学报》
【年(卷),期】2007(019)004
【摘要】研究了制导炮弹最优滑翔弹道与控制问题.建立了滑翔弹道模型,以射程为指标函数,考虑终端速度、高度和弹道倾角约束,采用庞特里亚金极大值原理和共轭梯度法求出控制变量有约束的最优滑翔弹道,简要分析了滑翔增程机理.给出2种纵向通道控制结构,并进行控制参数设计,数值仿真表明2种控制结构均可实现对最优滑翔基准弹道的精确跟踪.
【总页数】4页(P23-25,33)
【作者】卜奎晨;刘莉
【作者单位】北京理工大学,宇航科学技术学院,北京,100081;北京理工大学,宇航科学技术学院,北京,100081
【正文语种】中文
【中图分类】TJ765.2
【相关文献】
1.滑翔增程制导炮弹方案弹道设计 [J], 邱荣剑
2.滑翔增程弹道的分段最优控制 [J], 孙明飞;陈国光;杨东;纪尧
3.助推-滑翔飞行器弹道最优控制研究 [J], 范文锋;许波;郝昀
4.制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究 [J], 史金光;王中原;孙洪辉;竹建东
5.超远程制导炮弹滑翔增程弹道仿真研究 [J], 符蓓蓓;雷娟棉;王冬梅
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增程制导炮弹气动外形设计
雷娟棉;吴甲生
【期刊名称】《航空学报》
【年(卷),期】2005(026)003
【摘要】依据增程制导炮弹气动外形设计中需考虑的主要问题,分析了火箭助推-滑翔增程制导炮弹的弹道特点,进行了增程制导炮弹的气动外形设计和雷达散射截面(RCS)计算;实验结果表明:在Ma＝2.5～3.5范围内,增程制导炮弹的零阻比原外形方案的零阻约减少了30%;纵向静稳定度从原方案的4.5%提高到了9%;舵偏角与平衡攻角匹配合理,有较高的滑翔增程能力;RCS计算结果表明,在迎面±30及
±60范围内,增程制导炮弹都具有较小的雷达散射截面.
【总页数】4页(P294-297)
【作者】雷娟棉;吴甲生
【作者单位】北京理工大学,飞行器工程系,北京,100081;北京理工大学,飞行器工程系,北京,100081
【正文语种】中文
【中图分类】V211.24
【相关文献】
1.滑翔增程制导炮弹方案弹道设计 [J], 邱荣剑
2.舰炮增程制导炮弹射程指标论证方法 [J], Chen Juncheng;Sun Shiyan;Sun Qiang
3.鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析 [J], 马晔璇;史金光;张宁;谢飞
4.冲压增程制导炮弹气动特性研究 [J], 张宁; 史金光; 马晔璇
5.滑翔增程制导航弹气动外形设计 [J], 雷娟棉;吴甲生
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2005年第26卷第2期华　北　工　学　院　学　报V ol.26　N o.2　2005 (总第100期)JOURNAL OF NORTH CHINA INSTITUTE OF TECHNOLOGY(Sum No.100)文章编号:1006-5431(2005)02-0103-04滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真王军波,张军挪,高　敏(军械工程学院弹药工程系,河北石家庄050003)摘　要:　稳定储备量是保证弹丸稳定飞行的前提.本文结合某滑翔增程弹的结构参数和数学模型,对有控滑翔增程弹的稳定储备量进行了优化仿真.通过仿真验证,得出了有控滑翔增程弹稳定储备量的最佳设计范围,对于气动力设计、控制系统的设计及总体结构设计具有重要价值.关键词:　仿真;稳定储备量;滑翔增程弹中图分类号:　T J417 文献标识码:AStudy and Optimum Design on the StabilizationStorage of Gliding Range-assisted ProjectileWANG Jun-bo,ZHAN G Jun-nuo,GAO M in(Dept.o f A mmunitio n Eng ineering,O r dnance Eng ineering College,Shijiazhuang050003,China) Abstract:T he stabilizatio n storage of pro jectile is the precondition of its stabilization flig ht.Based on the config ur ation parameter and m athematical m odel o f some g liding range-assisted pr ojectile,the stabi-lizatio n storag e of gliding range-assisted projectile w ith contro l is simulated and optim ized.We can ob-tain the optim um stabilizatio n storag e of g liding range-assisted projectile by simulatio n.The results are meaningful to the desig n for the g liding pr ojectile regarding the aer ody namics and the control system, and they are significant to the w hole design o f gliding range-assisted projectile.Key words:sim ulation;stabilization sto rage;g liding rang e-assisted pro jectile稳定飞行是指弹丸在飞行中,受到外界扰动作用后,其攻角能够逐渐减小或保持在一个小角度范围内.稳定飞行是对弹丸的基本要求,如果不能保证稳定飞行,攻角将很快增大,此时不但达不到预定射程,而且会使落点的散布增大.对于尾翼稳定弹来说,具备一定的稳定储备量是保证弹丸稳定飞行的前提,普通无控尾翼稳定弹的稳定储备量通常要求在10%～30%,才能使弹丸稳定飞行.但对于有控滑翔增程弹,为了提高炮弹的滑翔效果,增大射程,炮弹的稳定储备量不宜太大,因为稳定储备量太大,控制操纵性较低,阻力系数较大,不利于滑翔增程.同时,稳定储备量也不能太小,稳定储备量太小,稳定性变差,控制较难实现.因此,对于滑翔增程弹的稳定储备量需要进行优化设计,既能保证弹丸稳定飞行,又能使滑翔效果最佳.本文就是针对这个问题对有控滑翔增程弹的稳定储备量进行了优化设计.1　有控滑翔增程弹的基本原理滑翔增程是利用火箭发动机与鸭舵控制滑翔两种增程技术来实现炮弹增程目的的,其基本思想是:在普通炮弹后部装上火箭助推发动机,在弹丸与引信之间设置惯性制导滑翔增程装置或通过微型化设计将其控制模块直接置于引信当中.通过合理的优化设计,使炮弹在以一定的初速发射后,在弹道的升弧X收稿日期:2005-05-25　基金项目:国防科技预研项目资助　作者简介:王军波(1964-),男,副教授,博士.主要从事制导弹药控制系统与弹道的设计与仿真、弹药质量与可靠性研究.段从某一最佳时刻发动机开始点火工作,使炮弹获得一个加速推力,从而提高飞行高度及飞行时间使炮弹射程增加.在弹丸飞行至弹道顶点附近时,惯性制导滑翔增程装置的阻力环突然弹出;在弹道降弧段,当弹丸纵轴与惯性陀螺转子轴夹角增大到一定角度时,惯性陀螺传感器便产生一个惯性定位指令,并以一种适当方式驱动鸭舵升力面,使弹丸产生向上的升力,且使该升力与炮弹自身的重力平衡.滑翔控制系统实际上是通过控制弹丸飞行姿态角来实现的,控制系统利用实际飞行姿态角与理想飞行姿态角的误差信号来控制舵偏角,产生控制力矩改变弹丸的飞行姿态,使弹丸以一定的舵偏角沿平直弹道滑翔飞行,从而增加了弹丸的射程.2　滑翔增程弹运动方程的建立弹丸在空中飞行时的受力是比较复杂的,而且影响因素也比较多,如果考虑各方面的影响因素,所建立的弹道方程比较复杂,研究起来也比较困难.为了研究问题的方便,可以考虑在理想情况下的数学模型,即对研究对象可以做以下假设:1)假设弹丸飞行轨迹是在纵向平面内,不考虑风的影响;2)不考虑弹丸自转、滚转;3)认为弹丸是对称的,无质量偏心;4)不考虑各方面扰动因素.在以上假设的情况下,弹丸受力分析变得相对简单,经过受力分析得到弹丸的运动方程[1]d v xd t =F p m cos U a -R x m v x v -R y m v y v ,d v y d t =F p m sin U a -R x m v y v +R y m v x v -g ,d U a a /d t =M z /A -M z d /A -M y /A ,d U a /d t =U a a ,d x /d t =v x ,d y /d t =v y ,d P /d t =-Q g v y ,d m /d t =-F p /U eff ,其中v =v 2x +v 2y ,R x =12Q v 2S M C x ,R y =12Q v 2S M C y ,M z =12Q v 2S M lm z ,M G =12Q v 2S M lm G ,M z d =12Q S M l 2k z d U a a ,式中　v 为弹丸的飞行速度;v x 为弹丸飞行的水平速度分量;v y 为纵向速度分量;U eff =总冲量装药量(N *S/kg)(表示有效排气速度);R x 为空气阻力;C x 为阻力系数;Q 为空气密度;S M 为弹丸最大横截面积;R y 为弹丸升力;C y 为升力系数;M z 为弹丸的静力矩;m z 为静力矩系数;l 为全弹长度;m G 为舵偏角引起的控制力矩系数;x 为对应时刻质点的横坐标;y 为对应时刻质点的纵坐标;m 为弹丸质量;k z d 为阻尼力矩系数;A 为弹丸的赤道转动惯量;t 为弹丸飞行时间;F p 为发动机工作时弹丸所受的推力;Ua 为摆动角.其中,C x ,C y ,m z 是马赫数和攻角的函数,在小攻角的情况下C y =C ′yD ,m z =m ′z D ,式中　C ′y 为升力系数的导数;m ′z 为静力矩系数的导数.所以,R x ,R y ,M z 可以表示为R x =12Q v 2S M C x ,(1)R y =12Q v 2S M C ′y D ,(2)(3)104华北工学院学报2005年第2期 当压心与质心之间的距离h *为已知时,可导出m ′z 与C ′y 和C x 的关系.将空气动力合力在压心分解成速度平行的阻力R x 和与速度垂直的升力R y ,在求出R x 和R y 对质心的力矩,当压心在质心之后时,则二力矩之和为静稳定力矩[2]M z =h *R y cos D +h *R x sin D .(4)将式(1)～(3)代入式(4),并考虑D 比较小,令co s D ≈1,sin D ≈D ,整理后得m ′z =(h */l )(C ′y +C x ),将上式代入式(3)可得M z =12Q v 2S M l D (C ′y +C x )h */l ,(5)式中　h */l 表示稳定储备量.在进行静力矩的计算时,可以用式(5)代替式(3).通过仿真验证,采用两种不同的计算方法,在其它条件相同的情况下,仿真出来的弹道曲线基本是重合的,仿真结果基本是一致的.本文的仿真计算结果和静力矩的计算表达式均采用式(5)进行计算,在不同稳定储备量的情况下,可以直接修改h */l 的数值即可进行仿真计算.3　滑翔弹丸稳定储备量的优化设计与仿真3.1　弹丸结构参数的设定本文以国外某大口径炮射滑翔增程弹为例进行稳定储备量优化设计与仿真计算.假设该弹的某些结构参数如表1所示.表1　弹体结构及仿真条件Tab .1　Projectile s tructure and sim ulation con dition 弹重/k g飞行弹长/mm 弹丸初速/(m/s )发动机装药量/k g 推力/N 总冲/N ・S 弹径/m m 60150090014500035000152 仿真所适用的气动力数据为有关负责气动力计算的单位提供.3.2　仿真方案及结果稳定储备量是指弹丸压心到质心的距离与弹长的比值,它是保证弹丸稳定飞行的前提,对于普通炮弹,必须具有一定的稳定储备量才能使弹丸稳定飞行;对于无控弹,一般要求弹丸的稳定储备量在10%～20%;对于有滑翔控制的远程弹,其稳定储备量不应过大,稳定储备量太大,鸭舵需要产生很大的力矩才能改变弹丸的飞行姿态角,鸭舵产生的平衡攻角越小,鸭舵的效率会降低,滑翔效果变差,射程越近.反之,稳定储备量越小,舵面效率越高,射程越远,但飞行稳定性又会受到影响.因此,对超远程的滑翔增程弹药,需要对稳定储备量进行优化设计与仿真,为该类弹药的总体结构设计奠定基础.为使仿真结果具有可比性,仿真方案为:弹丸结构参数如表1;滑翔控制系统的控制模型[3]采用比例导引、闭环控制;滑翔控制参数包括最佳射角、发动机工作时间、滑翔启动时间,以经过优化设计确定的参数为基准.在上述条件不变的情况下,对弹丸的稳定储备量取不同数值,仿真验证稳定储备量对滑翔增程弹的射程、落地速度和滑翔飞行时间的影响.表2列出了在舵偏角范围一定时的仿真结果.表2　控制参数、舵偏角范围相同,不同稳定储备量的仿真结果Tab .2　Res ults of differ ent stab ilization s tor ages w ith the s am e control param eter and drift an gle 稳定储备量/%舵偏角范围/(°)弹丸射程/k m 落地速度/(m ・s -1)飞行时间/s 100～599180.242080～5137.5137.556870～5147.9130.263050～5159.3117.074740～5166.8102.6855105(总第100期)滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真(王军波等)3.3　仿真结果分析由表2的数据可以看出有控弹在不同稳定储备量下弹丸射程、落地速度及飞行时间的大小.稳定储备量越大,弹丸的舵面效率越低,射程越小;反之,稳定储备量越小,舵面效率越高,射程越远.由于弹丸加滑翔控制的目的就是尽可能地提高其射程,所以滑翔增程弹在设计时稳定储备量不能太大.但是,弹丸的稳定储备量也不能太小,稳定储备量越小,对控制系统的要求越高,攻角越容易波动,舵偏角一图1　稳定储备量在不同情况下的几种仿真结果Fig .1　Simulation res ults in different s tabilization storages个很小的变化就会引起攻角很大的变化,这对于弹丸的飞行稳定性是不利的,必须保证舵偏角在一个很小的范围内变化才能使攻角不发散,这就使控制系统实现起来比较困难.图1为稳定储备量在不同情况下的几种仿真结果.图1中画出了稳定储备量为2%(舵偏角0°～2°),5%(舵偏角在0°～5°),7%(舵偏角0°～7°)的三种情况.由图形可以看出:稳定储备量在5%(舵偏角在0°～5°)和稳定储备量在7%时(舵偏角0°～7°)两种情况下的弹道曲线基本是重合的.稳定储备量为2%时,由于攻角波动较大而使弹道曲线有波动,其弹道曲线为图1中波动较大、射程较近的曲线,在控制参数相同的情况下,其弹道滑翔效果较差.要想提高其稳定性,使滑翔效果提高,必须提高对控制系统的要求,这会使炮弹的造价很高,因此稳定储备量不应太小.从仿真结果可以看出,稳定储备量在3%～7%,在控制比较合理的情况下,其仿真结果基本一致.因此,对于有控滑翔增程弹,其稳定储备量应控制在3%～7%之间较好.4　结　论通过对有控滑翔弹稳定储备量的优化与仿真,可以得到以下结论:有控滑翔增程弹的稳定储备量不能像普通炮弹那么大,稳定储备量太大,舵面效率较低,滑翔效果较差,射程较近;同时,稳定储备量也不能带太小,如果太小,弹丸的飞行稳定性较差,对控制系统要求较高,会使炮弹的造价昂贵.有控滑翔增程弹滑翔段的稳定储备量控制在3%～7%之间较好,这个结论对于气动力设计和控制系统的设计具有一定的参考价值,对于实现超远程滑翔增程弹的总体结构设计具有非常重要的意义.参考文献:[1]　宋丕极.枪炮与火箭外弹道学[M ].北京:兵器工业出版社,1993.[2]　钱杏芳,张鸿端,林瑞雄.导弹飞行力学[M ].北京:北京工业学院出版社,1987.[3]　丁松滨,王中原,王争论.尾翼滑翔增程炮弹最大距离研究[J].弹箭与制导学报,2000(4):57-60.D ing So ng bin ,W ang Z hongy uan ,Wa ng Zhenglun .T he ma ximal rang e resear ch o f the empennag e g liding r ang e -as-sisted pr ojectile[J].T he G uiding of Bomb and Rocket T ransactio n,2000(4):57-60.106华北工学院学报2005年第2期。