我要投搞

标签云

收藏小站

爱尚经典语录、名言、句子、散文、日志、唯美图片

当前位置:ag视讯 > 弹道学 >

硕士论文-弹用弹道模型建立及仿真验证pdf

归档日期:06-26       文本归类:弹道学      文章编辑:爱尚语录

  1.本站不保证该用户上传的文档完整性,不预览、不比对内容而直接下载产生的反悔问题本站不予受理。

  国防科学技术大学 硕士学位论文 导弹通用弹道模型建立及仿真验证 姓名:鲁中华 申请学位级别:硕士 专业:航空宇航科学与技术 指导教师:郭振云 20091101 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 ABSTRACT Inorderto thedemandsofvarious missile ale satisfy missions,the designers kindsofnew ontheone ontheother designingmany trajectories hand,and hand,they are routine to the to improvingtrajectoriesexpand typesgradually.How trajectory achievethe inthe ofmissile isa prospectivetrajectoriesquicklyprimarystage design whichshouldbesolvedaSsoonas of problem possible.Toimproveefficiencytrajectory and thataset calculation,the ofmodelandsoftwareCan matcha design problem only sortof mustbesolved modelCanavoid trajectory too.General—purposetrajectory compilingcorrespondingprocedure the callconcentratemore repeatedly,anddesigners andtimetotheirconcernedfield.Missile aledecidedits energies performance by tosomeextentandthesamemissile、析tlldifferent willhave trajectory trajectories different orderto ofthemissileand flight performance.Inimproveperformance provide correct for is guidance subsequentresearches,trajectoryoptimizationverynecessary. attheabove isfocusonthe Aiming problems,thispaper followingaspects: advanced adopting trajectory 1)By general-purposemodelingmethod,analyzing characteristics and influencefactorsofallkindsof comprehensivelyconsidering modelWas trajectories弱many硒possiblenowadays,general—purposetrajectory established.Simulations01.areWasfinished Extended byusing Markup method. modeling Language(XML)andparted various of 2)Bydesigningflightmodes,includingangleattack/sideslipangle, andoverloadmethod pitchangle/yawangle etc.,andmoreover,dataimportationadopts method GNCmodelWasestablished. constant,table,expressionsetc.,general·purpose various andtwokindsof 3)Byprovidingoptimizationtargets,variables,methods modeswhichiS andwhole optimization partedtrajectoryoptimization trajectory to different beselectedfor function tothe optimization user,anddesigning according modelWaSestablished. target,general—purposetrajectoryoptimization afew thesisvalidated Finally,throughsamples,the general—purposetrajectory modeland same defectsofthecode the model.Atthe and optimization time,some directionsofendeavorwere presented. Keywords:GeneraI-purpose Extended Markup Language(XML) 第ii页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 表目录 表3.1通用弹道模型部分输出参数列表……………………………………………。40 表4.1优化结果对照表……………………………………………………………….54 表4.2优化结果对照表…………………………………………………………………54 表6.1三段助推飞行弹道参数对比结果………………………………………………62 表6.2攻角/N滑角GNC模式测试结果…………………………………………….63 表6.3法向/横向过载GNC模式测试结果………………………………………….64 表6.4助推段通用弹道模型测试项目及结果………………………………………..64 表6.5中段飞行弹道参数对比结果…………………………………………………..65 表6.6机动飞行弹道参数对比……………………………………………………….66 表6.7导弹末段飞行弹道参数对比…………………………………………………..67 表6.8末段飞行程序角GNC模式测试结果…………………………………………68 表6.9攻角/侧滑角/倾侧角GNC模式测试结果……………………………………68 表6.10横/法向过载GNC模式测试结果……………………………………………69 表6.11弹道导弹主动段仿真模型…………………………………………………….70 表6.12巡航弹道仿真模型……………………………………………………………71 表6.13跳跃弹道仿真模型……………………………………………………………。72 表6.14主动段优化参数设计………………………………………………………….75 表6.15关机点参数及射程对照表……………………………………………………77 表6.16优化参数结果对照表………………………………………………………….78 第1V页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图目录 图2.1弹道导弹弹道……………………………………………………………………………9 图2.2助推滑翔弹道……………………………………………………………………………….11 图2.3亚轨道飞行器飞行弹道剖面图……………………………………………………..12 图2.4几种常见巡航弹道……………………………………………………………………14 图3.1飞行高度迭代计算流程图…………………………………………………………30 图4.1飞行程序参数设置………………………………………………………………….43 图4.2优化算法分类……………………………………………………………………..46 图4.3串行混合遗传算法流程图………………………………………………………52 图4.4并联协作混合遗传算法流程图………………………………………………53 图5.1导弹飞行弹道通用仿真软件模块组成……………………………………….56 图5.2导弹通用弹道仿真软件各模块成员函数……………………………………58 图5.3弹道优化XML文件配置…………………………………………………….59 图5.4优化变量输入设计…………………………………………………………….59 图6.1高度随时间变化曲线…………………………………………………………一70 图6.2速度随时间变化曲线…………………………………………………………..70 图6.3攻角随时间变化曲线………………………………………………………….70 图6.4弹道倾角随时间变化曲线…………………………………………………….70 图6.5高度随时间变化曲线…………………………………………………………71 图6.6速度随时间变化曲线…………………………………………………………7l 图6.7攻角随时间变化曲线……………………………………………………………71 图6.8弹道倾角随时间变化曲线………………………………………………………71 图6.9高度随时间变化曲线………………………………………………………………72 图6.10速度随时间变化曲线………………………………………………………………72 图6.11攻角随时间变化曲线………………………………………………………………..73 图6.12弹道倾角随时间变化曲线………………………………………………………….73 图6.13高度随时间变化曲线……………...…………………………………………………..73 图6。14速度随时间变化曲线………….........……………………………………………………73 图6.15横向位移随时间变化曲线………………………………………………………………..74 图6.16侧滑角随时间变化曲线………......………………………………………………………74 图6.17横向过载随时间变化曲线………...…...……………………………...………………….74 图6.18航迹偏航角随时间变化曲线……………………...……………………...………………..74 第V页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图6.19高度随时间变化曲线…………………………………………………………75 图6.20速度随时间变化曲线……………………………………………………………75 图6.21弹道倾角随时间变化曲线……………………………………………………76 图6.22俯仰角随时间变化曲线……………………………………………………。76 图6.23攻角随时间变化曲线………………………………………………………。76 图6.24法向过载随时间变化曲线……………………………………………………76 图6.25高度随时间变化曲线…………………………………………………………76 图6.26速度随时间变化曲线………………………………………………………。76 图6.27弹道倾角随时间变化曲线…………………………………………………。77 图6.28俯仰角随时间变化曲线………………………………………………………77 图6.29攻角随时间变化曲线…………………………………………………………77 图6.30法向过载随时问变化曲线……………………………………………………77 第Vl页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果.尽我所知,除了文中特别加以标注和致谢的地方外,论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果,也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料.与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意. 学位论文题目: . 昱登通用整道搓型瘦童丞笾裹坠运 学位论文作者签名: 盔主翌 日期:加口7,年/1月形日 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定.本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档,允许论文被查阅和借阅;可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索,可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存,汇编学位论文. (保密学位论文在解密后适用本授权书.) 学位论文题目: 昱登通用登道搓型建童丞鱼熹验适 学位论文作者签名: 蔓生至 日期:加哆年 //月锣钿 作者指导教师签名:——j凳荦LL日期:∥哕年,,月矽 日 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第一章绪论 1.1研究背景及意义 为满足各种飞行任务的需要,导弹设计人员一方面着手设计各种新型飞行弹 道,另一方面也在改进常规飞行弹道以逐步拓展导弹飞行弹道类型。如何在导弹 总体设计阶段快速实现预想的飞行弹道,是设计人员迫切需要考虑的问题。要提 高弹道设计与计算效率,就必须解决一套模型及计算软件只能匹配一种弹道类型 的难题。 在总体方案设计阶段,为了比较各种方案的优劣,需要进行弹道仿真计算, 以确定各方案对战技术指标的吻合程度。弹道仿真通常建立在一定的弹道模型基 础之上,而不同类型的导弹、不同的设计任务对应的弹道模型各不相同。传统的 方法是,设计人员根据某一具体任务的需求,建立了仅适合于该任务需求的弹道 模型。有的是面向主动段建立的模型,有的是面向再入段建立的模型;有的是三 自由度模型,有的是六自由度模型,通用性有待改进。且由于原始数据或数据结 构被固化在程序中,一个程序只能仿真特定的一种或几种弹道,当需仿真其它弹 道时,只能通过修改程序来实现,给系统的维护造成了不便。导弹通用弹道模型 的建立可以避免相应弹道仿真程序的重复编制,使研究人员把更多精力集中到自 己更关心的设计领域,具有较强的实用价值。 导弹性能的鉴定,要经过多次飞行试验才能确定,而弹载设备往往都是一次 性的,因此飞行试验要耗费很多的研制经费。借助计算机仿真工具,编写弹道计 算仿真软件,在弹道仿真中采用相对准确的数学模型来描述导弹真实的动力学特 性、运动学特性以及其它相关系统特性,就可以在计算机平台上展开无限次的模 拟飞行试验,对导弹的性能进行初步评估。这样既可以很好的预见导弹的实际性 能,又可为实际飞行试验排除了一些隐患,提高飞行试验的成功率和安全性,减 少实际打靶次数,缩短研制周期,从而节约研制经费。 一种飞行弹道的设计总是在一定目的驱使下进行的。有的是为了使气动加热 最小,有的是为了使射程更远,也有的是为了使能量更省,不同的最优性能指标 就涉及到弹道设计及优化问题。导弹性能在一定程度上取决于其飞行弹道,同一 个导弹按不同的弹道飞行具有不同的性能。为了提高导弹的性能,给后续各阶段 设计提供更加科学的指导,在导弹总体设计阶段,对飞行弹道进行优化设计非常 必要。 第1页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 1.2国内外研究现状 1.2.1国外研究现状 1.2.1.1通用弹道模型建立及优化方面 通用弹道模型建立的关键在于弹道模型的通用、简化程度以及GNC系统的设 计,而弹道优化的目的在于确保导弹性能的充分发挥,并为下步工作提供更加科 学的指导。国外在该领域研究起步较早,提出了多种建模方法,如Yourdon方法【l】、 Booch方法【2J、OMT方法等,目前成熟的弹道模型建立及优化软件主要有洛克希 to 德·马丁航天公司与NASA兰利研究中一t),(LARC)合编的ProgramOptimize Simulated Tra_iectories 成的Optimal byImplicit 行器弹道设计、仿真及优化研究时,往往会用到上述二者之一,或对两者的结果 进行比较【渊。 POST及OTIS中建立了较为完整的飞行器动力学模型,采用名称列表文件的 较为完整的优化模型,对各种线性、非线性,有约束、无约束的优化问题,提供 了多种优化算法供用户选择。POST中默认同一变量的定义和数值在两个不同阶段 之间是连续的,而在OTIS中则需要用户分段定义、说明。两者均可针对飞行器三 自由段或六自由度模型进行研究,GNC系统模型有时需要设计人员自己编写充实。 两者优化算法多为传统优化算法,对初始值的依赖较大,运算速度较慢且对优化 Business 结果的可靠性有一定影响。同时,OTIS中多为商业优化程序,需从Stanford Software OptimizationLaboratory购买,嵌入到OTIS中。 空间轨道模型,在继承POST各项功能的基础上,IPOST提供了更为完善的数据 输出功能。IPOST扩展了目标模块,对卫星空间轨道转移具有较强的仿真验证能 力。同时,IPOST扩展了优化参数及优化方法选取模块,具备更强的空间轨道优 化能力。 Robert Windhorst等人【101设计了一个用于运载火箭飞行轨迹方案设计阶段的名 第2页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 称列表设计带来的数据量有限且不便操作、修改的缺陷,使程序和数据相分离, 便于修改、扩展。同时,软件设计了序列二次规划法和遗传算法两种优化方法用 于弹道优化设计,对提高仿真结果的可靠性有一定借鉴价值。但由于算法种类及 算法自身的局限性,对仿真结果的准确度有一定影响。 近年来,飞行器多学科设计越来越受到研究人员的重视,而其中的弹道建模 与设计学科亦是一个重要环节。文献[1l-13】针对飞行器多学科设计、优化软件Phoenix Model Center展开研究。软件总体由两部分组成: Integration’s Vehicle (1)基于XML文件的数据组织、解析、传递协议(LVL:Launch Language)。 STK、EXCEL等的集成。 借助以上工具,软件基本实现了数据的高效组织及传递,各种工具的集成、 操作及管理,以及仿真结果的可视化,进而实现了对多种航天器的包括弹道学科 在内的多学科建模与优化设计。 1.2.1.2通用GNC系统设计方面 通用GNC系统设计是通用弹道模型建立的一个关键环节,在导弹总体参数给 定条件下,它对导弹飞行弹道特性起决定作用。同时,它也是研究的一个薄弱环 体飞行器展开研究,通用性有待改进。 文献ll 6J将微重力飞行器飞行状态分为初始发射、轨道转移、微重力飞行、在 轨服务、交汇对接、安全返回六个阶段,并基此分起飞、正常飞行、再入三大部 分分别建立GNC模型。接着,为增强GNC模型的通用性,文献将三部分GNC模 型分别细化分解,建立了包括程序控制起飞模型、轨道转移模型、紧急关机模型、 逃生模型等在内的16个子模型,构建了完整的GNC模型框架。最后,借助多体 相互作用动力学分析软件ESA.MIDAS对其进行了仿真验证。仿真结果表明,GNC 模型具有一定通用性,可用于包括卫星、航天飞机等多种飞行器GNC系统设计。 文献【I7】按照等级划分方式,将载人探险飞行器(CEV)飞行弹道设计依次分为状 分的GNC设计,在传统设计方法基础上,通过引入一种高效仿真配置方法 构,通过箭头连接,按照感应器呻导航_制导哼控制专响应器的顺序,将数据 传向GNC链中的下个单元,并将相关信息返送回上级单元。按照以上设计模式, 文献建立了完整的GNC框架。仿真验证表明,该框架具有一定通用性,可用于多 第3页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 种飞行器GNC系统设计。 1.2.2国内研究现状 1.2.2.1通用弹道模型建立及优化方面 过自己编制仿真程序对飞行器通用弹道及优化模型建立展开研究,由于针对弹道 类型不同,数据固化在程序中,模型通用性有待改进。 文献【l副针对飞行器通用弹道仿真展开研究。基于模块化设计思想,文献建立 了比较完善的动力学模型,并在此基础上借助C语言编写了仿真软件,通过仿真 算例验证了软件的适用性,在导弹总体设计阶段很有借鉴价值。但是,文献的重 点是仿真实现部分,其弹道模型通用性有待提高。同时文献并没有对弹道进行优 化设计,仿真结果可靠性有待进一步探讨。 文献【19】采用面向对象的方法,针对飞行器通用动力学模型库的开发和应用展 开研究。采用XML语言定义了飞机各动力学模块配置文件,增强了模型的重用性 及互操作性。 文献【20J利用面向对象思想和统一建模语言(UML),设计了运载火箭动力学的 通用仿真框架。在该框架中,运载火箭、子级火箭、状态变量及对应的右函数、 GNC系统、发动机、空气动力、控制执行机构和地球等,都作为独立的对象建模, 诸如积分、坐标变换、插值等算法也利用面向对象技术实现,从而极大地提高了 仿真框架的通用性和可扩展性,可以支持不同仿真背景下的仿线H首先建立了高超声速巡航飞行器虚拟样机框架系统,划分样机的层次 结构,并根据样机的层次结构,把虚拟样机系统分为环境子系统、弹体子系统、 动力学子系统、GNC子系统和参数解算子系统等五个子系统。其次建立了子系统 的数学模型,并应用VPM(VirtualPrototypeModeling)仿真平台提供的仿真机制, 建立了子系统仿真模型。通过对子系统仿真模型的编辑和装配,集成了虚拟样机 系统,并应用该样机系统对高超声速巡航飞行器进行了仿真验证飞行,为高超声 速巡航飞行器的研制提供重要的技术支持。 文献[22J借助SIMULINK工具箱,对导弹仿真模型进行了模块化设计,条理清 晰,信息流向明确,大大减少了编程的工作量,同时具有很好的可视化效果,也 便于维护改进,增加了模块的可移植性。 文献[23J针对空地导弹飞行弹道的建模与仿真展开研究。首先根据空地导弹飞 行弹道特点,给出了包括初始段、平飞段、攻击段在内的空地导弹通用弹道动力 第4页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 学模型,并设计、实现了多种方案及导引弹道。然后,文章基于该动力学模型, 设计了空地导弹六自由度仿真平台Skyfly,并给出了一个导弹回路分析工具包,为 动态分析提供工具,也为控制系统提供基本的建模、设计、分析功能。最后,文 章基于该仿真平台,对空地导弹质点弹道、动态分析软件包及控制系统分析工具 包进行了设计及仿线】通过引入导弹制导控制系统常用的坐标系及各坐标系之间的转换关 系,分析了作用在导弹上的力和力矩,并结合导弹质量变化和对导弹的操纵关系, 建立了空空导弹的动力学模型。然后,文章在一定假设的基础上建立了STT导弹 的数学模型。最后,结合导弹的控制律设计,考虑通道间的耦合特性,进行了三 通道联合仿真,得到了较好的控制效果。 文献【251基于导弹飞行动力学的知识,建立了空面导弹六自由度飞行运动方程 的数学模型,并借助C语言编写了仿真程序。在此基础上,文章对导弹的制导方 法进行了研究,并借助OpenGL开发了可视化仿真软件。最后,结合软件的设计 思路、系统结构框图以及各模块之间的关系图,系统介绍了导弹飞行模拟软件系 统的设计,并完成了可视化空面导弹飞行弹道仿真系统的演示实例,显示了系统 的优越性。 文献【261通过参考国内外多种导弹运载器的总体方案,考虑导弹水平发射倾斜 出水的要求,确定了潜空导弹运载器的总体方案。考虑海浪对运载器运动的影响, 建立了潜空导弹的数学模型及潜空导弹运载器的水弹道模型。最后,借助 可视化仿线】根据简易制导炸弹大高度、大方向角投弹条件下的气动特性和运动特 点,建立了其空间运动的六自由度数学模型。然后,设计了其方案飞行弹道,给 出了弹道解算流程。最后针对简易制导炸弹的有控飞行的全过程,结合制导律发 展了基于方案弹道的实时计算技术,并进行了攻击区内大高度、大方向角及有较 大初始偏差三种典型投弹条件下炸弹的有控飞行弹道仿真。 境下,基于模块化思想,建立了弹道仿真所需的子模块,包括坐标转换模块、地 球引力模块、发动机模块等,并以某二级弹道导弹为例,验证了模型的正确性。 同时,文章介绍了多种非线性参数最优化方法,并对弹道最大射程和最小散布结 果进行了优化设计,具有一定的借鉴价值。 文献[32】针对高超声速巡航飞行器弹道优化展开研究。文章基于模块化和分段 建模的思想,建立了包括基础算法模型、环境模型、力与力矩模型以及上升段、 第5页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 巡航段、俯冲攻击段模型等在内的高超声速飞行器各模块及各段动力学模型。在 此基础上,文章借助C语言编写仿真程序,建立了仿真模型。最后,以飞行器上 升段+巡航段最大射程为最优性能指标对飞行弹道进行了优化设计。 1.2.2.2通用GNC系统设计方面 通用GNC系统设计【331,且多是针对具体一种或几种飞行器展开研究,通用性受到 一定限制。 文献【34J为提高建模的快速性、可靠性、可维护性和可扩展性,采用面向对象 技术对空间交会GNC仿真系统进行了分析与设计。该系统采用统一建模语言COML) 进行设计,从用户角度对GNC仿真系统需要实现的功能进行了概念建模,从方案 实现角度对交会系统核心对象、类及其相互关系进行了功能建模,另外采用序列 图、状态图及协作图对关键的事件、流程及其活动进行了行为建模。仿真系统已 得到初步实现,可以支持不同仿真背景,不同建模粒度下的仿真要求,具有一定 的应用价值。 文献p5J针对RLV两级入轨的特点,主要讨论了其各飞行段的制导、导航与控 制系统的初步设计,根据已有的航天飞机的经验,给出了RLV在其各飞行段内的 制导、导航与控制系统的初步的总体模型。为了在设计初期验证系统的各种实现 和配置方案,文章利用虚拟样机技术,并基于VPM平台建立了各飞行段的制导、 导航与控制系统虚拟样机仿线针对反舰导弹末端机动展开研究。采用姿态角控制、质心控制及过 载控制三种指令方式分别建立一体化控制模型,完成了对跳跃、蛇形、螺旋、摆 式弹道的仿真验证。但文献中的结论或控制指令的给出都是基于导弹沿X轴方向 的飞行速度分量为常数,加速度为零,即K=C,ax=0的假设。但导弹沿X轴 方向的速度及加速度在实际过程中是随时间连续变化的,所以其结论只是理想形 式。同时,文献中导弹的过载指令、姿态角指令、以及质心指令都是距离x、速度 圪的函数,这就使实际设计较难操作,假如给出的各种参考指令是随时间变化的 数表,就大大简化了设计过程。文献中对一些参数的选取有一定限制,限制了模 型的通用性。且文献是针对反舰导弹末端机动做的研究,由于反舰导弹末端机动 的范围有限,故其指令可能只适用于末端机动区域不大的弹道,对机动范围较大 的弹道设计可能有一定影响。 第6页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 1.3论文研究内容 本文研究内容主要集中在以下几个方面: (1)常见弹道模型的分析。对弹道导弹弹道、助推滑翔弹道、亚轨道飞行器弹 道、巡航导弹弹道以及包括跳跃、蛇形、螺旋、摆式等各种末端机动弹道进行分 析,研究其弹道模型的建立及仿真实现,归纳总结其共同之处及特点,为通用弹 道模型建立做准备。 C++6.0建 (2)通用弹道模型建立与仿真实现。基于模块化思想,借助Visual 立仿真框架及各个仿真模块;采用面向对象方法构建飞行动力学模型框架,使用 XML[39J语言将导弹各种特性数据组织起来,开发一个通用的飞行动力学模型库; 由于飞行过程中导弹的若干参数会发生阶段性改变,将飞行弹道分为三段,分段 建模,分段仿线)通用GNC系统的设计。通用GNC系统的设计是通用弹道模型的建立一个 的关键部分。采用多种飞行程序设计方式,包括攻角/侧滑角方式、俯仰/偏航角方 式以及过载方式等,数据输入也可采用常值形式、数表形式及工程公式等多种输 入方式,确保通用弹道模型对各类飞行弹道具有较强的通用性。 (4)通用弹道优化设计。设计多种弹道优化指标,如导弹射程最远、末端能量 最大、飞行时间最短等,根据不同的优化指标,建立不同的目标函数供用户选择; 提供多种优化变量供用户选择,采用分段优化和全局优化两种模式进行弹道优化 设计;将过程优化问题转化为参数优化问题进行求解;根据实际问题的需要选择 合适优化算法对目标函数进行优化计算。 (5)结合仿真算例检验通用弹道及优化模型的有效性及可靠性。拟通过一些具 体的算例检验通用弹道模型对现有弹道类型以及对设想的新型弹道类型的适用 性。同时,利用通用弹道优化模型对飞行弹道进行优化设计,并对优化结果进行 评估,检验模型的可靠性。 第7页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第二章常见弹道模型分析 2.1概述 导弹是一种装载有战斗部的无人驾驶的可控飞行器,它既可以装置火箭发动 机飞出大气层,也可以装置空气喷气发动机在大气层中航行,且由于这种可控、 可操作性,使得其机动方式多种多样,飞行弹道各不相同。目前,常见弹道类型 有弹道导弹飞行弹道、助推滑翔弹道、亚轨道飞行器飞行弹道、巡航导弹飞行弹 道以及由于机动方式的不同而产生的跳跃弹道、蛇形弹道、滑翔弹道、摆式弹道、 螺旋弹道等。 2.2常见弹道模型分析 不同的弹道类型,本质的差别在于不同的飞行动力学模型及GNC系统模型。 本节主要从质心动力学模型及GNC模型两方面分析目前各类常见弹道,为通用弹 道模型的建立提供理论依据。由于不同飞行弹道及不同飞行阶段具有不同飞行特 性,故本节将飞行弹道分为助推段、中段、末段分别进行分析研究。 2.2.1弹道导弹飞行弹道 弹道导弹的飞行过程一般由垂直起飞、程序转弯、发动机关机、头体分离、 自由段飞行、再入段飞行和击中目标几部分组成。弹道导弹是按预先给定的弹道 飞行的,其特点决定了它将成为其它各类飞行弹道的基础。比如弹道导弹不仅有 动力飞行段,也有自由飞行段,这就涉及到火箭发动机推力以及气动力的有关理 论和计算;弹道导弹是有控飞行器,不同型号有不同的控制系统,所以建立的GNC 模型也就不同;弹道导弹对精度有一定要求,飞行中考虑的因素多,所以建立的 模型也比较复杂;等等【401。 根据上述描述可知,弹道导弹全弹道飞行特点不尽相同,故需进行分段研究。 分段的目的就在于应用不同的数学模型描述各段弹道的特点,以便求得导弹运动 规律的全貌。根据弹道导弹从发射点到目标点的运动过程中受力情况,将其弹道 分为几段建模。首先,根据导弹在飞行中发动机和控制系统工作与否,将其弹道 分为动力飞行段(简称主动段)和无动力飞行段(简称被动段)两部分。其次,在被动 第8页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 段又根据弹头所受空气动力的大小而分为自由飞行段(简称自由段)和再入大气层 飞行段(简称再入段)两部分,如图2.1所示。 由 图2.1弹道导弹弹道 2…211动力学模型 (1)助推段 弹道导弹助推段飞行弹道指的是其主动段飞行弹道。主动段是指从导弹离开 发射台到发动机停止工作为止的一段弹道。通常,弹道导弹在主动段的飞行时间 为几十秒到几百秒,飞行水平距离仅占整个飞行弹道很小部分(约占全射程的5%)。 尽管如此,主动段的飞行参数对被动段的形状及射程起决定性的作用。该段的特 点是发动机和控制系统一直在工作,作用在导弹上的力主要有地球引力、发动机 推力、空气动力、控制力、附加力以及它们产生的相应的力矩。其质心动力学方 程如下: 朋鍪=一P+一R+瓦+一G+露o‘z L ^ 、(2.1)7 其中,m表示导弹质量;≯为导弹所受推力;页为气动力;否为地球引力;万 为控制力;足为导弹所受附加力。 (2)中段 在中段,弹道导弹进入自由段飞行,通常情况下动力装置不参与工作,即发 动机停止工作,推力作用视为零。通常可做如下假设:导弹在自由飞行段中处于 真空飞行状态,不受空气动力作用,可不必考虑导弹在空间的姿态,可将导弹看 成质量集中于质心上的质点;认为导弹只受到地球引力作用,不考虑其它星球对 其所产生引力的影响。其弹道约占全部弹道的80%,90%。然而,现代的弹道导弹 为了提高精度和突防能力会采用中制导,故中段可能仍有动力装置参与工作。 第9页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 (3)末段 弹道导弹飞行末段就是弹头重新进入稠密大气层后的一段飞行弹道,也叫再 入段。导弹高速进入大气层后,将会受到巨大的空气动力作用。由于空气动力的 制动作用远远大于引力的影响,既引起导弹强烈的气动加热,也使导弹受到巨大 的气动阻力,作剧烈的减速运动。所以,弹头的再入段弹道与自由段有着完全不 同的特性。通常情况下,再入段可看作是导弹处于仅受地球引力、空气动力和空 气动力矩作用的无动力、无控制的常质量飞行段。然而,现代的弹道导弹为了提 高精度和突防能力会采用末制导,故末段可能仍有动力装置参与工作。 2…212GNC模型 (1)助推段 弹道导弹的主动段弹道可进一步细分为垂直飞行段、程序飞行段和瞄准段。 垂直飞行段是导弹从起飞到开始程序转弯前的一段弹道,持续时间较短,飞行高 度也只有几百米。程序飞行段是导弹在控制系统作用下,通过操纵机构的相应动 作,使导弹朝目标方向转弯,并且按照预定的飞行程序角把导弹导引到椭圆轨道 上来。导弹获得满足射程所需的程序角后,保持此角不变,并使导弹升高和加速, 直到发动机熄火为止,这一段弹道就称为瞄准飞行段。对助推段而言,GNC系统 的关键在于飞行程序的选择,而飞行程序通常就是指弹道助推段飞行时俯仰角的 变化规律。飞行程序的设计通常受一系列工程设计上的限制或约束,如关机点高 度、速度的限制、各级残骸落区的约束、级间分离及跨音速段的攻角约束等等。 为妥善处理这些问题,就需进行弹道优化设计。 (2)中段 若不涉及中制导,弹道导弹中段飞行弹道通常采用自由程序角飞行方式。 (3)末段 如果不涉及末制导及末端机动的话,弹道导弹末段飞行弹道通常采用零攻角 再入方式。原因在于弹道导弹末端速度非常大,采用零攻角再入可以大大减少气 动加热,同时还可避免有攻角时产生的导弹自身不稳定或控制比较困难的问题。 2.2.2助推滑翔弹道 20世纪末所提出的远程精确打击的战术思想已经形成广泛的共识,在这一思 想的指导下,世界各国都在研究各种增程技术,以提高导弹的射程。随着现代科 学技术的迅猛发展和高新技术在导弹领域的应用,以及作战需求,导弹增程技术 发展十分活跃。导弹远程精确打击重要军事目标是克敌制胜的重要对抗方式之一, 第lO页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 将成为未来战争一种十分重要的形式。因此,增大导弹射程、提高射击精度成为 目前各国导弹武器发展的重要目标。从目前世界各国研究和发展的趋势来看,实 现导弹增程的技术研究主要有控制滑翔增程技术、尾翼滑翔增程技术、冲压发动 机增程技术等【4l讲】。 导弹无动力助推滑翔弹道的基本原理一般可表述为:导弹在助推发动机的作 用下起飞,根据导弹的空气动力特性,在导弹飞行到最有利的起控点时(一般为弹 道最高点),打开舵机,控制弹体的姿态,舵面提供的控制力矩使弹体攻角增大, 此时,弹体产生的升力与舵面产生的升力之和抵消该点处与速度矢量垂直的重力 分量。这样,可使弹体保持所需姿态飞行,从而达到利用升力增加射程的目的。 其飞行弹道如图2.2所示。 图2.2助摊滑翔弹道 2.2.2.1动力学模型 (1)助推段 在助推段,导弹在助推发动机的作用下飞行,其所受作用力包括发动机推力、 气动力及重力。与弹道导弹相比,助推滑翔弹的飞行高度通常较低,射程较小, 故其弹道模型可忽略地球自转,将引力假设为平行力进行处理。同时,为达到增 程的目的,助推滑翔弹道通常采用倾斜发射方式。助推发动机工作之前,导弹通 常已在弹射作用下起飞,初速度不为零。 (2)中段 进入中段飞行弹道,发动机通常停止工作,导弹会在弹体与舵面产生的升力 及自身重力作用下,保持适当的姿态飞行,从而达到增程的目的。导弹所受作用 力通常只有气动力及自身重力。然而,随着冲压发动机技术的发展,越来越多的 研究人员开始关注采用此项技术进行滑翔段增程的研究,故在导弹滑翔段亦可能 受冲压发动机推力的作用。 (3)末段 导弹飞行末段通常只受气动力及自身重力作用,然而随着导弹突防技术的发 第11页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 展,对导弹末端机动要求越来越高,小推力发动机常用来快速改变导弹飞行姿态 或速度方向,故导弹仍可能受发动机推力的作用。 2.2.2.2 GNC模型 (1)助推段 在助推飞行段,导弹通常在弹射作用下起飞,此时它已具有一定的飞行姿态, 故其GNC系统通常较为简单,常采用保持其已有姿态的方式飞行。 (2)中段 对滑翔弹而言,在保证稳定飞行的前提下,研究采用什么原则设计滑翔弹道, 如何设计导弹飞行程序,使滑翔效率达到最佳效果,有着非常重要的意义。目前, 滑翔弹道通常采用的设计方式有直线滑翔(滑翔弹道上每一点的法向加速度为零)、 最大升阻比滑翔(滑翔弹道上每一点的升阻比最大)以及常值俯仰角或常值攻角滑 翔等,而这些程序角的选择都将涉及弹道优化问题[45,46】。 (3)末段 导弹飞行末段通常采用固定程序角,如零攻角、常值俯仰角、常值弹道倾角 等方式飞行,当然为满足末制导的各种要求也可能采用多种机动方式飞行。各种 机动方式的具体实现会在下文详细介绍,在这里就不再细述。 2.2.3亚轨道飞行器飞行弹道 Launch 亚轨道飞行器(SuborbitalVehicle,SLV),就是进入太空以很高的速度 飞行,但并不是真正进入轨道的飞行器,它向上可以加速入轨,向下可以快速到 达地面,它既可像普通飞机一样在大气层里飞行,也可像航天飞机一样在大气层 外飞行。当然它还不能完全像航天飞机一样进行轨道飞行,它只是处在亚轨道状 态,仅在大气层的边缘飞行。重复使用的亚轨道飞行器(SRLV)Z行过程可以分为 三个阶段:上升段、滑行段及返回段,如图2.3所示。 上升 图2.3亚轨道飞行器飞行弹道剖面图 第12页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 亚轨道飞行器的出现,使未来完成航天任务将更加简单快捷。因为它和发射 运载火箭或航天飞机相比,既不需要在航天中心垂直发射,也不需要很长的准备 时间,完全可以跟现在的普通飞机一样,只要有现有的机场设施、足够长的跑道, 随时都可以由母机带到数千米的高空与母机分离后,通过超声速冲压、喷气发动 机将飞行器提高至30kin的空域,再启动火箭发动机将飞行器提升至80kin以上的 空域。它可携带小型卫星在太空进行快速部署以抢占太空先机,也可作为反卫星 武器发射平台用于击毁敌方卫星,以防止敌方利用太空。由此可见,亚轨道飞行 器的出现,将把一些航天发射任务演变成平时普通飞行的景观。可以预见,亚轨 道飞行器必将成为各军事强国未来控制太空的利器【471。 2.2.3.1动力学模型 (1)助推段 该段是飞行器在火箭发动机的作用下,爬升到预定高度,达到预定速度的一 段飞行弹道,故其所受作用力包括发动机推力、气动力及自身重力。同时,由于 在火箭发动机作用前,飞行器已由母机将其带到数千米的高空,脱离母机后,其 已具有一定的初始速度及姿态。 (2)中段 该段是飞行器在上升段与返回段之间的一段滑行弹道,此时,发动机已关机, 飞行器在气动力及引力作用下,依靠惯性滑行到峰点高度。整个飞行过程虽然时 间可能只有两小时,但航程较远【48】,故不可忽略地球自转以及由其引起的惯性力 的作用。 (3)末段 该段是飞行器返回着陆的一段飞行弹道。SRLV的返回过程是一个无动力飞行 过程,对气动力的控制是实现对飞行器控制的主要手段,因而气动力在整个返回 过程中起主导作用。 2.2.3.2 GNC模型 (1)助推段 在火箭发动机作用下,飞行器离开母机开始迅速爬升,其姿态将逐渐发生变 化。为保持整体稳定性,常采用俯仰角或攻角等斜率变化方式飞行。 (2)中段 在滑行段,飞行器通常保持一定姿态,采用固定程序角,如等俯仰角、等攻 角等方式飞行。 (3)末段 第13页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 亚轨道飞行器的返回设计是研究人员关注的重点,目前的返回轨道设计方法 大都借用航天飞机或者卫星的返回轨道设计方法,通过飞行约束设计返回走廊来 确定飞行轨迹[491。但由于亚轨道飞行器的返回高度和速度比轨道飞行器小的多, 且时间短,在返回时高度下降快,因此刚开始不满足平衡滑翔飞行。由于与轨道 飞行器和弹头返回轨迹有很大差别,亚轨道飞行器的返回轨道设计不能直接应用 原有的返回轨道设计方法,因此需要设计一种适用于亚轨道飞行器返回方法。由 于同时控制攻角和倾斜角比较困难,部分研究人员采用首先给定攻角控制规律, 然后将返回轨道分为常数倾斜角飞行段和解析表达式飞行段两部分的方法,通过 优化参数进行设计15∞2。。 2.2.4巡航导弹飞行弹道 巡航导弹也称飞航式导弹,是指导弹的大部分航迹处于巡航状态,用气动力 支撑其重量,靠发动机推力克服前进阻力在大气层内飞行的导弹。它具有突防能 力强、机动性能好、命中精度高、摧毁力强等优点。按照这一定义,除远程巡航 导弹外,各种飞航式反舰导弹和空地、空舰飞航式导弹也属于巡航导弹。几种常 见的巡航弹道类型如图2.4所示。 0 射程/km 图2.4几种常见巡航弹道 随着军事防御技术的迅速发展和电子侦察技术的全面提高,目前广泛采用的 亚声速超低空飞行的巡航导弹已经越来越不适应现代军事作战的需要。为了提高 巡航导弹的突防能力,高超声速技术已经成为世界军事强国关注的武器发展方向, 是继隐身技术之后军事领域内最重要的、今后几十年内最先进的军事技术,有可 能在未来的高技术战争中起到“杀手铜’’的作用,必将在新世纪掀起一场高超声 第14页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 速航空技术的革命。高超声速导弹具有以下优点:目标反应时间短,突防概率高; 射程相同时,飞行时间短,目标位黄变化小,命中目标概率高;高超声速飞行时 的大动能,在对目标相同破坏能力下,可减少导弹的战斗部载荷;射程远,如国 外正在研制的高超声速巡航导弹射程都在几百千米,甚至几千千米【531。当然,不 管是亚音速巡航导弹还是高超声速巡航导弹,动力学模型基本相同。 2…241动力学模型 由图2.4可以看出,巡航导弹整个飞行过程通常可能包括爬高段、降高段、 高空巡航段、低空巡航段等多段飞行弹道。本文中,其助推飞行段即指爬高段, 中段即指高、低空巡航段,末段即指降高段。 由于发射环境不同,巡航导弹爬升段存在空射爬升及潜射、舰射爬升两种方 式;中段飞行弹道存在高空及低空两种巡航飞行方式;末段降高段仍存在跃升攻 击、俯冲攻击等多种飞行方式。但是,不管在哪种环境下发射,不管采用何种方 式巡航飞行及末段攻击方式,导弹所受作用力相同,即发动机推力、空气动力及 自身重力。 国内研究人员建立巡航导弹动力学模型时,多采用以下动力学模型【54。56】: 棚霉:Pcos口cos∥一X—ragsinO Gl (2.2) 佣 2…242GNC模型 (1)助推段 当导弹采用空中发射时,其GNC模型与亚轨道飞行器助推段GNC模型基本 相同;当导弹采用舰射、潜射时,其GNC模型与助推滑翔弹道助推段GNC模型 相同。 (2)中段 为适应现代战争需求,提高导弹生存能力,巡航导弹应具有快速反应、大空 域机动的能力。为此,研究人员已采用过载、姿态角等多种方式实现了对其的控 制【56,571。 (3)末段 巡航导弹末段通常在导引头的作用下,通过各种机动完成对目标的攻击。各 种机动方式的具体GNC模型将在下节详细介绍。 第15页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 2.2.5各种机动飞行弹道 现代战争中,导弹从发射开始,就处于敌方天、空、地各种传感预警系统的 监视之下,尤其在飞行末段,导弹更受到敌地空导弹、舰空导弹、“密集阵’’火 炮等多种武器的拦截。为了增加对导弹的预测及拦截的难度,提高突防概率,导 弹必须进行机动。现役导弹中段、末段机动方式主要有:跃升机动、蛇形机动。 同时,国内外一些研究者已经对其它机动方式进行了一定的研究。文献【36‘381针对 反舰导弹末段机动方式做了一定的研究,实现了跳跃、摆式、螺旋等机动方式, 且分别给出了一体化质心控制,姿态角、质心复合控制,以及过载控制指令。 2.2.5.1动力学模型 由于导弹助推飞行阶段一般不存在机动飞行,故本文只针对中段、末段机动 动力学模型的建立进行分析。 (1)中段 导弹中段机动通常存在两种情况,一种是高空机动,如弹道导弹的中段机动; 另一种是低空机动,如助推滑翔弹道飞行中段可能存在的跳跃机动。高空机动的 特点是飞行过程中通常会有发动机推力的作用,用来助推导弹飞行或改变导弹姿 态,且由于空气稀薄可不考虑气动力的作用,由于飞行高度较高,航程较远,需 考虑地球旋转及由其引起的附加力的作用。低空机动的特点是空气动力通常对导 弹控制起主导作用,有时也可能存在发动机推力的作用,用来助推飞行或改变其 飞行姿态。这类机动导弹飞行航程通常较小,可不考虑地球旋转等因素,引力作 用可视为平行力处理。 (2)末段 导弹末段机动通常是在导弹飞行末端,为躲避敌防御系统的拦截而作的机动 飞行。由于导弹飞行高度较低,距目标较近,为达到快速机动的目的,通常会有 发动机推力作用,用来快速改变导弹飞行姿态。同时,空气动力及地球引力的作 用亦不可忽视。 2.2.5.2GNC模型 不管是中段机动还是末段机动,其GNC模型总体包括以下几种实现形式: (1)质心控制 文献【蚓通过比较侧向蛇形机动、纵向蛇形机动、螺旋机动等几种末端机动控 制方式的不同,采用姿态控制下的质心控制方式,实现了跳跃机动、摆式机动、 螺旋机动等形式,并给出了末端机动一体化质心控制指令。 第16页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 fy(t)=Ay$in(2 N,n华万+缈)+Ⅳ。 圳=,,4z ㈣ Sin(2N肼掣粤万) 式中:4为横向机动的幅值;厶为机动开始时的x坐标;X为进行机动的距 离;虬为在厶~厶+X内所做的机动次数;彳,为纵向机动的幅值;伊为初相角; 140为开始机动时导弹的飞行高度。 (2)姿态角、质心复合控制 文献【3刀给出了导弹末端控制的姿态角、质心复合控制的一体化指令,通过改 变控制参数或对各种的机动方式进行组合,实现了多种复杂末端机动方式。 sin(2 £(f)=彳yN跏竽万+驴y)+H。 Q4’ 正(f)=Bzsin(2 N,以单万+汐z). 式中:E为横向机动的最大偏航角;‘为机动开始时的时间;T为进行机动的 时间;Ⅳ肼为在^~fI+Z内所做的机动次数。彳,为纵向机动的幅值;吼、纪为初 始俯仰角、偏航角;Ho为开始机动时导弹的飞行高度。 (3)过载控制 文献【381采用过载控制技术,建立了反舰导弹末端机动的一体化控制模型,并 给出了导弹末端控制的过载指令。 l,;--1-≥s证删等)2 亿5’ l n:扣喇等)2 s∽=氏+勺刀孚 ∞’ 乞∽吲砖刀导 式中:氏为初始相位角,‘、乞分别为纵向和航向的机动半径,后∥、也万分 别为一个机动周期内纵向和航向投影曲线的相位变化值;A称为节距(即在一个机 动周期内导弹沿地面坐标系X轴方向飞行的距离)。 第17页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 2.3小结 本章对弹道导弹弹道、助推滑翔弹道、亚轨道飞行器弹道、巡航弹道以及各 种机动弹道分别就其动力学模型和GNC模型做了一定的分析,这将成为我们建立 导弹通用弹道模型的基础。通过以上分析发现: (1)不同飞行弹道、不同飞行阶段动力学模型不同的根本原因在于导弹所受作 用力不尽相同。比如,有的需考虑推力、附加力的作用,有的无需考虑;有的推 力作用用来助推导弹飞行,有的用来改变导弹姿态,作用方式不同。 (2)不同飞行弹道、不同飞行阶段GNC模型不尽相同,但通常都是通过控制 飞行过程中的程序角,如攻角、俯仰角、侧滑角,以及过载等方式实现。 (3)弹道模型建立过程中需考虑多种因素的影响。比如,发射方式、飞行环境 的不同,以及飞行过程中的级间分离、抛头罩、抛整流罩等因素。 (4)飞行程序的设计通常需遵守一定原则或满足一定约束条件的限制,这就需 要研究人员对弹道进行优化设计。 综合以上分析可以得出,导弹通用弹道模型应具有以下特点: (1)具有通用的动力学模型。该动力学模型首先应当适用于以上介绍的各种弹 道类型。比如以上弹道类型有的可以忽略地球自转,引力假设为平行力;而有的 则需要考虑更多因素。有的可以将弹道看作一个整体进行建模,有的则需要分成 若干段以便适时调整参数。 (2)具有通用的GNC模型。从以上分析可以看出,不同弹道类型的GNC模型 各不相同,有的还比较复杂,不易实现。通用GNC模型在适用于各种弹道类型的 基础上,应当尽量简单,便于实现。 (3)仿真模型易于操作使用、修改、扩展。由于各类导弹的飞行环境不同,发 射方式不一致,从而仿真简化程度不同,约束条件也不一样。在仿真不同导弹的 飞行弹道时,所需的参数输入、结果输出也有很大的差别。 (4)具有弹道优化功能。导弹的性能取决于其飞行弹道,同一个导弹按不同的 弹道飞行具有不同的性能。通用弹道模型中增加优化模块,可使仿真结果更加准 确,更加符合实际要求,为技术人员的后续设计提供更加准确、科学的指导。 第18页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第三章通用弹道动力学模型建立 3.1概述 本文主要针对导弹三自由度模型进行研究,通用弹道模型对不同弹道类型、 不同飞行阶段可能存在的各种影响因素都应具有适用性。比如考虑导弹是否存在 助推起飞、发射方式采用垂直发射还是倾斜发射、飞行过程中是否存在抛整流罩(残 骸)等环节、飞行过程中是否存在机动、机动方式如何表示,以及是否考虑飞行过 程中的各种偏差,等等。 基于以上分析考虑,本文采用分段建模方法,考虑各种偏差影响,将飞行弹 道分为助推段、中段、末段及残骸飞行弹道分别建模。导弹通用弹道动力学模型 主要描述导弹运动的速度及位置参数,而弹体姿态由飞行程序角或飞行所需的攻 角、侧滑角等直接确定。因此,其弹道计算模型涉及到质心动力学方程、质心运 动学方程、作用力计算方程和运动参数转换表达式等[30J。 3.2通用弹道动力学模型建立 3.2.1常用坐标系及转换矩阵 在飞行器飞行过程中,为方便描述影响飞行器运动的物理量及建立飞行器运 动方程,可建立多种坐标系。 3.2.1.1常用坐标系 (1)地心惯性坐标系Q一蜀巧Z, 该坐标系的原点在地心q处。Q蜀轴在赤道面内指向平春分点,Q乙轴垂 直于赤道面,与地球自转轴重合,指向北极。佛E轴的方向是使得该坐标系成为 右手直角坐标系的方向。 (2)地心坐标系呸一镌瑶磊 该坐标系的原点在地心D目处。qXg在赤道面内指向格林威治天文台所在子 午线,吼乙轴垂直于赤道平面指向北极。q瑶轴的方向是使得该坐标系成为右手 直角坐标系的方向。 第19页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 (3)发射坐标系O-xyz 坐标原点与发射点D固连,仇轴在发射点水平面内,指向发射瞄准方向。@ 轴垂直于发射点水平面指向上方。陇轴与xoy面相垂直并构成右手坐标系。 (4)发射惯性坐标系吼一心儿乃 导弹起飞瞬间,D。与发射点0重合,各坐标轴与发射坐标系各轴也相应重合。 导弹起飞后,0。点及坐标系各轴方向在惯性空间保持不动。 (5)弹体坐标系ol一而M毛 坐标原点Dl为导弹质心,ol而轴为导弹外壳对称轴,指向弹的头部。ol乃轴在 导弹主对称面内,该平面在发射瞬时与发射坐标系xoy平面重合,M轴垂直毛轴。 zl轴垂直于主对称面,顺着发射方向看去,毛轴指向右方。D1一而乃zl为右手坐标 系。 (6)速度坐标系Dl一‘儿乙 坐标系原点为导弹的质心。Dl‰轴沿飞行器的飞行速度方向。Dl儿轴在导弹的 主对称面内,垂直Dl‘轴。Dl乙轴垂直于毛Dl咒平面,顺着飞行方向看去,乙轴指 向右方。Dl—x,y,z,亦为右手直角坐标系。 (7)弹道坐标系Dl—x2Y222 原点Ol取在导弹质心上,Dl砭轴指向导弹速度方向,Dly2轴在包含该速度矢量 的当地垂直平面内与OlX2轴垂直,Dl乞轴与Dl屯、Dly:轴组成右手系。 3…212常用坐标系间的转换 (1)地心惯性系转换到地心坐标系 由定义可知这两个坐标系的q乙、q磊是重合的,而Q五指向平春分点, Q鼍指向格林威治天文台所在子午线与赤道的交点,Q墨与QK的夹角可通过 天文年历表查到,记该角为%。显然,这两个坐标系之间仅存在一个欧拉角%, 坐标转换矩阵为: 0 cos%sinQ l 1 日=l-sin%cos%oI (3.1) 【-0 0 lJ (2)地心系转换到发射系 设地球为一圆球,发射点在地球表面的位置可用经度五、地心纬度‰来表示, 珊指向射击方向,该轴与过0点的子午北切线夹角为地心方位角%。要使这两个 第20页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 坐标系各轴相应平行,可先绕q%轴反转900一九,然后绕新坐标系q∥正向转 饩,再绕与缈平行的新的第二轴反转900+嘞,即使得两坐标系相应各轴平行。 q=I cos无cos死 shl无00s死 siIl死 I(3.2) (3)发射系转换到弹体系 先绕OZ正向转动伊角,然后绕新的Y7轴正向转动妒角,最后绕新的五轴正向 转y角。 r cos删 cos缈咖缈 一sing] sillycos妒silly—cosysincp (3.3) 吃=l (4)发射系转换到速度系 两坐标系原点重合,绕OZ轴正向转动0角(速度倾角),接着绕Y’轴正向转动角 盯(航迹偏航角),最后绕屯轴正向转动角u角(倾侧角)。 f cosOcDscr eososinO —sincr] cososinosinu—cosusinOsinosinvsino+cosvcosO 圪=I sinucosol(3.4) sinocosusino一cososinu L.cosOcosvsin盯+sinvsin乡 cosuCOs盯j (5)速度系到弹体系 这两个坐标系的转换关系只存在两个欧拉角。将速度系先绕D1只转∥角,∥角 称为侧滑角;然后绕新的侧轴0121转动口角,口角称为攻角。 COS,pCOSf:gsinct-sinflcosa I l COS sinflsintz (3.5) 昂=I-cosflsina I sin∥0cosfl I l 3.2.2矢量形式动力学方程 导弹的全程飞行过程包括助推段、中段、末段及残骸段,在不同飞行阶段其 所受的外部作用力状态不同,相应可建立不同的运动仿真模型。导弹在助推段飞 行时,受到的外力主要有发动机推力、空气动力和地球引力,在中段主要受到地 球引力及气动干扰力、机动发动机推力等作用,而在末段,随着飞行弹道特性的 多样化,弹头运动不再局限为无控运动,其受力除考虑地球引力及轴向气动力外, 还应考虑机动飞行所需的发动机推力和气动力状态。因此,在导弹的通用弹道仿 第2l页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 真计算中,应在全程考虑不同类型的发动机作用、气动力作用。 导弹的惯性运动矢量微分方程为: .11 一P+最+mg (3.6) 西誓盟衍 办k一出一砒一 一% 其中,;。为导弹速度矢量;瓦为导弹位置矢量; m为导弹质量;mg为地

  ·砂处理工艺流程设计——汽车发动机铸造厂的工艺流程设计及铸件生产.pdf

  ·研究生成就标定向、成就动机、自我效能感对学位论文质量影响的研究——以汉理工大学为例.pdf

  ·硕士论文-曲霉毒素B胶体金免疫析快速检测法的研究应用噬菌体展示肽库淘选曲霉毒素B模拟表位.pdf

本文链接:http://judopoints.com/dandaoxue/147.html