导弹飞行力学6、导弹动态特性分析的基本概念

一、课程基本信息1、课程名称（中文）：动态特性分析课程名称（英文）：DynamicCharacteristicAnalysis2、学时：48学时3、先修课程：《飞行器飞行轨迹》、《自动控制原理》等4、教材：《有翼导弹飞行动力学》李新国、方群著西北工业大学出版社2005年1月二、课程性质和任务《动态特性分析》是飞行器设计专业本科学生必修的重要专业基础课程之一。学习和掌握飞行力学的相关基础知识和基本理论与方法，对于将来从事实际的导弹和其他飞行器设计工作的学生来说必不可少。通过该门课程的学习，希望学生能够深刻地理解飞行器飞行力学的一些基本概念和原理，能够解释飞行过程中的一些现象，掌握飞行器设计的基本思想和原则。三、教学内容教学内容分为六大部分：第六章导弹动态特性分析的基本概念1、引言2、导弹动态特性分析中的典型问题3、干扰力和干扰力矩4、导弹的稳定性和操纵性5、导弹运动方程的线性化第七章导弹纵向扰动运动方程组的建立及求解1、纵向扰动运动的数学模型2、纵向扰动运动的解析方法3、纵向特征方程及其根值4、导弹纵向传递函数5、纵向扰动运动的模拟方法第八章导弹纵向扰动运动动态性质的分析1、扰动运动的稳定域2、导弹纵向自由扰动运动的特点3、导弹纵向短周期扰动运动分析4、导弹纵向短周期扰动运动的传递函数5、舵面阶跃偏转时导弹的纵向操纵性第九章导弹弹体的侧向动态特性1、侧向扰动运动的数学模型2、侧向扰动运动的模态3、导弹弹体的侧向稳定边界图及其讨论4、导弹弹体的侧向扰动运动的传递函数5、轴对称导弹侧向扰动运动的特性第十章导弹扰动运动的自动稳定与控制1、倾斜运动的自动稳定2、纵向运动的自动稳定与控制3、自动驾驶仪惯性对纵向扰动运动的影响4、纯积分形式的调节规律5、法向加速度反馈的纵向动态特性分析6、飞行高度的稳定与控制第十一章导引飞行的动态特性分析1、自动导引飞行2、自动导引的运动学传递函数3、自动导引扭角计算和分析4、遥控飞行5、遥控的运动学传递函数6、遥控空间扭角计算和动态分析7、遥控导引的重力影响和动态误差第六章导弹动态特性分析的基本概念本章目的和要求:1、明确导弹动态分析的研究目的、研究内容和研究方法；2、掌握将各种作用在导弹上的干扰因素转换为干扰力和力矩的方法和原理；3、掌握导弹动态稳定性和操纵性的概念，并将动态稳定性与静稳定性两个概念的异同之处分清楚;4、掌握在小扰动前提下，将运动方程经线性化处理后，从而建立扰动运动方程的方法。重点、难点：1、导弹动态特性的研究目的；2、干扰因素引起参数变化的物理成因分析方法；3、动态稳定性与静稳定性两个概念的区别；4、运动方程线性化处理的条件和方法。§1.1引言研究导弹在飞行过程中，在各种力的作用下运动规律的一门科学。一、导弹飞行力学的定义和研究内容1定义2研究内容首先研究作用在飞行器上各种力和力矩在运动过程中变化的特性，然后进而研究在这些力和力矩作用下飞行器的运动学特性和动力学特性。即在考虑了飞行器的气动特性、控制系统特性、推进系统特性、结构特性和环境特性条件下进行导弹运动学和动力学特性的分析研究。研究目的：为控制系统设计、结构设计、导弹总体以及武器系统总体设计提供数据，这是导弹研制的重要依据。3、飞行器的运动学特性和动力学特性按其特点可分为两种类型：1）飞行器的整体运动，即飞行器质心运动和飞行器绕其质心转动的姿态运动；2）飞行器的局部运动，如操纵面运动，弹体结构变形和振动、贮箱内液体晃动等。4、研究特点按作战应用的角度，可把导弹分为两大类：战略导弹和战术导弹。战略导弹：用于打击纵深战略目标，射程远，威力大，通常射程大于1000km；战术导弹：用于战场直接支援部队的战斗行动，尺寸小，机动性好，射程较近，通常射程小于1000km；战术导弹的飞行力学特点：1）大气层内飞行，高度变化剧烈，参数及空气动力变化较大，因而对飞行器的性能带来较大的影响，这是飞行力学研究十分关心的问题；2）有控的，必须研究有控系统的飞行力学的问题；3）由于带有较大的空气动力面，气动载荷较大，气动引起的加热效应，结构弹性变形与控制回路的耦合，即所谓伺服气动（热）弹性稳定性是必须考虑的因素；4）导弹攻击机动目标时要求自身有较大的机动能力，大攻角、非线性和交叉耦合（运动、惯性、控制系统、气动力），给研究设计工作带来了较大的困难；5）为了减少对高速目标的脱靶量，制导规律研究有特别重要的意义，其描述方式多种多样，方法复杂；6）为了保证命中精度，常采用复合制导方式。制导方法变化和系统参数的变化，对控制系统设计带来很大影响，如何处理好这个问题，提高制导精度，既是控制系统计的重要问题，也是飞行力学设计需要考虑的重要问题；7）发射平台和战术环境十分复杂，它可以从地面、水下、水面、空中发射，也可以车载、舰载和机载等，因而带来了许多与此有关的飞行力学课题。飞行力学研究通常有两种方式：一种是结合具体型号研制进行（可行性论证阶段、方案设计阶段、技术设计阶段)；另一种是专题研究。4、研究方法理论与试验相结合的方法理论方法：应用现有的知识，将研究的导弹状态和过程用数学模型的形式加以表达。试验方法：主要是用数学仿真、（缩比模型的）物理仿真（风洞试验、自由飞）、半实物仿真，最后是（全实物）飞行试验。5、研究发展方向战术导弹：提高飞行速度，增大有效作战射程，小型化，隐身性能好，突防能力强，精确制导和发射后自动寻的等。1）超低空、掠海、掠地飞行（突防能力强）；2）垂直发射（具有全方位机动能力）；3）最优制导律（提高飞行速度和机动能力，拦截高速、高机动能力的目标）；4）飞行航迹研究（为了提高突防能力和命中精度，对进攻时的飞行航迹研究是随着对方反突防措施的提高而需不断完善战术导弹飞行性能）b具有理想的操纵关系式二、弹道学的研究内容及要解决的问题1理想弹道(研究质心的运动规律）定义假设条件a大气、起始条件完全符合规定c导弹的结构参数都与原规定值一样0*=−=εiiixxδαδβδβαδβδβδ+⋅+⋅=⋅+⋅=+⋅+⋅=00000zyxzzzzyyyxxxxmmmmmmmmd“瞬时平衡”假设b选择适当的导引方法解决的问题a理想弹道的设计（确定战术性能指标、总体设计参数、攻击禁区等）b导弹的结构参数、气动参数和动力参数等，都必须与设计数据相符合。2理论弹道定义假设条件a微分方程的各初始值（或称起始条件），以及大气环境参数只能取某一给定值；解决的问题将导弹作为受控对象，研究在各种控制作用下的导弹飞行规律，为控制系统设计提供依据。在飞行中还有各种在研究理想或理论弹道时没有或无法考虑的干扰作用于导弹上，例如由偶然阵风所引起的、或由于对无线电系统的干扰作用（起伏干扰或噪声干扰）的结果而产生舵的偶然偏转所引起的力。三、实际情况所有假设都不可能完全满足1原因由于操纵系统元件参数不可能完全与设计值一致，操纵系统工作的延迟作用产生了动态误差，大气条件与规定的不一样，以及导弹的结构参数和原来规定的不同等等原因。作为理想弹道处理，忽略了绕质心的转动运动。起始条件中总有些偏差。2后果实际与理想之间必然存在偏差，这种偏差的产生、过程及结果直接关系着导弹的命中精度。a做理想弹道计算时，对所需要的原始数据考虑得比较精确，控制系统又能保持正常工作，理想与实际的差别则是比较小的；3研究理想弹道的意义b实际往往以理想为基准得到；c以便确定导弹的战术性能、总体设计参数、导引方法和攻击禁区等等。¾在干扰力和干扰力矩作用下飞行器是否能保持原来的飞行状态（动态稳定性）四、下篇研究的问题1研究方法视导弹为质点系，不仅考虑作用在重心上的力，也考虑到围绕重心的作用力矩。¾在操纵力矩作用下，飞行器的反应如何（操纵性）实际飞行参数与理想飞行参数之间的偏差随时间的变化规律。2研究内容3作用：为弹体部位安排、气动布局提出依据，同时又是控制系统设计以及准确度分析的基础。所提供的处理问题的方法和一些重要结论，有助于导弹设计、生产和试验问题的解决。4课程的基础高等数学理论力学工程数学控制原理气动力计算空气动力学弹道学等物理学计算方法计算机技术导弹总体设计五、弹道学与动态分析的关系基准(偏差的)静与动的关系七、如何学好这门课的建议六、课程性质气动计算：工程性、经验性，注重计算方法弹道学：理论性、逻辑性，注重逻辑推理动态特性分析：抽象性，注重物理本质的分析§6.2导弹动态特性分析中的典型问题一、动态特性（动力学特性）导弹本身的稳定性、操纵性和机动性二、动态特性与导弹设计的关系与总体布局、部位安排、标准弹道或基准弹道以及结构特性有着密切的关系三、研究意义1.导弹作为控制系统的控制对象，其稳定性可以通过引入适当的控制信号很容易地得到改善；2.导弹的操纵性和机动性的改进，有时控制系统是无能为力的。如：不适当的气动布局和外形设计通道之间的相互干扰、操纵反逆等问题；导弹结构的弹性变形和振动控制系统的工作环境将大大恶化，使得控制系统丧失稳定性。四、动态特性分析中的主要问题1.作为控制对象的刚性飞行器的动态特性分析，其中包括飞行器的稳定性、操纵性、机动性、敏捷性分析。2.弹性飞行器的伺服气动（热）弹性问题。这里所谓弹性飞行器动力学与控制问题，其中应考虑刚性飞行器动力学、结构的柔性、非定常气动力和飞行器的姿态控制，因而是一个多学科交叉的问题。其中既有飞行稳定性问题，也有主动控制问题；既有理论分析，也有综合设计；既有飞行器整体运动，也有飞行器部件的局部运动（如舵面的颤震，传感器支架振动）；既有线性问题，也有非线性问题，等等。3.其它附加影响因素的分析，如飞行器惯性交感、运动交感、气动交感和控制交感的影响；快速旋转部件和摆动发动机的惯性；液体在贮箱中的晃动和在管道中的流动；级间分离动力学；折叠翼面的展开对飞行稳定性的影响，等等。§6.3干扰力和干扰力矩导弹的真实飞行总是会偏离理想弹道，其原因虽然是多种多样的，但如上面所讲属于误差或公差一类的因素，概括起来，无非是在导弹上形成了附加作用力和力矩。一、风的影响阵风的概念：所谓阵风，其特点是风速和风向均会发生剧烈的变化。若以U代表垂直阵风速度，W代表水平阵风速度。一般情况，W＝2U。阵风垂直阵风U水平阵风W在对流层和平流层的下层，可以足够准确地认为阵风速度随着高度而增加，计算阵风速度可以采用以下经验公式：00UUρρ=00WWρρ=0U0W0ρρ式中地面空气密度导弹飞行高度处的空气密度地面垂直阵风的风速地面水平阵风的风速垂直阵风θθθαcossincostan1VUUVU≅−=Δ)cos(tan11θαVU−=Δ水平阵风θ≅θ+θ=αΔsincossin1112VWWVWtgθ=αΔ−sin112VWtg侧风VWtg21−=Δβ干扰力和力矩)(jgyzdyydxxqSCMqSCF−Δ=′Δ=′αααα动画演示见网页动画库1动画演示见网页动画库2动画演示见网页动画库3二、发动机的安装偏差plpη推力偏心距推力作用点到弹身理论轴线的距离对于导弹的推力偏心特性，我们不可能将每一发弹都进行检测。而是采取对一批弹进行抽样检测，由其统计特性给出。推力线与弹身理论轴线的夹角推力偏心角动画演示见网页动画库若n个导弹的推力偏心距分别为,于是偏差的算术平均值可用下式计算：12,,,nlll12nlllln+++=2()(1,2,,)illlinnσ∑−==为了说明真实偏差相对平均值的分散情况，若认为偏差是相互独立的随机变量，就可用均方根偏差来表示，其值等于lσ若假定偏差符合正态分布(高斯分布),则分布曲线如图。概率分析证明，在图中出现偏差大于的情况，只占0．3％，而小于的偏差则为99．7％。3llσ±3llσ±根据统计观点，对于一批导弹来讲，其中最严重的推力偏心情况，应为最大线偏差，即pl3plllσ=±同理，推力偏心角的最大误差也应为3pηηησ=+ηησ为偏心角误差的算术平均值为偏心角误差的均方根值ppη2sin(1cos)()sin()ydpxdppzdpppFPFPlMPxxxηηηη′=′=−−′′′=−+≅由发动机安装误差和，将产生如下干扰力和干扰力矩2px：发动机出口截面处至弹身重心的距离三、弹翼的按装误差