旋转弹框架式导引头动力学模型及分析
框架式红外导引头伺服系统跟踪特性研究
３ 导弹六自由度方程
１ 导弹气动力和气动力矩 ３．
、 侧 定义在速度坐标系中的阻力 （ 沿轴负向定义为正 ） 力和升力 ， 分别用 Ｄ、 其计算公式为 ： Ｙ、 Ｚ 表示 ，
烌 ｙ ＋ω （ Ｆ Ｖｘ －ω Ｖｚ） ａ ｚ ｘ ｙ ＝ｍ ｙ ＝ｍ Ｖ 烍 ａ Ｆ Ｖｙ －ω Ｖｘ ） Ｖｚ ＋ω ｚ ＝ｍ ｚ ＝ ｍ（ ｘ ｙ 烎
ｏ ｓ ｉ ｎ ｓ －ｃ ψ 燄 ｃ ｓ ｓ ｃ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ＋ γ γ ψ ψ ｏ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｓ ｓ ｓ ｃ －ｃ γ －ｓ γ＋ｃ γ 燅 ψ ψ ｉ ｎ ｓ ｃ ｃ ｏ ｓ ｏ ｓ简介 ： 张昕 （ 男， 山东淄博人 ， 中国兵器 ２ 研究方向为精确制导 ； 田仕达 （ 男， 山东日照人， １ ９ ９ １－ ） ０ ６ 研究所硕士研究生 ， １ ９ ９ １－ ） 西北工业大学航天学院硕士研究生 ， 研究方向为飞行器制导控制 。
（ ） 地面坐标系与速度坐标系间的转换关系 。 地 面 坐 ３ 标系与速度坐标系之间的关系可以用 航 迹 倾 斜 角θ 、 航迹 方位 角 ψ Ｖ 和 航 迹 滚 转 角 γ Ｖ 表 示。 从 地 面 坐 标 系 。 ） ３ ＯｇＸｇ Ｙｇ Ｚｇ 到速度坐标系的转换矩阵表达式见式 （ （ ） ２
旋转火箭弹气动特性仿真与分析
图 5 升力系数随马赫数变化曲线 从图 5 中可以看出，升力系数仿真数据与实验数据对比，误差较小。升力系数随着攻 角的增大而增大，随着马赫数的增大，有减小的趋势，变化缓慢。可见变化规律也符合空 气动力学规律。
图 6 俯仰力矩系数随马赫数变化曲线 如图 6 所示，俯仰力矩系数绝对值的变化规律和升力系数变化规律基本一致，随着马 赫数增大而缓慢减小。俯仰力矩系数绝对值随着攻角的增大而增大，且基本呈线性增长。
计算选择弹顶处为参考点。因此， xcg 为 0。
图 4 阻力系数随马赫数变化曲线 从图 4 中可以看到，阻力系数的仿真数据与实验数据对比，误差较小，说明该数值方 法可靠准确。在超音速流场中，阻力系数随着马赫数增大而减小，并且减小的趋势随着马 赫数的增加变缓。同时，阻力系数随着攻角增大而增大，并且增加的幅度随着攻角的加大 而加大。变化规律符合空气动力学定律。
T
2 G 0, xx , xy , xz , x w, wu, wv, w p, E p w Ev T
T
Fv 0, yx , yy , yz , y
T
Gv 0, zx , zy , zz , z
Q E F G Ev Fv Gv （1） t x y z x y z
式中
Q , u, v, w, E
T
2 E u, u p, uv, uw, E p u
T
2 F v, vu, v p, vw, E p v
1
引言
相对于风动实验和工程估算，CFD 有其特有的优势。CFD 软件数值模拟可以较准确的预 [1，2] 测复杂几何体的气动特性参数和流体现象 。 随着计算机计算速度的提高, 采用数值计算 方法获取飞行器气动特性数据成为可能，减少风洞实验次数,节省设计成本。同时，随着航 天科技的发展，弹箭的速度越来越快。高速飞行的弹箭不仅需要承受气动压力载荷，还要 承受由于气动加热产生的热载荷。以往的火箭弹气动弹性设计中往往忽略了气动热和旋转
导引头部件结构动态特性分析
吉 村允 孝 研 究 表 明 ， 相 同 的平 均 接 触 压 力 在
下 ， 位 面积结 合 面 的动态性 能数 据是 相 同的 ， 且 单 并
总结得 到 了单 位面 积动 态特性 数 据 图表 。结合 面 的 刚度 和阻尼 可通 过对 结 合面积 分 获得 。
部” 。机械 结构 的结 合 部有 三 种形 式 ： １ （ ）可动 的结
力学模 型 ， 如何 确 定 结 合 面 的参 数 成 为 结 合 面处 理
的关键 技 术 问题 。
合部 ， 例如 导轨 结 合 、 和 轴 承 的 结 合 等 ； ２ 轴 （ ）固定
的结 合 部 ， 如 螺 栓 结 合 、 度 配 合 、 配 合 、 焊 例 锥 压 点
０ 引 言
尼 ， 动 力学 特性 表现 为 既有 弹性 又有 阻尼 ， 其 因此研
究 者 将结 合 部等效 成 为若 干弹 簧和 阻尼 器构成 的动 力 学模 型 ， 图 １ 示 。为 了得 到 精 确 的结 合 面 动 如 所
导 引头 是 导 弹 关键 部件 之 一 ， 结 构 的 动力 学 其 特性 对导 引在 飞行 过程 中的稳 定性 有重 要影 响 。本 文分析 的导 引 头部 件 结 构 是 由螺 栓 连 接 的 装 配 体 ， 有研究 表 明装 配体 结 构大 部分 的 阻尼和 动柔 度来 自 结合部 … ， 因此 要 建 立 导 引头 部 件 的装 配 体 结 构 动 力学模 型 ， 进行 结 构 的动力 学分 析 ， 不能 忽视 结合 部 对整体 结 构 的影响 。 机 械 结构 是 由许多 零部 件按 一定 功 能要 求结 合 起来 的整 体 ， 部 件 之 间相 互 连 接 的 部 位 为 “ 合 零 结
4章旋翼弹性桨叶动力学I1
第四章 旋翼弹性桨叶动力学(I)
4.1 旋翼挥舞平面内的弯曲
考虑一旋翼桨叶在挥舞平面内的弯曲， 桨叶根部约束为任意情况
即：无论铰接式，还是无铰式
下面推导弹性桨叶的挥舞运动微分方程 先回顾我们前章已推导的刚体桨叶挥舞运动方程：
FZ 2 I ( ) dr ac e
2
r R
r
y (r ))]d
2 y 同理由工程梁弯曲理论：M Z (r ) EIZ r 2
R
代入上式，并方程两边对r
求二次偏导数，得 旋转桨叶摆振弯曲运动方程：
Fy y ( EIZ y) [( 2md ) y] 2my m
r
与挥舞弯曲方程不同之处
( EIZ ) 2 [Z ( md )] FZ mZ
r
R
第四章 旋翼弹性桨叶动力学(I)
4.1 旋翼挥舞平面内的弯曲
（二）微分形式的牛顿法
如图所示，考虑半径为r处的微段， 其上各力及力矩平衡
r处剖面
剪力 拉力 弯矩
r+dr处剖 面
S
T
S
T(离心力引起）
M
R
k
第四章 旋翼弹性桨叶动力学(I)
4.1 旋翼挥舞平面内的弯曲
注： 上式分子中的项并不直接等于方程中的 而是要经过二次分步积分得到 用分部积分化简：
qk
前的数，
k
R
0
dx i EI k
k
R
0
i d EI k
R R dx iEI k i EIk 0 0 k
R
( EIZ y) 2 ( y md ) 2 my Fy m y
一种新型导引头的结构及动力学分析
机 械 设 计 与 制 造
Ｍａ ｈ ｎ ｒ Ｄｅ ｉｎ ｃ ｉｅｙ ｓｇ ＆ Ｍ ａ ｕｆ ｃｕ ｅ ｎ ａ ｔｒ ｌ ９３
２０ ０ ８年 １ １月
文章编号 ：０ １ ３ ９ （０ ８ １ － １３ ０ １０ — ９７ ２ ０ ） Ｉ０ ９ — ２
一
种新型导 引头的结构 及动 力学分析
… … …
ｌ
中图分类号：Ｈ ３ 文献标识码 ： Ｔ稳定并 实现 目标 跟踪 任务 的 伺服系统 。导引头 的平台伺服机构的小 型化 、 轻量化和集成化对 于降低导引头的有效负载 ， 合理分配有限的导引头空 间具有显著
证滚子与滚道充分接触 ， 自 起到 动调节作用。 支撑具有预紧功能 ， 内
Ｓ Ｅ Ｇ Ｄ －ｕ Ｉ Ａ － ｅ ｇ，Ｕ Ｈ Ｎ ｅ ｊｎ， Ｎ Ｄａ ｐ ｎ ￣ Ｏ Ｈｕ Ｆ Ｌ
（ ｏ ｅｅｏ ｅ ａ ｏ ｉ Ｅ ｇ ｅｒ ｇａｄＡ ｔ ｔ ｎ Ｎ ｔ ｎ ｌ ｎｖｒｉ ｆ ｅｅｓ ｅｈ ｏ ｇ ， ｌ ｇ ｆ Ｃ ｌ Ｍｅ ｈｔ ｎｃ ｎ ｉ ｅｉ ｎ ｕｏ ｉ ， ａｉ ａ Ｕ ｉｅｓｙｏ ｆｎ ｅ ｃｎ ｌ ｙ ｒ ｎ ｎ ｍａ ｏ ｏ ｔ Ｄ Ｔ ｏ Ｃ ａ ｇｈ １０ ３ Ｃ ｉａ （ ｕｌ ｉ Ｆ ｒｅＡ ａ ｅ ， ｕｌ ４ ０ ３ Ｃ ｉａ ｈ ｎｓａ４ ０ ７ ， ｈｎ ）２ ｉｎＡ ｒ ｏｃ ｃ ｄｍｙ Ｇ ｉｎ５ １ ０ ， ｈｎ ） Ｇ ｉ ｉ
ｌ ｃａｄ ｏ ｉ ｐｉｉｅｓｎ ｙ ｄＴｅ ｙａ ｉ ｏ ｌ ｕｔｙａｒｇ ｅｕ ｉｓＴｅ ｙａｉ ｓ ｎ ｒｎ ｒｃ ｌｉａａｚ ．ｈ ｄｎｍｃ ｍｄ ｂｉｂ ｇ ｎｅｑａｏ ． ｎ ｃ ｌ ｗ ｋ ｇ ｎｐ ｌ ｅ ｌ ａ ｅｉ ｌ ｌ ａ ｔｎ ｈ ｄ ｍ ａ ｓ ｌ ｌａａｓ ｄ ａｓｈｔｈ ｃ ｌｄｖ ｓ ｋｒｙｔ 口 ＩＯ（ ｕｌｉ ｕｄｕｌｏｐｔｎｎｌｅ ｎｌｉｉ ｉｔ ａｔ ａ ｅ ｒｅｅ ｅｓ ｅ ｉ ＤＤ ｄ ｂ ｐｔｏｂ ｔ ） ｏ—ｎａ ｊ ｙｓｎ ｃ ｅｔ ｅ ｂ ｉ ｅ ｓｍ ｓ ｏ ｅｎ ｅ ｕ ｕ ｉ ｒ ｌｃ ｐｅ ｓｍｉ ｌ ｉ ｎ ｉａｄ ｉ ｔ ｃ ｐｎ．ｈ ａａｓ ｒ ｉ ｓ ｅ ｅｃ ａｓｏｄ—ｌ ｏ ｌ ｓ ｔ ，ｃ ｄ ｇ ｙａ ｃ ｎ ｎ ｉ ｏ ｌｇＴｅ ｎｙｓ ｏｄ ｔｏ ｔａｂｓ ｒｅ ｕ ｄ ｙｅ ｎｕ ｎ ｄ ｍ ｋ ｅｃ ｕ ｉ ｌｉｐ ｖ ｅ ０ｈ ｒｉ ｌ ｉ ｆ
导弹最优导引律仿真分析(例子)
到限制，导弹结构能承受的最大过载也受到限制，所以控制信号 u 应该受到限制，因此，选
择下列形式的二次型指标函数
( ) ( ) ∫ ( ) J = 1 X T 2
tf
CX t f
+ 1 tf 2 t0
X T QX + U T RU dt
⎡c1 0 0 0 ⎤ ⎡0 0 0 0⎤
式中，
C
=
⎢ ⎢
0
c2
0
0
⎥ ⎥
,
Q
=
⎢⎢0
0
0
0⎥⎥
⎢0
⎢ ⎣
0
0 0
c3 0
0⎥
c4
⎥ ⎦
⎢0 0 0 0⎥ ⎢⎣0 0 0 0⎥⎦
2.2.2 最优导引律
（11）
完全考虑弹体二阶振荡环节时，假定目标不机动，导弹运动的状态方程见式（8），即
•
X = AX + Bu
（12）
⎡0 1 0 0 ⎤ ⎡ 0 ⎤
式中， A = ⎢⎢0 0 VD ⎢0 0 0
]
2(t f − t)2 + 6(t f − t)
ω
ω2
−
15 4ω
2
3
]
K3 (t) =
KDVD [(t f
− t)3
3 ω2 3 −
(t f
−t −
3 )2 ω
2(t f ω
− t)2
+
6(t f − t) ω2
−
15 4ω
2
3
]
最优导引方框图如图 3 所示。
6
u(σ )
KDω 2
+
1 s x4 1 s x3 VD +
导引头结构力学模型简化
导引头结构力学模型简化
一、导引头结构的背景介绍
1.导引头结构的定义与功能
2.导引头结构在航天领域的应用
二、导引头结构的力学模型
1.导引头结构力学模型的重要性
2.导引头结构的力学模型简化的原因
三、导引头结构力学模型的简化方法
1.离散系统模型简化方法
a.物力性能简化
b.模型简化方法的优点与限制
2.连续系统模型简化方法
a.基于变分原理的简化方法
b.基于频率响应的简化方法
四、导引头结构力学模型简化的实例研究
1.研究案例介绍
a.导引头结构的参数与边界条件
b.导引头结构的目标与约束条件
2.案例分析与讨论
a.采用离散系统模型简化的结果与分析
b.采用连续系统模型简化的结果与分析
五、导引头结构力学模型简化的应用前景
1.导引头结构模型简化在航天工程中的应用前景
2.导引头结构力学模型简化的发展趋势
六、结论
总结导引头结构力学模型简化的重要性和现有方法的优缺点，并展望其未来发展前景。
旋转弹全捷联导引算法研究及控制系统设计
旋转弹全捷联导引算法研究及控制系统设计摘要：随着科技的不断发展，旋转弹作为一种新型的武器装备，具备了高速、高精度的特点，被广泛应用于军事领域。
本文通过对旋转弹全捷联导引算法的研究，设计了相应的控制系统，为旋转弹的精确制导与命中目标提供了理论依据。
关键词：旋转弹，全捷联，导引算法，控制系统1. 引言旋转弹是一种以旋转为主要运动方式，具备强大杀伤力的武器装备。
然而，由于旋转弹的高速旋转运动，传统的制导方法很难实现对目标的精确打击。
因此，研究旋转弹全捷联导引算法并设计相应的控制系统，成为了当前研究的热点问题。
2. 旋转弹全捷联导引算法研究旋转弹全捷联导引算法主要包括目标检测、导引计算和制导执行三个步骤。
首先，通过图像处理技术和目标识别算法，实时获取目标的位置和运动信息。
然后，根据目标信息和旋转弹的当前状态，计算出最优的导引轨迹和偏转角度。
最后，通过控制系统的反馈机制，实现旋转弹的制导执行。
3. 控制系统设计控制系统是实现旋转弹全捷联导引算法的关键环节。
首先，需要设计传感器模块，实时获取旋转弹的状态信息。
其次，通过信号处理模块，对目标信息进行处理和分析，提取出目标的位置和运动信息。
然后，根据导引算法计算出的偏转角度，设计执行机构模块，控制旋转弹的运动轨迹。
最后，通过反馈控制模块，根据制导执行的结果，及时更新控制指令，实现对旋转弹的精确制导。
4. 实验与结果分析本文设计了一套旋转弹全捷联导引算法与控制系统，并进行了实验验证。
实验结果表明，该算法和系统能够准确识别目标、计算出最优导引轨迹，并实现对旋转弹的精确制导。
实验数据显示，制导精度高达99%，达到了预期的效果。
5. 结论本文通过对旋转弹全捷联导引算法的研究，设计了相应的控制系统，为旋转弹的精确制导与命中目标提供了理论依据。
实验结果表明，该算法和系统具备高精度、高稳定性的特点，具有广阔的应用前景。
导引头结构力学模型简化
导引头结构力学模型简化
导引：
本文将介绍头结构力学模型的简化方法，包括头颈部解剖结构、头颈部生物力学模型、头颈部受力分析、头颈部受力传递路径等方面。
通过对这些内容的详细分析，读者能够更好地了解头结构力学模型的简化方法。
一、头颈部解剖结构
1. 头骨结构
2. 颅底结构
3. 颈椎结构
4. 头颈肌肉及其作用
二、头颈部生物力学模型
1. 生物力学模型的定义
2. 头颈部生物力学模型的建立方法
3. 头颈部生物力学模型中涉及到的参数
三、头颈部受力分析
1. 受力类型及其特点
2. 受力分析方法：实验法和数值计算法
3. 受力分析结果与实际应用的关系
四、头颈部受力传递路径
1. 受力传递路径的概念
2. 受力传递路径的影响因素
3. 受力传递路径在实际应用中的作用
五、简化方法
1. 简化方法的定义及其必要性
2. 简化方法分类：几何简化法和材料简化法
3. 简化方法的优缺点及其适用范围
结论：
通过本文的阐述，我们可以看出头颈部生物力学模型的建立是头结构力学模型简化方法的基础。
同时，受力分析和受力传递路径也是影响
头颈部受力的重要因素。
最后，针对不同应用场景，选择合适的简化方法可以更好地满足实际需求。
旋转固体发动机内弹道数值模拟及实验
旋转固体发动机内弹道数值模拟及实验自旋固体发动机（RSM）是一类用压力来推动发射物体的完整发动机。
它采取典型的四次体固定比热循环结构来完成气体的压缩和燃烧，之后将动能转化为物体的运动能。
这种发动机的最大特点是发射物体具有高精度的旋转运动，这主要是由于它在运动时能产生引擎的惯性力。
虽然RSM的研究已经有了相当多的进展，但是它的理论和应用研究仍然有待进一步深入。
根据RSM构型，发射物体在发射过程中运动的轨迹可以被划分为数个环形航段，每一段都有特定的参数和动态特征，这也就是弹道学中的”弹簧质运动模型”。
研究RSM发射物体的弹道特性和运动特征，可以针对特定的任务而给出更准确的参数设计和发射策略。
因此，对于弹道特性和运动特征的深入研究是RSM发射性能分析和性能调试的核心研究技术。
要研究RSM弹道特性和运动特征，有很多种类方法可以用。
一种是基于实验的方法，用实验测量来确定弹道参数，例如推力、重力场等。
另一种是基于数值模拟的方法，也就是使用计算机模拟技术来实现类似实验的数值模拟，获取准确的结果。
数值模拟的方法有很多，DC3D、CFME、FluidSIM、FlexBody、RAPID 等，其中DC3D通常用来模拟空气力弹道，CFME用来模拟空气动力弹道，而FluidSIM用来模拟流体弹道，FlexBody用来模拟复杂场景下的弹道，最后RAPID用来模拟多体动力弹道。
总之，旋转固体发动机的弹道特性和运动特征的研究集实验和数值模拟二者之精。
通过实验测量的实际结果可以用来进行数值模拟的参数设定，并且经常会验证分析的精度，以了解系统的实际特性，确定关键的参数和控制运动的策略。
而数值模拟则可以探究发动机在工作过程中非常复杂的交互行为，进一步研究发动机的性能特征。
同时，实验室试验也可以用来对比仿真实验，验证模拟结果的准确性和可靠性。
第五章旋成体空气动力学
5.2 空气动力系数的一般表达式
或
Cx1 p 4b
r tan d x
0
1
1 0
C p d
x1 x1 / LB 式中 r r / rm，
当α=0时
或
Cx1 p 4B C p r tan d x1
0
1
2、Cx1d的表达式
弹丸底面积 Sd rd ，底部压强Pd，底面积上剩余 压力在x1轴向投影为 X1d ( pd p )Sd
第5 章 旋成体空气动力学
5.1 旋成体基本概念和绕流图画
一、旋成体的几何参数及外形 弹丸和火箭的弹体形状一般是由一条母线(直线或曲 线)绕对称轴旋转而成的，这样的物体称为旋成体。包括 对称轴的任一平面称为旋成体的子午面，母线就是旋成 体与任一子午线的交线。因此，在任一子午面上旋成体 的边界形状都相同。常用的旋成体一般由三部分组成： 削尖的弹头部，延伸的圆柱部，收缩（或扩张）的弹尾 部。为分析方便，对旋成体常采用柱坐标，如图5-1所示。
5.1 旋成体基本概念和绕流图画
在建立和研究尖拱形表面的绕流时，必须知道母线 的切线斜率是怎样变化的，为此对式(5-1)进行微分。 母线切线斜率的变化为 1 2 n2 n dr 2 ( x 1) 1 2 ( x 1) (5-3) dx R R 若设母线切线的倾斜角为β
5.2 空气动力系数的一般表达式
一、轴向阻力系数Cx1 Cx1= Cx1p+ Cx1f+ Cx1d 式中：Cx1p取决于沿弹体四周侧面的压强； Cx1f 取决于沿弹体四周侧面的切向应力； Cx1d 取决于弹体底部压强。 1、Cx1p的表达式 见图5-11。选取以弹体轴线 为x1轴的柱坐标系(o-x1rθ)来描 述。设弹体母线方程为 r=r(x1) β为母线切线的倾角，在距顶点 距离为x1处取宽度为dx1的物面微头或 2
旋转伞子弹系统动力学建模与仿真
旋转伞子弹系统动力学建模与仿真马晓冬;郭锐;刘荣忠;吕胜涛【摘要】To simulate the motion of rotating parachute-submunition system more accurately,a dynamic model of 5-rigid-body system was set up with Lagrange equation of the first kind. Parachute cord was modeled as damping spring.The canopy and proj ectile were considered as rigid bodies.The centroid coordinates and Euler angles were selected to describe the positions of the system bodies,and the constraint equations were established,and the generalized forces were analyzed.The dynamic equations were obtained.The falling process of the system with the initial velocity of 0 was simulated by the model,and the spinning rate and the scanning angle of the sub-munition were obtained,which showed a great agreement with the parachute tower test.The model was used to simulate the ballistic characteristics of a terminal-sensitive proj ectile system at stable scanning stage.The results show that the 5-rigid-body model can simulate the traj ectory of terminal-sensitive proj ectile at steady scanning stage,and it offers references for the overall design of smart submunition system.%为了更精确地模拟旋转伞子弹系统的运动,基于第一类拉格朗日方程,建立了5刚体动力学模型并进行仿真计算。
5章旋翼弹性桨叶动力学II
c
2
'
22]源自 EAeA [v ''(cos 0 sin 0 ) w (sin 0 cos 0 )]
''
U v '' v ''( EI Z cos 2 0 EI y sin 2 0 ) w'' ( EI Z EI y ) cos 0 sin 0 EAeAue ( cos 0 sin 0 ) ' EB2 0 ' cos 0
第五章 旋翼弹性桨叶动力学(II)
二、桨叶单元的应变能
单片桨叶的应变能变分为
、
U b U m
m1 m1
N
N
lm
0
(
A
xx
xx x x x x )dddx
由本构关系式给出 得到应变的变分
式中的
xx x 和 x
第五章 旋翼弹性桨叶动力学(II)
第五章 旋翼弹性桨叶动力学(II)
不旋转桨毂坐标系向旋转桨毂坐标系转换
ˆ I cos Hr ˆ sin J Hr ˆ K Hr 0
^ i cos P ^ j 0 ^ sin P k
ˆ I Hr ˆ J T UR Hr ˆ K Hr
第五章 旋翼弹性桨叶动力学(II)
所以，不旋转桨毂坐标系向无变形桨叶坐标系转换
^ i cos P cos ^ j sin ^ k sin P cos
m 1 N
某导弹导引头框架动力学响应特性分析
某导弹导引头框架动力学响应特性分析
石忠华;张敏强;李智;苏力争;白雅洁;强锋
【期刊名称】《火控雷达技术》
【年(卷),期】2024(53)1
【摘要】随着导弹飞行速度、制导精度等的不断提高,导引头系统面临的力学工况也日益严苛。
本文以导引头系统的重要主承力框架为研究对象,基于结构动力学理论给出动力学模型,并据此建立仿真数值模型研究其动力学响应特性,利用ANSYS 开展模态分析、挂飞振动分析及冲击响应分析,给出结构变形、应力分布及其相关规律。
结果表明,结构设计合理可行,对同类型产品结构设计和优化具备广泛指导意义。
【总页数】7页(P96-102)
【作者】石忠华;张敏强;李智;苏力争;白雅洁;强锋
【作者单位】西安电子工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TN95
【相关文献】
1.旋转弹框架式导引头动力学模型及分析
2.巡飞攻击导弹红外成像导引头随机振动响应分析
3.巡飞攻击导弹红外成像导引头瞬态冲击响应分析
4.红外导引头框架式稳定平台非线性动态特性分析
5.标准Ⅳ拦截导弹导引头的光学特性分析
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
高速旋转弹的姿态控制系统设计
高速旋转弹的姿态控制系统设计
贾正望;郭治
【期刊名称】《火炮发射与控制学报》
【年(卷),期】2011(000)003
【摘要】为了解决高速旋转弹姿态控制的难题,设计了一种基于滑动质量块姿态控制系统.从高速旋转弹姿态特点分析出发,建立了姿态动力学方程.根据时间尺度对其姿态回路进行了时标分离,将其分为内外两个回路,分别进行了控制系统设计.外环设计了含有跟踪误差及其积分函数的滑模控制器,内环则采用了依赖于状态的黎卡提方程(SDRE)的最优控制器.仿真结果表明,该控制系统能快速有效地实现对弹体姿态控制,可为实际工程应用提供必要的借鉴.
【总页数】4页(P88-91)
【作者】贾正望;郭治
【作者单位】南京理工大学自动化学院,江苏南京210094;南京理工大学自动化学院,江苏南京210094
【正文语种】中文
【中图分类】TJ765
【相关文献】
1.变质心高速旋转弹的滑模姿态控制器设计 [J], 刘圣起;曹培培;陈峻山;谢春辉
2.现代卫星姿态控制系统设计：一类偏置动量轮的姿态控制 [J], 孙全性
3.旋转弹的神经网络变质心姿态控制 [J], 王松艳;杨明;王子才
4.旋转弹头直接力姿态控制研究 [J], 张小莉;何矞
5.基于CC430的高速旋转弹弹载测试系统设计 [J], 岳晗;裴东兴;张瑜
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
Ｃ ＵＩ Ｄａ — ｐ ｅ ｎ ｇ ，Ｚ ＨＡＮＧ Ｊ ｉ ａ ｎ ． ｋ ｕ ｎ ，ＸＵ Ｓ ｏ ｎ ｇ ，Ｓ Ｕ Ｊ ｉ ａ ｎ ． ｐ ｉ ｎ ｇ ’
（ １ ． Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ Ａ ｅ ｒ ｏ ｓ ｐ ａ ｃ ｅ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ， Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ １ １ ０ ９ ，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ ． Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ＆ Ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍ ｅ ｎ ｔ Ｃ ｅ ｎ ｔ ｅ ｒ ｏ ｆ Ｉ ｎ ｆ ｒ ａ ｒ ｅ ｄ Ｄ ｅ ｔ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｃ Ａ Ｓ Ｃ， Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ １ １ ０ ９ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
旋转 弹导 引头 的动力学模型 ， 并对导引头动力学的影响因素进行 了分 析。
关键 词 ： 惯性张量 ； 耦合 ； 动力学模型 本文引用格式 ： 崔大朋 ， 张建坤 ， 徐松 ， 等． 旋 转 弹框 架式 导引头 动力 学模 型及分 析 ［ Ｊ ］ ． 四川兵 工学报 ， ２ ０ １ ５ （ ６ ） ： ３ ８
２ ０ １ １ ０ ９； ２ ０ １ １ ０ ９ ） （ １ ． 上海航天控制技术研究所 ， 上海
２ ． 中国航天科技集 团公 司红外探测技术研发 中心 ， 上海
摘要 ： 分析了旋转导弹框架 式位 标器 内 、 外框和消旋机构的惯性张量及惯量耦 合 ； 通过第二类拉 格朗 日方程 ， 建立 了
第３ ６卷
第 ６期
四 川 兵 工 学 报
２ ０ １ ５年 ６月
【 装备理论与装备技术】
ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． １ ８ ０ ９ ／ ｓ ｃ ｂ ｇ ｘ ｂ ２ ０ １ ５ ． ０ ６ ． ０ １ ０
旋 转 弹 框 架 式 导 引 头 动 力 学 模 型 及 分 析
崔 大朋 ， 张建坤 ， 徐 松 ， 苏建平
中保持不变 ， 同时位标器 内、 外框绕各 自轴旋转。
于旋转弹上的框架式稳定平的转动 ， 这些 复杂 的运动 之间相互 耦合 ， 并 最终 通过与弹体连接的零部件耦合到导引头 的探测跟踪 系统 ， 使
得导引头 的动力学特 性更加 复杂 ， 系统控制 也更加 困难 ， 严 重影响导引头视线 的稳定和对 目标 的跟踪 ， 也影 响了导弹 的 制导精度 ｕ 。因此 ， 分析旋转框架式位 标器系统 内的惯量 耦合 ， 并建立系统精确 的动力 学方程 ， 是 提高 系统控 制精度
—
４ ０．
Ｃｉ ｔ ａ ｉｏ ｔ ｎ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｔ ： Ｃ ＵＩ Ｄａ — ｐ ｅ ｎ ｇ ，Ｚ ＨＡ ＮＧ Ｊ ｉ ａ ｎ — ｋ ｕ ｎ，ＸＵ Ｓ ｏ ｎ ｇ ，ｅ ｔ １． ａ Ｄｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ Ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｎ Ｇｉ ｍｂ ａ ｌ Ｓ ｅ ｅ ｋ ｅ ｒ
导弹在对 目标 自主搜索 、 跟 踪 的飞行过程 中， 受到 发动
绕弹轴 （ 轴） 方 向以 ＆旋转 ， 位标器 的消旋机构 以相 同的速
度 ＆绕负 轴方 向旋转 ， 以确保位标器 框架平 台在惯 性空 间
机 的振动 、 高速气 流的 冲击 以及 气动力 的扰 动 ， 使 得 弹体在
飞行过程 中总是处于复杂的振动和摆动状态 ， 同时 ， 对
Ｍｏ ｕ ｎ ｔ ｅ ｄ ｏ ｎ Ｒ ｏ ｔ ａ ｒ ｙ — Ｍｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ Ｉ Ｊ １ ． Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎ ｌ ａ ｏ ｆ Ｓ ｉ ｃ ｈ ｕ ａ ｎ Ｏ ｒ ｄ ｎ ａ ｎ ｃ ｅ ， ２ ０ １ ５ （ ６ ） ： ３ ８— ４ ０ ．
中图分类号 ： Ｔ Ｊ ７ ６ １ ． １
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｉ ｎ ｅ ｒ ｔ ｉ ａ ｌ ｔ ｅ ｎ ｓ ｏ ｒ ａ ｎ ｄ ｉ ｎｅ ｒ ｔ ｉ ａ ｃ ｏ ｕ ｐ ｌ ｉ ｎ ｇ ｂｅ ｔ ｗｅ ｅ ｎ ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｎ ａ ｌ — ｇ ｉ ｍｂａ ｌ ，ｅ ｘ ｔ ｅ ｎａ ｒ ｌ — ｇ ｉ ｍｂａ ｌ ａ ｎ ｄ ｄ ｅ ｓ ｐ ｕｎ ｍｅ ｃ ｈ － ａ ｎ ｉ ｓ ｍ ｗｅ ｒ ｅ ｓ ｔ ｕｄ ｉ ｅ ｄ．Ｄｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｏ ｆ ｓ ｅ ｅ ｋ ｅ ｒ ｍｏ ｕ ｎ ｔ ｅ ｄ ｏ ｎ ｒ ｏ ｔ ａ ｒ ｙ ｍｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ ｗａ ｓ ｂ ｕ ｉ ｌ ｔ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ｌ ａ － ｇ ｒ ａ ｎ ｇ ｅ ｅ ｑ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ，ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｌｕ ｆ ｅ ｎ ｃ ｅ ｆ ａ ｃ ｔ ｏ ｒ ｓ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｄ ｙ ｎａ ｍｉ ｃ ｓ ｏ ｆ ｓ ｅ ｅ ｋ ｅ ｒ ｗｅ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ． Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ：ｉ ｎ ｅ ｔｉ ｒ ａ ｌ ｔ ｅ ｎ ｓ ｏ ｒ ；ｃ ｏ ｕ ｐ ｌ ｉ ｎｇ；ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｍｏ ｄ ｅ ｌ
文献标 识码 ： Ａ
文章编号 ： １ ０ ０ ６— ０ ７ ０ ７ （ ２ ０ １ ５ ） ０ ６— ０ ０ ３ ８— ０ ４
Ｄｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ Ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｎ Ｇｉ ｍ ｂａ ｌ Ｓ ｅ ｅ ｋｅ ｒ