铅垂面内弹道设计、解算与分析
第2章内弹道部分-part4内弹道解法(一)
( Z 0 x) ( Z 0 x) 2
2 ; 0 1 2Z0 ,并记 K1 0 由 0 Z0 Z0
则
0 K1 x x 2
由三式得:
S 2 I k2 Spdl pdV m v d v xdx m
⑴
S 2 I k2 2 由四式得: p(V V ) f x 2 m
⑵
内弹道的解法
⑴除以⑵得
dV Bxdx V V B x 2 2
⑶
S 2 I k2 由该方程可以得到 V ( x) 。令 B ,这是将各种装填条件综合在一起的无因次 f m
V V0 或 V V0
p
美国的马耶—哈特模型及英国的 RD—38 模型都采用这种简化方法。 ⑷ 燃气生成函数采用两项式 Z (1 Z ) 且其系数满足 (1 ) 1 ,故独立的系数只有一个 。
内弹道的解法
⑸ 恒温假设
mv 2 将④式改写为 p(V V ) f ,式中 f f (1 ) ,因为体现膛内温度 2 f
比较一阶变系数常微分方程
⑷
dV p( x)V Q( x) 0 ,可知上述方程正是这种类型,所以 dx
原则上是可以解的,但实际求解时计算比较麻烦,所以一般用近似解来近似代替。一种 方法是俄罗斯谢烈柏梁可夫最先采用的,将 V 在积分时取为常数 即
V V
V V
0
2
内弹道的解法
dp xm 应满足的方程,然后令 0 ,就可以求出 dt m
xm
K1 B(1 ) 2 1 pm 1 ( ) p f
计及重力补偿的卫星制导炮弹最优制导律设计_何颖
( ) 1 ( ) 2
) 整理后式 ( 可写为如下逆黎卡提方程 : P-1, 8 ) ) ) ) ) P-1( t =P-1( t AT ( t +A( t P-1( t - 烄 -1 T -1 -1 ( ) ( ) ( ) ( ) ( ) () ( ) 烅 B t R t B t +P t Q t P t 9 P-1( t =F-1( t =0 f) f) 烆 、 、 、 ,并 令 P-1 = 将 A B R Q 代入式 ( 9)
针对卫星制导炮弹体积小弹载计算机计算能力有限的特点提出并建立了一种简易的计及重力补偿的最优制导律给出了卫星制导炮弹制导信息获取的数学方法对比例制导律弹着角约束最优制导律计及重力的比例制导律和计及重力弹着角约束最优制导律进行了六自由度弹道对比仿真分析
第2 5 卷第 2 期 2 0 1 3年6月
弹
道
学
报
T T ) 。 由此可以 即 X( t =( x t t 0 0) x ( f) 1( f) 2( f) 这是一个在有限时间内 , 用最小弹道倾角变化 看出 , 使得终 端 状 态 保 持 在 零 值 附 近 的 状 态 调 节 器 率 θ,
1 计及弹着角约束的最优制导律
1. 1 系统运动状态方程 设弹丸与地面固定目标在同一铅垂平面内运动, 其相对运动关系如图 1 所示。 图中, r 为弹目相对距 离; v 为弹丸飞行速度; θ 为弹道倾角。 q 为目标视线角;
, , , HE Y i n YANG X i n i n Y I W e n D A I M i n x i a n u n -m - - g g g j
基于欧拉角的炮弹位姿参数光学测量解析算法
最后 对该 算法进行 了完整的数学仿 真。仿真结果表明 , 算法 简单有效且稳定 , 该 能满足位姿参数测
量 的 精度 要 求 。
关键 词 : 炮弹 ; 目视觉 ; 单 欧拉 角; 相对位置 ; 对姿 态 相
中 图 分 类 号 :J02 3 T 1. 文献 标 识 码 : A 文 章 编 号 :6 1 64 20 ) 3 06 — 6 17 — 5 X(09 0 — 0 8 0
肖明杰
( 放军 炮兵 学院 信 息化 弹药研发 中心 , 解 安徽 合肥 20 3 ) 30 1
摘 要: 炮弹空间位 置和姿 态参数 的解 算是 研 究其 飞行 弹道特性 和弹道控 制 的非常 重要 的 内容。
利用 4个已知 空间坐标的非 共面控制 点 , 过建立控 制 . 通 是的过渡 坐标 系, 出 了一种基 于单 目视 提 觉 , 用欧拉角直接 参与计算 的炮 弹位 姿参数 的测量方 法, 采 建立 了位 姿参数测 量的误差修 正模 型。
负 向 , 点在 O X 轴 正 向 , 3点 为 . 且 在 O 第 s , 轴
与弹轴重合 , 0为主点 , 。 0 0为焦距f 。 c o0 y 轴位于包
含 弹轴 的铅 垂 面 内 且 垂 直 于 弹 轴 , 向 上 方 为 正 ; 指 0 Z 轴 方 向按右 手 坐标 系确 定 。0 Z 。轴 与 0 y c轴 分别 与 0 U轴 与 0 V轴平 行 。 ,
在目 标区域事先布置若干个 已知其精确空间坐标 的控制点。为研究方便 , 在这些控制点中, 要求至少有 3 点高程相等 , 以确定一个平面 J.s/0 X Z , 0 ss 。 , , ,J : / s
弦公式很容易确定上述 4点坐标。
2 基 于 欧拉 角 的 位 姿 参数 摄 影 测 量 原 理
第二炮兵工程大学考研试题862飞行力学(2015年~2016年)
第二炮兵工程大学2015年硕士生招生考试初试业务课考试试题862飞行力学科目代码:862科目名称:飞行力学适用学科:航空宇航科学与技术、航天工程(专业学位)一、填空题(本题满分15分,其中每小题各3分。
)1. 导弹的可用过载定义为 偏转到 值时的导弹所能产生的 过载。
2.导弹作为刚体的六自由度动力学模型包括 个描述 移动的动力学方程和 个描述 转动的动力学方程。
3.作用在飞行器上的空气动力一般可以分解在 坐标系的 轴、 轴、 轴上,分别称其为 力、 力、 力。
4. 导弹做等速直线爬升的方案飞行,其应满足的条件为 。
5. 弹道偏角定义为 矢量在 的投影与 的夹角。
二、判断题(本题满分15分,其中每小题各3分。
请在每题的A 、B 答案中判断出一个正确的结果填入每题的括号内。
)1.动力学弹道 ( )A. 由动力学方程和运动学方程所确定的导弹重心运动轨迹B. 将导弹视为可控质点,由运动学方程和理想约束方程所确定的导弹重心运动轨迹2. 可用过载 ( )A. 对应于临界迎角的法向过载B. 舵面偏转到最大值时,平衡飞行器所能产生的法向过载3. 寻的制导( )A. 不需从目标或制导站提供信息,完全由弹上制导设备产生导引信号, 使导弹沿预定弹道飞向目标B. 利用弹上导引装置接收目标辐射或反射的能量形成导引信号,控制导弹飞向目标4.导致下洗延迟力矩的参数( )A. B.,αβ ,,x y z ωωω5.飞行器焦点定义为( )A. 总空气动力的作用线与飞行器纵轴的交点B. 由攻角所引起的那部分升力的作用点Y αα⋅三、计算题(本题满分45分,其中每小题各15分。
)1.已知导弹舵面升力为100kg ,舵面压心至铰链轴的距离为 0.5m ,求当舵偏角和攻角分别为15和20时,所产生的铰链力矩值。
2.已知导弹质量为922.5kg , 推力和升力导数分别为367kg 和120kg /,求导弹Y α 以25的弹道倾角做直线爬升铅垂平面运动时的俯仰角值。
铅垂平面内有控导弹弹道仿真
铅垂平面内导弹弹道仿真及分析实验报告摘要本文以铅垂平面内有控飞行导弹的运动方程组为例,根据其数学模型,结合给定初值条件和导引方法,对有控飞行追踪目标的导弹进行数学仿真。
由于该运动方程组的数学模型很难得到它的解析解,所以工程上一般采用数值分析方法求取它的数值解。
本文采用四阶龙格库塔法、不等距单变元抛物线插值、不等距双变元抛物线线插值等数值分析方法结合C++编程语言来实现数值运算,得到了在给定初始条件和控制信号作用下的弹道飞行参数。
根据计算所得各项数据结合Matlab软件的绘图功能,可以得到在有控条件下导弹命中既定目标的弹道曲线和各项参数随时间变化的曲线。
关键词:铅垂平面内有控飞行运动方程组数值算法弹道仿真一、 绪论导弹运动方程是表征导弹运动规律的数学模型,也是分析、计算或者模拟导弹运动的基础。
完整描述导弹在空间运动和制导系统中各个元件工作过程的数学模型是相当复杂的、在不同的研究阶段,不同的设计要求,所需建立的导弹运动模型也不相同。
建立导弹运动方程组以经典力学为模型,涉及变质量学、空气动力学、推进和控制理论等方面。
一般来说、运动方程组的数目越多,描述导弹的运动越准确、越完整。
但是研究和解算也就相应的越复杂。
在工程上,特别是导弹和制导系统设计初级阶段,在解算精度允许的范围内,对方程组进行一定的简化,以便利用较简单的运动方程组来达到研究导弹运动的目的。
例如,在一定的假设条件下可以把导弹运动方程组分解为纵向运动和侧向运动,或简化为铅垂面内的运动方程组和水平面内的运动方程组等。
实践证明,这些简化和分解都具有一定的实用价值。
本文就是研究经过简化后的在铅垂面内飞行的导弹运动。
二、 铅垂平面内有控飞行导弹的运动方程组数值积分利用计算机编程求解运动方程组,首先要选定一个可靠的计算方案。
包括数学模型的建立、原始数据、计算方法、初值及初始条件、计算要求等。
本文计算的步骤如下。
1. 建立数学模型➢ 铅垂平面内有控飞行导弹运动方程组14cos sin sin cos cos sin 00zz zzC dV mP X mg dtd mV P Y mg dtd J M dtdxV dt dy V dtd dt dmm dt αθθαθωθθϑωαϑθφφ⎫=--⎪⎪⎪=+-⎪⎪⎪=⎪⎪⎪=⎪⎪⎬=⎪⎪⎪=⎪⎪=-⎪⎪⎪=-⎪=⎪⎪=⎭➢ 目标运动方程组cos cos sin cos sin t t t Vt t t t t t t Vt dx V dtdy V dt dz V dt θψθθψ⎫=⎪⎪⎪=⎬⎪⎪=-⎪⎭➢ 弹目相对运动方程组cos()cos()sin()sin()t y t y y t y t y dr V q V q dt dq r V q V q dt θθθθ⎫=---⎪⎪⎬⎪=--+-⎪⎭2. 原始数据求解导弹运动方程组,必须给定所需的初始数据,它们一般来源于总体初步设计、估算和实验结果。
最新302026王勋汇总
2009302026王勋航空外弹道学课程设计姓名:王勋班级: 08030902班学号: 2009302026 时间: 2012.7.12一、已知条件及题目要求1. 查表可知,标准下落时间()21.12S s s =2.气象:760on h mmHg =288.4on K τ=29.27R =温度梯度35.86210G -=⨯度/米8.4on mmHg =e3. 弹丸参数:216.5q kg =0.299d m =弹长 2.11L m =9.806g =4. 空气阻力系数:00.160x C =5. 初始条件:400/u m s =0w =0p =2000m H =要求:列出弹道参数,并画出炸弹弹道曲线。
二、题目分析对于所给题目,取直角坐标系Oxy ,坐标原点取在投弹高度为H 的投弹点O 上,x 轴取在飞机投弹瞬间速度1v →的铅垂面(投弹面)内的水平方向,y 轴铅直向下,如图1所示。
转角方向规定顺时针为正。
设弹道上任一点M 速度向量v →在x 轴与y 轴上的分量分别为u 与w 。
图1 水平轰炸图由题目给出的条件,P=0,W=0可以知道,所要设计的题目类型为无外力的水平轰炸,由于飞机速度V 在X 轴方向上,因而初始条件为:当0t =时,u v,w 0,x=0,y 0,0.θ====建立方程组如下:22()G(v )1=()G(v )+cos equations(1)sin =+on du CH H y dt d CH H y g dt dx u v dtdy v dt v u τττττωωθωθτωτ⎧=--⎪⎪⎪--⎪⎪⎪==⎨⎪⎪==⎪⎪⎪⎪⎩()(2)(3)(4)(5)三、相关参数计算(1)弹道系数C 的计算0.2460.650.16C C i x0x0===2233id 0.2460.299C 10100.10158216.5q ⨯=⨯=⨯= 其中d 为弹直径,q 为炸弹的重量。
(2)288.4G*(2000)y τ=+-,其中310*862.5G -=(3)查表得)Ma (C x0,其中:v Ma a v *(288.40.005862*2000-0.005862y)^0.520.074v *(300.124-0.005862y)^0.520.074==+= Ma 可作如下近似)Ma (C x0=(4)(v )G τ的计算on onH τγττγ 其中0()x v C a由(3)可求得,τ由(2)计算可求得。
最新弹道计算大作业
最新弹道计算⼤作业弹道计算⼤作业⽬录⼀、初始条件和要求 (2)1.1 初始条件 (2)1.2 仿真要求 (2)⼆、模型的建⽴ (2)2.1 升⼒和阻⼒模型 (2)2.2 ⼤⽓和重⼒加速度模型 (3)2.3 ⽆控飞⾏ (3)2.4 平衡滑翔 (4)2.5 最⼤升阻⽐滑翔飞⾏弹道 (4)三、仿真结果 (5)3.1 ⽆控飞⾏弹道仿真 (5)3.2 平衡滑翔弹道仿真 (7)3.3 最⼤升阻⽐滑翔弹道仿真 (8)附录 (9)⼀、初始条件和要求1.1 初始条件已知给定的初始条件如下:表1 初始条件1.2 仿真要求请使⽤Simulink或Buildfly完成以下仿真任务:(1)请完成该导弹的⽆控飞⾏弹道仿真;(2)请完成该导弹的平衡滑翔⽅案飞⾏弹道仿真;(3)请完成该导弹的最⼤升阻⽐滑翔飞⾏弹道仿真;⼆、模型的建⽴2.1 升⼒和阻⼒模型已知展弦⽐为λ的飞⾏器的升⼒线斜率为:y C α=(1)根据飞⾏⼒学相关知识,飞⾏器的升⼒系数和阻⼒系数为:()20y y x x y C C C C C ααε?=??=+?? (2)其中,升⼒线斜率由(1)式可得;ε为效率系数:1e επλ=。
由升⼒系数和阻⼒系数,得到导弹的升⼒和阻⼒为:221212x yX C v S Y C v Sρρ?== (3)2.2 ⼤⽓和重⼒加速度模型在计算过程中,⼤⽓密度采⽤如下模型:4.25588000.0065=1H T ρρ??- ?(4)其中,30 1.225/kg m ρ=为海平⾯的⼤⽓密度;0288.15T K =。
重⼒加速度采⽤如下模型:20d d R g g R H ??= ?+??(5)其中,09.8g =,6371000d R m =为地球半径;H 为飞⾏器距离地⾯的⾼度。
2.3 ⽆控飞⾏假设导弹的运动始终在铅垂平⾯,根据飞⾏⼒学知识,得到导弹⽆控飞⾏时的运动学和动⼒学⽅程为:sin cos cos sin dV X g dt m d Y g dt mV V dxV dt dyV dt θθθθθθα?=--??=-===-(6)在上述模型中,假设俯仰⾓?为0。
铅垂平面飞行弹道 仿真及分析 实验报告
铅垂平面飞行弹道仿真及分析实验报告姓名:Raigu学号:2005班级:0211CONTENT1. 实验内容与要求 (1)1.1. 实验名称: (1)1.2. 内容与要求: (1)2. 实验实现分析 (1)2.1. 数学模型 (1)2.2. 软件选择 (2)2.3. 原始数据: (2)2.4. 相关公式 (5)2.5. 弹道计算的相关算法 (5)3. 数据仿真 (6)3.1. 实验数据处理 (6)3.2. 程序运行 (6)3.3. 函数作用说明 (6)3.4. Matlab函数程序: (7)3.5. 相关数据的图象 (10)4. 仿真结果分析 (13)4.1. 导弹的受力变化 (13)4.2. 速度变化 (14)4.3. 弹道 (14)4.4. 攻角的变化 (15)4.5. 弹道倾角的变化 (15)4.6. 俯仰角的变化 (15)4.7. 俯仰角速度的变化 (15)4.8. 俯仰静稳定力矩和阻尼力矩 (16)1. 实验内容与要求1.1. 实验名称:铅垂平面飞行弹道仿真及分析1.2. 内容与要求:根据描述飞行器在铅垂平面内运动的数学模型,编制某导弹的铅垂平面无控飞行弹道仿真程序,利用计算机解算初始段无控飞行弹道,对初始段弹道参数的变化规律进行分析。
2. 实验实现分析2.1. 数学模型1、本实验所用的数学模型要描述在铅垂平面内飞行的导弹,于是数学模型如下面方程所述:cos sin sin cos cos sin z z z z z z z c dV P X G dtd mV P Y G dtd J M M dtd dt dx V dtdy V dtdm m dtωααϑθαθθαθωωϑωθθ=−=−−=+−=+====−以上数学模型需满足下述假设条件:侧向运动参数,,,,x y V βγγωω及舵偏角,x y δδ都比较小。
这样就可以令:cos cos cos 1V βγγ≈≈≈且略去小量的乘积sin sin ,sin ,,sin x y y V V z βγγωωωγ……以及参数βδδ对阻力X的影响。
第2章内弹道部分-part5内弹道设计
内弹道部分
§5 内弹道设计
方案设计步骤
1. 原始数据准备 当口径d,弹丸质量m 及初速v0 给定后,可 以计算出威力系数 CE mv02 / 2d 3 。由统计结果 关系(参考)选择 pm 、 k (或参考同类火炮)
pm 、 k 随变化参考表
CE /( kJ ) 3 dm
1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 10000 12000 14000 16000
值约在 0.16~ 0.30之间。
内弹道部分
§5 内弹道设计 内弹道设计的评价标准
② 衡量火药燃烧渐增性程度的 炮膛容积利用系数或示压系数
2 pdV m p 0 vg g pm pmVg 2 pmVg Vg
在射击过程中,膛内火药气体的压力是变化的。而p-l曲 线下面的面积则反映了压力曲线变化的特点和做功的大小。
(1)最大压力 Pm:如前所述,确定最大压力不仅要考虑弹道性 能,而且要考虑到身管的材料性能、弹体的强度、引信的作用 和炸药应力等因素。 (2)最大的装填密度△:最大装填密度一般是指能够实现的最 大装药量。它一般取决于火药的密度和形状、药室结构、药室 内附加元件的数量和装填方式等。
(3)最大的药室容积:对于坦克炮和自行火炮一般都对药室容 积有一定的限制。过大的药室容积不仅占据了较大的空间,而 且还增加了自动机构装填和抽筒的自由空间,影响了车辆内部
在射击过程中,当弹丸离开炮口以后,膛内火
药气体仍具有较高压力 (50~100MPa)和较高温 度(1 200~l500K)并以很高的速度向外流出。
内弹道部分
§5 内弹道设计
⑤ 火炮的寿命,身管的寿命终止前的发数称为 该火炮身管的寿命数。
火箭军工程大学飞行力学考研真题试题2015—2017年
862飞行力学科目代码:862科目名称:飞行力学适用学科:航空宇航科学与技术、航天工程(专业学位)一、填空题(本题满分15分,其中每小题各3分。
)1. 导弹的可用过载定义为 偏转到 值时的导弹所能产生的 过载。
2.导弹作为刚体的六自由度动力学模型包括 个描述 移动的动力学方程和 个描述 转动的动力学方程。
3.作用在飞行器上的空气动力一般可以分解在 坐标系的 轴、 轴、轴上,分别称其为 力、 力、 力。
4. 导弹做等速直线爬升的方案飞行,其应满足的条件为 。
5. 弹道偏角定义为 矢量在 的投影与 的夹角。
二、判断题(本题满分15分,其中每小题各3分。
请在每题的A 、B 答案中判断出一个正确的结果填入每题的括号内。
)1.动力学弹道 ( )A. 由动力学方程和运动学方程所确定的导弹重心运动轨迹B. 将导弹视为可控质点,由运动学方程和理想约束方程所确定的导弹重心运动轨迹2. 可用过载 ( )A. 对应于临界迎角的法向过载B. 舵面偏转到最大值时,平衡飞行器所能产生的法向过载3. 寻的制导( )A. 不需从目标或制导站提供信息,完全由弹上制导设备产生导引信号,使导弹沿预定弹道飞向目标B. 利用弹上导引装置接收目标辐射或反射的能量形成导引信号,控制导弹飞向目标4.导致下洗延迟力矩的参数( )A. B.,αβ ,,x y z ωωω5.飞行器焦点定义为( )A. 总空气动力的作用线与飞行器纵轴的交点B. 由攻角所引起的那部分升力的作用点Y αα⋅三、计算题(本题满分45分,其中每小题各15分。
)1.已知导弹舵面升力为100kg ,舵面压心至铰链轴的距离为 0.5m ,求当舵偏角和攻角分别为15和20时,所产生的铰链力矩值。
2.已知导弹质量为922.5kg , 推力和升力导数分别为367kg 和120kg /,求导弹以25的Y α 弹道倾角做直线爬升铅垂平面运动时的俯仰角值。
3.已知导弹过载,弹道倾角,求导弹切向加速度值。
内弹道学第四章 内弹道表解法
1
4.2 AY令
l l0
则 就是一个没有量纲的长度相对变量
1
1
同样地令式中l和l0都是表示长度的量,令
l l0
这就是无量纲的相对行程。采用这两个相对量后, 内弹道基本方程可以转换成以下形式
相对量方程组中变量的形式虽然不同,但仍保持
ψ、Z、П、v、Λ及 t 等六个,此外出现在方程组中
参量数目已由原来的十一个减少为χ、B、θ、Δ、 δ和α六个。无疑,这个变化是重要的,它减少编表 的困难。这虽比绝对量表示的函数关系简单多了,但 编表时,仍嫌参量数目太多。前面已指出代表火药性 质的参量θ、δ和α变化是不大的。因此在指定火药 形状χ,固定火药性质f、α、δ、θ和指定挤进压 力P0下编表,就有下列函数关系式。
因为内弹道基本方程组是适用于各时期的普遍形式而在得出这个结论过程中也没有引进各个时期的特点所以这一结论不仅适用于第一时期同样也适用于第二个时期
内弹道学
第四章
内弹道表解法
4.1 概 述
表解法:根据内弹道学基本方程组,把装填条件和构 造诸元可能变化范围内的弹道解,依据一定 的数学方法预先计算出来,编制成一定的表 格。在解题时,只要根据已知条件进行查表 和简单的计算就可以得到结果。
这种方法比分析解法简便,可是弹道表总是在 一定条件下编制的。它的应用受到了编表条件的限 制,只能在一定范围内适用。这是表解法很大的缺 点。因此在弹道表的编制过程中,总是尽量采取一 些措施使表解法这一缺陷得到改善,使所编成的弹 道表适用面宽一些。
4.1 概 述
为了解决这样的问题,首先分析内弹道基本方程 组中的变量和参量的关系。内弹道方程组六个变量 五个方程,要指定一个自变量才能求解。在装填条 件、构造诸元已知时,由方程组可以解出P-l、v-l 以及P-t、v-t曲线,并且是唯一的确定解。
内弹道课程设计
摘要本文应用MATLAB软件编写程序,在不同装填密度下,得出内弹道方程组的数值解,应用EXCLE表格对数据进行处理,模拟膛压p、弹丸速度 随弹丸行程l的变化的关系,即对应用程序所解得的内弹道P~l、V~l曲线进行分析,并对结果进行分析,最终选取合适的装填密度,完成内弹道设计。
关键词:MATLAB;装填密度;内弹道设计;前言内弹道学是研究弹丸在膛内弹丸运动规律及其伴随的一系列射击现象的一门学科,是兵器发射理论与技术的基础理论之一,是兵器火力系统设计者必备的知识。
经典内弹道学是平衡态热力学为基础的,研究膛内弹道参数平均值的变化规律的理论。
内弹道学与武器弹药系统的研究、设计、生产和实验都有密切的联系。
本课设将内弹道学与电子计算机技术相结合,反映了内弹道学的特征,获得了准确的结果。
内弹道学在枪炮设计中有十分重要的地位与作用,不仅是枪炮设计的理论基础,而且可以协调武器弹药系统设计中的矛盾,在总体上实现武器弹药系统良好的弹道性能,通过装药利用系数等弹道参量评价武器弹药系统的弹道性能。
在新能源先发射原理的研究中,内弹道学扮演着导向的角色。
开拓了发展的动力和领域。
内弹道计算,也称内弹道正面问题。
即已知枪炮内膛结构诸元(如药室容积、弹丸行程等)和装填条件(如装药质量、弹丸质量、火药形状和性质)计算膛内ν的内燃气压力变化规律和弹丸运动规律。
根据内弹道基本方程求解出lp~,l~弹道曲线,为武器弹药系统设计及弹道性能分析提供基本数据。
内弹道设计,也称内弹道反面问题。
在已知口径,弹丸质量,初速及指定最大压力的条件下,计算出能满足上述条件的武器内膛构造诸元和装填条件(如装。
弹道设计是多解的,在满足给定条件下可有很多个设计方案。
因此,在设计过程中需对各方案进行比较和选择。
本次课程设计以122mm加农炮装填条件为研究平台,MATLAB、EXCLE为应用ν曲线,以最大膛工具,通过改变装填密度实现不同方案的设计,得出lp~,l~压、初速等弹道参量为评价标准,选取合适的方案。
第2章内弹道部分-part4内弹道解法(二)
全弹道划分 100~200 个点即可。
四 . 内弹道数值解法
⑶ 初值计算
内弹道的解法
1 1 p p0 , 0 0 v0 0 0 , 0 f f / p ( 1 / p )
4 0 1 x 2
Z0
1
⑷ 弹道循环计算 中间最大压力搜索,特征点的判断。 ⑸ 输出
内弹道部分
V 1/V 1/V
`
0
` l
lg l
内弹道部分
内弹道部分
§4 内弹道的解法
装填条件对弹道的影响 为了改进武器的弹道性能,必须了解装填条件对弹道 性能的影响。影响弹道性能的因素诸多,最终体现在最大
压力和初速。而且武器 -弹药系统体现出来的弹道性能不是
单一因素的效果,而是多种因素的综合效果。
装填条件包括:火药的形状、装药量、火药力、火药的
压力全冲量、弹重、药室容积、挤进压力、拔弹力和点火 药量等。
§4 内弹道的解法
内弹道部分
装填条件对弹道的影响 1)火药的形状变化的影响
2)装药量变化的影响
3)火药力变化对各弹道诸元的影响 4)火药压力全冲量对弹道诸元的影响 5) 弹重变化的影响
6) 药室容积变化对弹道诸元的影响 7) 挤进压力变化的影响
'
取为常量时,可以
p( Z ) ,进而给出p 和v 以V 为自变量的表达式: 得出v( Z ) , V (Z ) ,
内弹道部分
§4 内弹道的解法
1 ' B B V f V p 1 1 1 V1 V1 V1
8) 拔弹力变化对弹道诸元的影响 9) 点火药对弹道诸元的影响
高层建筑消防炮弹道特性分析与射表编制
高层建筑消防炮弹道特性分析与射表编制刘少刚;周杰;刘刚;王士成【摘要】高层建筑消防炮主要是为应对高层火灾而研制的一种消防设备.高层建筑消防炮采用气动方式实施远距离发射,灭火弹出膛后在空中自由飞行直至侵彻建筑物玻璃进入火场后起爆灭火.基于高层建筑灭火炮的工作特点,研究了灭火弹在诸力作用下的运动规律,建立了弹道数学模型,结合算例进行了求解.弹道模型主要描述了内弹道过程、标准外弹道分析和非标准气象条件下的外弹道过程.根据所得弹道诸元编制了射表,确定了射表搜索策略,为消防炮控制提供了必要参数.【期刊名称】《应用科技》【年(卷),期】2011(038)002【总页数】5页(P1-5)【关键词】消防炮;气动发射;弹道学;射表;高层建筑【作者】刘少刚;周杰;刘刚;王士成【作者单位】哈尔滨工程大学机电工程学院,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工程大学机电工程学院,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工程大学机电工程学院,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工程大学机电工程学院,黑龙江,哈尔滨,150001【正文语种】中文【中图分类】TJ012目前应对高层建筑火灾的措施主要有3种:一是通过登高消防车向火场喷洒水雾或灭火剂,但是登高车最高只能达到50 m,对于更高的楼层无能为力;二是采用直升机从失火建筑上部喷洒,受条件限制应用并不广泛;三是由消防人员进入建筑从内部控制火情,但进入火场费时费力且近距离扑救具有一定的危险性.高层建筑消防炮则是一种反应速度快、机动性能好的灭火设备,它能够实施远距离发射,采用车载、气动发射的方式,适用于城镇环境,是应用于高层消防的有力武器.所以,目前高层建筑消防炮已经引起了研究人员的广泛兴趣.对消防炮弹道特性的研究是消防炮工程设计的基础,文中根据对气体消防炮发射技术的研究,结合经典弹道理论,给出了弹道模型,并编制了满足实际应用的射表.1 消防炮介绍消防炮以高压气体作为工作介质,主要由气源、供弹装置、发射装置、火控系统和底座组成.火控系统包括火控计算机、操控显示系统和消防炮控制系统,完成整个发射过程的控制,能根据给定目标完成射击诸元解算,提供控制参数,控制消防炮完成瞄准、射击等一系列动作.发射过程主要包括:消防炮就位后通过空压机为系统提供所需动力,根据环境情况对炮身进行位姿调整,同时由供弹系统上弹,进入预备发射状态;将目标位置、风速等环境因素输入系统,通过火控计算机获取射击参数,根据射击参数调整消防炮射向角与高低角;控制气路与发射机构动作,完成发射.而灭火弹出膛后在空中自由飞行,并于弹道轨迹上某点处经由窗口或阳台进入火场后起爆灭火.从准备发射到一次击发完成、灭火弹起爆灭火的流程如图1所示.图1 消防炮发射流程2 弹道特性分析根据灭火弹工作流程将其弹道分为2个阶段:第1阶段是灭火弹在高压气动力作用下的膛内运动过程,该阶段终了时弹丸获得一个炮口初速;第2阶段是出膛后的空中自由飞行过程,该阶段持续至弹丸撞击侵彻玻璃进入火场为止.灭火弹能否顺利展开后续灭火工作的关键是看其在撞击时刻的速度、位姿等状态是否满足侵彻要求,而这些参数皆由该时刻所对应的轨迹点处的各弹道诸元决定,所以对弹道的研究显得尤为重要.弹道特性是对弹丸在运动过程中的速度、位置变化规律的描述.这里对灭火弹弹道特性的研究主要包括:气动发射内弹道,标准质点外弹道和非标准气象条件下的质点外弹道.图2 发射原理简图2.1 内弹道消防炮发射原理见图2,发射前,首先向高压气室充气至所需的初始压力Pcq,同时由供弹装置将灭火弹装至身管起始部位(如图2中所示),并通过止行机构对其进行限位;发射时,止行机构解除限制,击发控制阀启动,高压气室中的气体进入弹后的身管空间,进而推动弹丸在膛内不断加速运动,直至炮口时弹丸获得初速.可见气体消防炮的内弹道过程,实质上是弹后的压缩空气绝热膨胀,继而推动弹丸膛内运动的过程,类似于一级轻气炮.根据枪炮内弹道假设,认为内弹道过程绝热等熵,忽略气体黏性,并以次要功系数来代替弹丸运动的摩擦功、气体的运动功及其他能量损失,则灭火弹膛内运动时主要克服的是弹前空气压力和次要功的影响[1-3].根据气体炮膛压分布方程、经典内弹道理论[4]以及气体热力平衡转化方程,可以得到灭火弹膛内弹道方程组如下式中:x为弹底与膛底间距离,Px为此处膛压,mq为弹后气体总质量,L为身管长度,S为身管横截面面积,u为弹丸速度,t为弹丸运动时间,Pd为弹底压力,φ为次要功系数,m为弹丸质量,Pcq为初始注气压力,Vcq为高压气室初始容积,γ为气体绝热指数,珔P为膛内平均压力.当x=L时,根据式(1)可以得到炮口初速vg和炮口压力Pg的值.2.2 外弹道2.2.1 标准质点弹道方程组灭火弹出膛后在诸力作用下自由飞行,实际外弹道过程中影响其运动的因素很多,若全部加以考虑将使问题复杂化.为了简化问题,认为:弹丸外形和质量轴对称;攻角为零;气象条件标准;忽略重力加速度变化和科氏加速度的影响[5].因为弹速较低且射程不大,所以以上假设均可以成立.因为灭火弹外弹道过程中受重力和空气阻力作用,这2个力都通过弹丸质心,并且由于采用了尾翼结构,弹丸也不存在绕自身轴线的旋转,所以可将灭火弹视作质点处理,其外弹道是铅直射击面内拥有2个自由度的质心运动,轨迹是一条平面曲线.根据经典外弹道理论[6]可以得到标准条件下的灭火弹质心运动方程组如下:2.2.2 非标准气象条件下质点弹道方程组实际使用时的射击条件往往与标准情况不一致,如弹道风等非标准气象条件的存在会使得实际的弹道诸元存在偏差,故需要对质点弹道进行修正,使其满足实际应用[7-9].这里对影响最大的弹道风进行修正,在以炮口为原点O、顺射向为OX 轴、铅直为OY轴建立的直角坐标系中,弹道风总是能分解成与射击面平行的纵风wx和垂直的横风wz,纵风影响射程,顺射向为正,横风使弹道产生侧偏,顺射向看时,从左往右为正.则此时的质点运动方程组为联系方程:积分初始条件(假定射角为θ0):式中:ux、uy、uz为弹丸绝对速度u沿各坐标轴的分速度;ur是弹丸相对于空气速度;c0是声速;τ是虚温;k是常数;R是气体常数;Ma是飞行马赫数;Cxon(Ma)是标准弹阻力系数;c是弹形系数;H(y)是空气密度函数;G(ur,c0)是空气阻力函数.可见决定外弹道的因素主要有:气象条件;灭火弹自身属性如弹形、弹重;灭火弹运动状态参数如弹速等.其中的气象参数、空气常数、标准弹阻力系数等都可以通过查阅相关标准得到.3 算例与射表编制3.1 算例及结果对于式(3)这种形式的一阶微分方程组,在代入初始条件及灭火弹固定参数后,用4阶5级龙格库塔法对时间步长积分,通过逐步迭代,可得到外弹道方程组在任一时刻的弹道诸元,精度较高.这里计算了射角θ在45°~85°区间内间隔5°取值时的9条弹道的弹道诸元,获得了弹丸的飞行轨迹,如图3所示.图3 外弹道轨迹3.2 射表为提高发射效率,实际使用中将外弹道数据编制成射表,通过查表方式给出射击诸元.编制的射表包含基本诸元和修正诸元,前者主要是各个射角下,射程和射高、飞行速度和弹道倾角的对应关系,后者是不同大小弹道风作用下对射向与射角偏差的补偿.例如根据前文中对射角θ在45°~85°区间内间隔5°取值时的9条弹道仿真所得结果,编制的射表如表1所示.表中,XH是射程,YH是射高,uH为速度,θH是弹道倾角,XWX是射角修正量,ZWZ是射向修正量.表1 部分射表85°XH/m YH/m uH/m·s-1 θH/° XWX/m ZWz 45°/m XH/mYH/m uH/m·s-1 θH/° XWX/m ZWz /m 0 0 104.2 45.0 0 0 0 0 104.2 85.0 00 19.7 19.3 100.4 43.9 0 0 3.5 39.2 98.0 83.8 0 0 39.4 37.9 96.8 42.8 0 0 7.0 76.9 91.9 83.4 0.1 0.1 59.1 55.8 93.4 41.5 0 0.1 10.5 113.0 85.8 82.8 0.20.2………………………………334.7 212.3 59.1 11.6 4.2 3.3 59.4 414.9 14.7 56.4 5.3 5.3 354.4 215.8 57.9 8.4 4.7 3.6 62.9 420.2 11.6 42.3 5.8 5.9 374.1 218.2 56.9 5.1 5.2 4.0 66.4 423.1 8.6 23.5 6.3 6.4 393.8 219.3 56.1 0 5.8 4.4 69.9 423.7 7.6 0 6.9 6.9因为射表是保证消防炮有效射击的重要依据,所以实际使用的射表必须完整全面,涵盖不同初速、每间隔1°射角变化,以及存在1~10 m/s弹道风时的弹道诸元.当目标不在表中时,采用线性插值的方法获得.3.3 射击诸元搜索策略由于外弹道轨迹上某点的速度、位姿等诸元将作为灭火弹侵彻玻璃的初始条件,为达到最佳侵彻效果,需结合侵彻情况对其要求来查取射击诸元;另一方面,因为射表数据量较大,且随着射角增加、外部气象条件的影响,可能会有部分弹道在某些轨迹点处发生射程或射高重叠的现象,比如对于某目标H而言,有时会同时出现不止一组满足要求的弹道诸元;因此,如何在这种情况下能够从庞大的数据库中准确、快捷地选取最优解是射表使用的关键.图4 可达有效射击区域的弹道如图4所示,取以目标点H为圆心、半径为1 m的圆,可见有多条弹道轨迹可达该区域,相对于射程XH而言,同时对应有多组满足要求的射高YH、速度uH和弹道倾角θH,为了保证射击有效和灭火弹后续工作的正常,需要通过约束条件对这些满足要求的弹道诸元进行优选.根据目标位置和灭火弹侵彻玻璃的要求可以确定如下约束函数:式中:X、Y、u、θ是外弹道某轨迹点处的弹道诸元;ΔX、ΔY是允许范围内的偏差.由此,确定射表的搜索步骤如下:在确定目标位置后,按射角由小到大开始查表,在每个射角上,查取合适的目标射程XH,对于XH,依次判断YH、μH和θH是否满足约束要求,找出符合条件的弹道诸元,之后增大射角重复上述步骤继续搜索,若查找到2组或2组以上符合要求的弹道诸元,则将所得结果与上一组结果比较,最终能够确定针对可达目标区域的最优解.4 结束语根据消防炮的工作特点,对内、外弹道进行了研究,给出了灭火弹整个运动过程的数学模型,所使用的弹道方程组考虑了非标准条件下的轨迹计算问题,采用了四阶龙格库塔数值解法进行求解,并根据所得结果编制了射表,编写了射表搜索程序,为消防炮的控制提供了必要参数.此研究不仅仅适用于气体消防炮,它所确定的弹道模型同样可用于其他类型的气体发射装置的开发应用中,对于相关类型装备的研发具有一定的参考价值.参考文献:[1]王金贵.气体炮原理及技术[M].北京:国防工业出版社,2001:15-48,41-45.[2]赵俊利,曹锋.气体炮实用内弹道方程及应用[J].火炮发射与控制学报,2003(3):48-50.[3]TZENGA J T,ABRAHAMIAN A S.Dynamic compressive properties of composites at interior ballistic rates of loading-Experimental method [J].Composites Engineering,1995(5):501-508.[4]金志明.枪炮内弹道学[M].北京:北京理工大学出版社,2004:68-73.[5]韩子鹏.弹箭外弹道学[M].北京:北京理工大学出版社,2008:25-26,71-75.[6]浦发.外弹道学[M].北京:国防工业出版社,1980:248-251,255-257.[7]RUI Xiaoting,YUN Laifeng,WANG Hao,et al.Experimental simulation for fracture of gun propellant charge bed[J].Journal of China Ordnance Society,2005,1(2):151-155.[8]张永强,郭炳彦,韩继娟.高低压发射系统内弹道数值模拟[J].光电技术应用,2008,23(2):75-78.[9]DWYER O.Projectile launching apparatus and methods for fire-fighting:United States.6860187[P].2005-07-05.。
西工大飞行力学考研试题
三、分析讨题(45 分,每小题 15 分)
1. 已知调节规律 z K K , 由反应此舵偏信号的 、、 z 参 数偏差的过渡过程曲线,讨论在 参数偏差还为正时,舵面便出现了负偏值,即 出现提前偏舵的现象、原因和结果。 2.分析弹道倾角对侧向动态稳定性的影响。 3.分析面对称导弹当存在绕 ox1 轴的滚动角速度 x1 时,产生相对于 oy1 轴的 偏航力矩的物理成因。
五、 计算题(20 分,每小题 10 分)
1.已知某瞬时目标和导弹之间的距离为 500m,目标速度为 500m/s,导弹速 度为 600 m/s,目标作等速水平直线飞行,导弹作等速飞行, q0 45 ,采 用比例导引,要获得直线弹道,此时应满足什么条件?(铅垂平面内) 2.已知导弹在基准弹道的某一特性点上的各动力系数如下:
西北工业大学 2006 年硕士研究生入学考试试题
试题名称:飞行器飞行力学(A 卷) 说 明:所有答题一律写在答题纸上 试题编号: 470 第 2 页 共 2 页
四、 推导与证明题(25 分,1 小题 9 分,2 小题 9 分,3 小题 7 分)
1.用矩阵法推导地面坐标系与弹道固连坐标系之间的方向余弦关系。 2.证明无倾斜稳定的导弹在外干扰作用下始终存在滚转角的稳态偏差值。 3.写出按给定俯仰角的方案飞行的导弹运动方程组。
二、问答题(30 分,每小题 5 分)
1.导弹在水平面内作侧滑而无倾斜飞行的方案有哪些?其理想控制关系式 分别是怎样的? 2.何谓横向静稳定性?影响飞航式导弹横向静稳定性的因素有哪些? 3.前置量导引法的前置角 的选取原则是什么? 4.影响导弹反应舵偏的过渡过程品质指标有哪些?影响它们的传递参数分 别主要是什么? 5.为什么要在法向过载反馈的纵向姿态运动回路中加入限幅器? 6.导弹按理想弹道飞行,其过载应满足怎样的关系式?
内弹道学 内弹道方程组的解法
§3.2 内弹道方程组的解法
代入上式即得
fS 1fP m 1 I k02xm 1S m kIxm
于是就解出 xm
K1
B1
1 Pm 2 f 1
从上式可以看出,为了确定xm必须预先巳知Pm,可 是 Pm又正是所要求的值。因此,在这种情况下,我 们就必须采用逐次逼近法。
§3.2 内弹道方程组的解法
B 1 B 1
从这样的等式建立了以下的方程组
x
1
x2
K1 B1
x1x2
0 B1
A
1
A2
1
A1x2 A2x1 0
x1
K1 2B1
1
b
b1 A1 2b
x2
K1 2B1
1b
A2
b1 2b
式中 b 14
B 1 0
K
2 1
§3.2 内弹道方程组的解法
于是就得到如下的积分
x xdx b1 x dx b1 x dx
0 1x 2b
0 xx1 2b
0 xx2
b1
b1
ln1xx12b1xx22b lnZx
式中
b1
b1
Zx1xx12b 1xx22b
b1
b1
1b 21K B 1 1x2b1b2 1K B 1 1x2b
铅垂平面飞行弹道仿真及分析报告
.6933
1.5935
2.4706
3.3273
4.1790
5)推力数据
t(s)
.000
.15
.49
2.11
2.27
3.53
8.78
25.45
42.80
43.68
44.08
P(kgf)
331.2
614.3
505.4
607.8
48.65
43.97
42.01
41.00
40.80
40.79
2.22
-0.5791
0.7
-0.5366
-0.5502
-0.5649
-0.5790
-0.5927
-0.6058
0.8
-0.5738
-0.5871
-0.6014
-0.6153
-0.6287
-0.6415
0.9
-0.6272
-0.6407
-0.6553
-0.6694
-0.6830
-0.6960
当Xg=.8896时
%三个时间 b(1)为导弹离轨时间 b(2)为起飞发动机工作结束时间 b(3)为续航发动机工作结束时间
b=[0 2.1126 44.0832];
%系数表维数
n1=9;
n2=6;
%andm最小,最大值
andm(1)=0.1;
andm(2)=0.9;
%andaf最小,最大值
andaf(1)=0;
andaf(2)=10;
.0000 .6554 1.5007 2.3227 3.1197 3.9092;
.0000 .6617 1.5134 2.3409 3.1426 3.9401;
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铅垂面内弹道设计、解算与分析檀望春,李禹志,李坤猷,陈国勇北京理工大学飞行器设计与工程专业摘要:基于MATLAB的对铅垂面内弹道设计的数值模拟仿真。
在给定的参数条件下设计合理的飞行方案并研究导弹在不同飞行状态下(爬升段、平飞段、俯冲段)攻角、速度等的变化及其飞行轨迹。
关键词:数值模拟、飞行轨迹、铅垂面。
The Design, Analysis and Solver of Vertical Plane TrajectoryTAN Wang-chun, LI Yu-zhi, LI Kun-you, CHEN Guo-yongAbstract: Design the vertical plane trajectory which based on MATLAB simulation. Under the conditions of the given parameters design the missile flight plan and study with the angle of attack, speed of change and its flight path at different flight conditions (climb segment, level flight segment, dive segment) .Keywords: Numerical simulation, Flight path, Vertical plane.导弹作为现代战争中最重要的武器之一一直备受重视。
导弹以它的精确制导打击目标和强大的破坏性能改变整个战场的格局给现代战争带来了深刻的影响。
导弹的运动以及控制是十分复杂的。
研究导弹的空间飞行状况首先应当研究导弹的弹道学方面的问题。
将导弹的运动看成质点的运动并且假定导弹的制导系统是完全理想的。
在导弹飞行的各个状态下导弹所受外力的和力矩为零。
因此,在质点上作用重力、推力、空气动力等,研究这些力和导弹的运动之间的关系,加上制导系统理想工作的约束关系式,就可以求出导弹质心的运动轨迹——弹道、飞行速度和过载等的参数。
通过这种方法我们可以简洁明了的了解导弹是如何运动的。
即使这样导弹的运动依旧是很复杂的,导弹在空间的运动有20个独立的方程来进行描述,由于知识和能力所限本文以掠海导弹为对象在上述假定条件下根据一些假定的空气动力学参数通过MATLAB进行数值模拟仿真描绘铅垂面内弹道的设计、解算与分析。
1.设计目标导弹在纵向平面内有明显的爬升段、平飞段、俯冲段和拉起改平段。
平飞段高度H=300m,俯冲拉起改平后,平飞高度为H=50m。
导弹的攻角在正负十度范围以内。
设计合理的纵向稳定与控制规律,使导弹按预先设计的方案飞行并使各段弹道平稳连接。
其中高平飞段的高度误差应小于±10m,低平飞段的高度误差应小于±5m。
导弹在低平飞段的某处,所有燃料耗尽,导弹仍需要按上述精度要求继续平飞,直到飞行速度低于200m/s。
在爬升段到高平飞段之间引入风场。
风场速度时刻与导弹速度方向相反,风力大小随机变化。
2.导弹数学模型的建立导弹无控时的运动方程如下:cos sin sin cos cos sin z z z z z z z cdV m P X mg dt d mV p Y mg dt d J M M dt d dt dx V dtdy V dtdmm dt ωααθθαθωαωϑωθθαϑθ⎧=--⎪⎪⎪=+-⎪⎪⎪=+⎪⎪⎪=⎨⎪=⎪⎪⎪=⎪⎪⎪=-⎪⎪=-⎩ (1) 上式中,v 、θ、x 、y 、m 、ϑ、ωz 、α、δz 分别为导弹的飞行速度,弹道倾角、射程和高度导弹的质量,导弹飞行时的俯仰角、俯仰角速度、攻角和升降舵的舵偏角。
上述方程刚好封闭可以求解。
在爬升段和平飞段按给定的弹道倾角飞行,为了使控制的高度更精确在俯冲段和拉起改平段按给定的高度飞行。
由此引入控制方程:θ∗={ θ0 t 0≤t ≤t 1θ0e −t−t 1K 1 t 1≤t ≤t 20 t 2≤t ≤t 31− e K 2(t−t 3) t 3≤t ≤t 4(2) y ∗={56y p e −K 3(t−t 4)+16y p t 4≤t ≤t 516y p t 5≤t (3) 启控时间t 0之前导弹无控飞行,启控一段时间以后导弹按给定弹道倾角方案飞行,t 4 时刻导弹按给定高度控制方案来进行俯冲阶段的飞行。
为了使目标各阶段平滑过渡给定高度导数和角速度反馈控制关系方程:δz ={ 0 0≤t ≤t 0K 4(θ−θ∗)+K 5dy dt +K 6ωz +δz0 t 0≤t ≤t 4K 4(y −y ∗)+K 5dy dt +K 6ωz +δz0 t 4≤t (4)在(1)中加入以上的控制关系方程增加了一个未知量的同时增加了一个方程所以方程组依旧封闭可以进行求解运算。
K 1~K 6是各个控制方程的系数,它通过对程序的不断调试,控制其余系数不变,改变某一系数进行编程的模拟仿真来观察此系数对攻角以及各阶段参数的影响进而调整该系数到合适的值。
各阶段参数:t 0=2.3s t 1=3s t 2=6s t 3=20s t 4=26s t 5=30.48s直线爬升段:(t 0~t 1)θ0=21.4°K 4=5 K 5=0 K 6=4爬升转平段:(t 1~t 2)K 1=1.3 K 4=3 K 5=0 K 6=1平转俯冲段:(t2~t3)K4=6K5=0K6=1 δz0=2°俯冲段:(t3~t4)K2=0.2 K4=0.2K5=0K6=0.2 δz0=2°俯冲转平段:(t4~t5)y p=300 K3=0.5 K4=0.1K5=0.15 K6=4平飞段:(t5以后)K4=0.6∗e0.001∗(y−50)K5=0.5K6=13.风场的引入导弹的飞行环境中风是时时刻刻都存在的,而且风对导弹的过载尤其是法向过载和侧向过载有很大的影响。
因此,在真实的飞行状况下风的影响在设计时是必须加以考虑的。
当导弹突然遇到与速度方向平行的风时,可以认为此时的迎角不变,而是导弹相对于大气的飞行速度增加了。
设水平风速为∆v,此时导弹的升力值为:Y=C y0Sρ2(v0+∆v)2(5)式中:C y为相应于初始迎角α0时导弹的升力系数:ρ为空气密度;S为弹翼面积;v0为导弹的飞行速度。
对于高速飞行的导弹,一般∆v<0.1v0,所以对导弹的法向过载影响不大,但是在导弹起飞时,因为导弹的飞行速度过低,风的影响就很大。
鉴于此我们设计的风场时刻与导弹的速度方向相反,其大小的变化量随机产生。
所以导弹的飞行可以近似认为是导弹的速度大小相对变化了一定的值。
由此我们将(5)式引入原来的控制模型中建立了导弹的有风场时运动的数学模型。
4.编程实现采用MATLAB进行编程实现。
由于龙格库塔方法计算精度比较高,自启动且易于进行编程实现。
我们采用它来进行积分计算。
取步长为0、02.初始控制条件如下:发射速度v0=20m/s,导弹初始俯仰角 ϑ0=30°,初始起飞质量m0=55kg,发射推力P=P(t),初始攻角α0=0,初始弹道倾角θ0=0。
5.图像分析通过MATLAB的编程数值模拟仿真我们分别绘制了无风情况和有风情况下导弹的飞行高度与时间关系的变化曲线,攻角与时间关系的变化曲线以及飞行速度与时间关系的变化曲线。
另外我们还分别绘制了无风场情况下的导弹整体运动的高度、攻角和速度与时间变化关系曲线以及导弹飞行轨迹曲线。
5.1无风场情况与有风场情况下各参数变化与时间关系直线爬升段:图(1)无风场时高度图(2)有风场时高度上图中明显可以看出两者的曲线形状类似比较光滑。
在有风场的情况下没有明显的震荡出现。
引入风场情况下的曲线上升明显比较快,在2.5s时引入风场下的导弹高度大约为143m而无风场情况下的导弹飞行高度为130m。
这是由于风场的引入使导弹飞行时的攻角增大,导弹上升速度有明显的加快。
图(3)无风场时攻角曲线图(4) 有风场时攻角曲线上图中明显可以看出2.3s前导弹在有风场和未引入风场的情况下飞行攻角曲线变化规律基本一致,攻角出现最大和最小值的时间基本一致。
但是在有风场干扰的情况下导弹的攻角明显增大。
无风场情况下导弹攻角最大值为2.7°。
有风场情况下导弹的攻角最大值为2.1°。
在2.3s以后导弹进入控制阶段,无风场情况下导弹攻角迅速增大使弹道倾角迅速达到要求值。
有风情况下攻角上升比较缓慢。
图(5)无风场时速度曲线图(6) 有风场时速度曲线上图中明显可以看出有风场和无风场情况下速度曲线变化基本一致。
说明沿速度方向的风值与导弹飞行速度相比比较小。
对导弹的飞行速度影响不大。
爬升转平段:图(7)无风场时高度曲线图(8) 有风场时高度曲线上图中明显可以看出两者整体高度变化情况基本一致没有明显的震荡。
引入风场情况下导弹的飞行高度在此阶段明显比未引入风场情况下高度大,无风场情况下导弹的最大飞行高度294.2m,有风场情况下导弹的最大飞行高度为297m。
图(9)无风场时攻角曲线图(10) 有风场时攻角曲线上图中明显可以看出两者整体攻角变化情况一致。
但是在引入风场以后导弹的攻角明显变化比较大。
未引入风场的情况下最大攻角为11°,引入攻角情况下最大攻角为17°。
图(11)无风场时速度曲线图(12) 有风场时速度曲线上图中明显可以看出两者整体速度变化情况一致。
但是在引入风场以后速度比未引入风场速度变化大一些。
未引入风场的情况下最小速度为238.8m/s,引入攻角情况下最小速度为234.2m/s。
平飞段:图(13)无风场时高度曲线图(14) 有风场时高度曲线上图中明显可以看出两者整体曲线变化情况一致。
引入风场后最大飞行高度有所增大。
图(15)无风场时攻角曲线图(16)有风场时攻角曲线上图中明显可以看出两者攻角改变频率非常大。
无风稳定情况下攻角变化在−3°~6°间,有风稳定情况下攻角明显比较收敛幅度变化在−2°~5°间。
图(17)无风场时速度曲线图(18) 有风场时速度曲线上图中明显可以看出有风场情况下导弹的速率变化比较大,有风情况下导弹的速度最大为249m/s,无风情况下导弹的最大速度为246m/s。
5.2无风情况下导弹的整体运动曲线图(19) 无风场时弹道曲线图(20)无风场时高度曲线图(21)无风场时速度曲线图(22)无风场时攻角曲线导弹在6.2s时达到最大高度h=295m,高平飞时最低高度为292m,高度误差满足要求。
地平飞段稳定飞行在高度h=47m,最低高度45.2m高度误差满足要求。
由图(20)中明显可以看见导弹的稳定飞行高度并不在300m,有一定的偏差,收敛没有低平飞段的结果好。