专题报告--滑翔制导航弹气动弹道与分析改(2003)
一种气动武器的内弹道模型和发射参数分析
（ Ｓ ｃ ｈ ｏ ｏ ｌ ｏ ｆ Ｍ ｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ， Ｎ ａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ， Ｎ ｎ ａ ｊ ｉ ｎ ｇ ２ １ ０ ０ ９ ４ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
ｔ ｈ ｅ ｓ ｍ ａ ｌ ｌ ｅ ｒ ｇ ａ ｓ ｃ ｈ ａ ｍ ｂ ｅ ｒ ， ｐ ｉ ｓ ｔ ｏ ｎ ｍ ａ ｓ ｓ ａ ｎ ｄ ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｒ ｅ ｌ ｅ ａ ｓ ｅ ｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｕ ｒ ｅ ， ｈ ａ ｖ ｉ ｎ ｇ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｃ ｉ ｔ ｙ ． Ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｓ ｈ ｏ ｗ ｔ ｈ ａ ｔ ｔ ｈ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｃ ｒ ｏ ｓ ｓ － ｓ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ａ ｒ ｅ ａ ｏ ｆ ｇ ａ ｓ ｃ ｈ ａ ｍ ｂ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｒ ｅ ｌ ｉ ｅ ｖ ｅ
一
０ 引言
随着 气 动发 射技 术 的 发展 ， 出现 了各 种 利用 高
些特殊场合的需求 ， 如无人值守的遥控武器站 、 空 间站或 卫星 等 。
Ｖｏ １ ．４ ０． Ｎｏ ． ９
Ｓｅ ｐ， ２ ０１ ６
火 力 与 指 挥 控 制
Ｆ ｉ ｒ ｅ Ｃｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ＆Ｃ ｏ ｍｍａ ｎ ｄ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ
第４ Ｏ卷
第 ９期
２ ０ １ ５年 ９月
文章编号 ： １ ０ ０ ２ — ０ ６ ４ ０ 【 ２ ０ １ ５ ） ０ ９ — ０ １ ７ ６ — ０ ４
导弹飞行力学
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。
飞机气动设计分析报告
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
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
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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制导炮弹大攻角范围气动特性的计算分析
１ ３
Ｃ ＝ ［ ｓ ｏｉｏ Ｏ ＋ｓ Ⅳ Ｃｖ ｓｎｔ Ｓ ０ ｏ Ｃ ｉ ｎ
（） ２
其 中 ： Ｃ 棚］ ［ 是零攻角 下翼 的法 向力系数 导数 ； 是 暴露 ｓ 翼 的面积。Ｃ 值在亚音速和超 音速下上 限分别限制 在 １２ ．
１ ）
≤４ ， 为附着流型 。边界层薄且 贴体 ， 。称 外流场 用
位流描述 ， 升力随攻角呈线性 变化 。 ２ ＜ ≤２ ， 当攻 角增大 ， 小 于头部半 顶角 ０ ）４ 即 但 的两倍时 ， 背风面附着层分离 ， 形成一对 对称 涡 ， 力随攻 角 升
呈 非 线 性 变化 ， 图 １ 示 。 如 所
中图 分 类 号 ：Ｊ １ ． ６ Ｔ４ ３ 文 献 标 识 码 ： Ａ 文章 编 号 ：０ ６— ７７ ２ １ ） ６— ０ ２— ４ １０ ０ ０ （ ０２ ０ ０ １ ０
制导炮弹是一种高 新技术炮弹 ， 与一般 炮弹 的差 别 主要 是弹丸上装有制导 系统 和可供 驱 动 的弹翼 或尾 舵等空 气 动 力装 置。制导系统使炮 弹有 了更高 的射 击精度 ， 弹翼 或尾舵
３ ＜ ≤６ 出现定常 非对称 涡 ， 图 ２所 示 ， ）２ ０， 如 左 右两侧漩 涡发 展到一定的轴 向长度 后撕裂 ， 因而左 右分 离涡 交替形成 ， 在弹体横剖 面上 ， 呈卡 门涡街 排列 ， 出现侧 力 。 ４ ０ ≤９ 。 出现非定 常涡迹 ， 生随机侧力 。 ）６ ＜ ０， 产
收 稿 日期 ：０ ２—０ ２１ ３—０ ３
作者简 介 ： 占龙 （９ ８ ） 男 ， 赵 １８ 一 ， 硕士研究生 ， 主要从事弹箭非线性气动 特性研究 。
基于气动性能分析的高超声速滑翔飞行器轨迹估计
第６期
程云鹏，等：基于气动性能分析的高超声速滑翔飞行器轨迹估计
种方法依赖目标机动控制量的统计规律等先验信
息，这在实际应用中很难获得。 另外一类是将气动
· １１０３·
１ 高超声速滑翔目标气动性能分析
系数或控制量作为扩展状态进行估计，过程噪声被
外，基于 ＴＢＧ 项目的技术成果转化和集成，２０１８ 年
新启动了空射快速响应武器（ ＡＲＲＷ） 项目，着力于
先期部件研制和样机开发 ［２］ 。 在战略助推 － 滑翔高
超声速武器方面，美国“ 先进高超声速武器” ＡＨＷ
项目（ 射程超过 ６ ０００ ｋｍ） 发展迅速
［３］
，２０１４ 年后将
其由一种陆基发射弹道导弹系统转为海基潜射发射
段甚至可以达到 ８０ｇ ～ １００ｇ
［５］
，导致其轨迹复杂多
变，难以进行估计和预测。 在进行轨迹跟踪和估计
相关模型 ［７］ 、匀速转弯模型 ［８］ 、半马尔可夫模型 ［９］
和 Ｊｅｒｋ 模型 ［１０］ 等机动目标模型，可以统称为目标估
现简单、响应快，但是这类模型不能准确描述高速高
机动目标的运动机理，也不能表征高超声速滑翔飞
目标三维模型，但是为了对目标气动特性进行定量
分析，采用二次曲线法 ［１９］ 对类 ＨＴＶ⁃２ 高超声速滑
翔目标进行参数化建模，并对参数化三维模型进行
气动计算，进而得到不同飞行条件下的气动性能，为
目标状态估计研究提供先验知识。 飞行器的参数化
建模三维效果如图 １ 所示。
计。 文献［１８］ 采用容积卡尔曼滤波方法对机动目
目标所受的气动力直接影响飞行器的运动状
高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计
（6）
式中 LVf 表示指定航程；Hf 为终端高度；λf 和ψf 分别 为终端目标的经度和纬度；θf 为指定终端路径角；Vf 为终端速度。
为满足末制导阶段初始条件，需要对滑翔飞行的
终端高度和速度进行约束，本文假设高度约束为 35 km 以上，速度约束为 3 km/s。 1.3.3 路径约束
a）物理量约束。
收稿日期：2016-07-08；修回日期：2017-01-10 作者简介：刘晓慧（1991-），女，硕士研究生，主要研究方向为高超声速飞行器总体技术
第2期
刘晓慧等 高超声速飞行器多约束再入滑翔机动弹道优化设计
7
在实际任务中，飞行器往往需要经过特定任务路 径点并顺利避开敌方拦截或勿入区域。因此，除了典 型的热流密度、气动过载、动压、终端条件等约束外， 还要考虑路径点和禁飞区约束，这给传统的 GPM 求解 带来一定难度：
D 为飞行器气动阻力，D = 0.5ρV2SmCD；L 为飞行器气动 升力，L = 0.5ρV2SmCL；Sm 为飞行器参考面积，Sm = 0.48 m2； θ 为飞行路径角；ϕ 为飞行航向角（定义从北向南顺时
针方向为正）；β 为飞行倾侧角；λ和ψ 分别为地球经度
和纬度；H 为飞行高度；Re 为标准地球平均半径， Re = 6 478 km；r 为飞行器到地心的径向距离，r = H+Re；
载，nmax = 4g；qmax 为最大动压，qmax = 40 kPa。
b）路径点约束。
设飞行器在时刻 ti 到达第 i 个路径点时的坐标为
（x(ti), y(ti)），指定路径点的坐标为（xi, yi），则约束方程 为[11]
N
(x(ti ), ti
i=1,2,",I
4讲--空气弹道特性
v =v v >v
dt
v >v
（4）除了上述一般情况，速度沿全弹道变化也可能出现下述种情况
① 对于射程较大的火炮，可能在弹道降弧段出现Vmin后再出现速 度的极大值Vmax。 ② 对于弹道系数大而速度小的物体，如空投炸弹，用降落伞空投 人员或装备，在通过速度最小值点后，由于落下角度θ = π / 2 H(y)≈1，会出现CH(y)F(v)=g的可能性，因而会出现极限速度 Vj的情况。
uu r ur ur （3）过顶点后，θ变为负， s i n θ 指向与a x 相反， s i n θ 的绝对值随时 g g uu u v v dv = 0 ，速度最小Vmin。 间t↑而增大，在某时间达到 ax = g sin θ ，出现 dt u v uu v dv > 0 ，v↑。 g sin θ > ax ，出现 此后，
v = v(C , v0 ,θ 0 , t )
θ = θ (C , v0 ,θ 0 , t )
x = x(C , v0 , θ 0 , t )
y = y (C , v0 , θ 0 , t )
对于高射火炮，可用数值计算编制以C、V0、θ0和t四个变量的x、y、 v的外弹道射表。
对于地炮，常常只需要知道顶点s及落点c诸元即可。对于落点，可 以利用t=T时，y=yc=0的特点，可知：
0
→
∞
引入西亚切解法——解决小射角的步兵武器和反坦克武器 引入西亚切解法——解决小射角的步兵武器和反坦克武器 —— 等的低伸弹道的问题
§ 2.5.1 用西亚切主要函数计算弹道诸元
滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真
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。
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滑翔制导航弹气动弹道与分析1.概念航空炸弹简称为航弹，俗称炸弹，它是从航空器上投掷的一种爆炸性武器，是轰炸机和战斗轰炸机，攻击机携带的主要武器之一。
航空炸弹常被戏称为“铁疙瘩”，一方面指航弹外壳通常由铸铁铸钢制成，另一方面恐怕是指普通自由落体炸弹与如今铺天盖地的精确打击武器相比，颇让人有一种呆板迟滞的感觉。
世界各国轰炸机、战斗机等作战飞机都装备了航空炸弹。
制导航空炸弹──制导航空炸弹通常称为制导炸弹，又称可控炸弹，它是投放后能对其弹道进行控制并导向目标的航空炸弹。
制导炸弹是在普通航弹的基础上增加制导装置而成的，增大了起稳定性的尾翼翼面，一般没有推进系统或仅装有小动力推进系统。
虽然它的射程较近，机动能力有限，但结构简单造价低。
最早的制导炸弹可以说是空对地导弹的起源。
2.工作原理弹翼是现代航弹重要的组成部分。
弹翼通常指安装在弹尾的尾翼，用于稳定航空炸弹下落时的飞行状态，确保航弹以正确姿态命中目标，通常不提供升力、控制力；但是对于制导炸弹而言，滑翔弹翼组件却很重要，因为要通过提供升力和控制力来达到增程和制导的目的。
弹翼还可以阻止炸弹自身旋转，从而提高精度。
有的航弹没有弹翼。
尾翼的结构、片数、形状和面积按气动力学设计，二战时不少航弹的尾翼是较复杂的圆筒状结构，甚至是双圆筒结构，翼片多达十几片，有的还分主副翼。
种种复杂设计都是为了保证弹道稳定，提高命中精度。
随着低阻航弹的崛起，弹翼也逐渐改为小面积后掠薄翼片，固定在弹尾模块的表面，能迅速拆装。
通常弹翼采用与弹体类似的金属材料制造，但也有使用塑料等轻质材料制造的（适用于重量轻的航弹或子母弹的子弹），不过使用塑料就必须考虑低温发脆等问题3.种类航弹从外形上可大致分为低阻力和高阻力两种。
低阻航弹具有流线的纺锤外形，或呈球端圆柱体，弹翼小而后掠，适合高速的战斗机、攻击机携带。
高阻航弹（如俄制ФАБ－М５４系列、我国２５０－１型等）外形粗钝，空气阻力大，不适合高速飞机外挂。
低阻航弹在同等速度下的阻力，一般为同重量级高阻航弹的几分之一，乃至１／１０。
但高阻航弹能充分利用机体内部炸弹舱的容积，仍有较大实用价值。
应当指出的是，高阻航弹一般比同一重量级的低阻航弹要更重（指实重），装药更多，威力更大。
有意思的是，从资料图片上看，俄军的高速飞机（像苏－２４）也常携带高阻航弹。
美军的普通航弹已实现全面的低阻化。
我国还将部分航弹划分为中阻航弹，顾名思义是阻力在高低两者之间。
4. 国内外研究的进展与发展趋势在航弹低空投掷及制导化的技术浪潮中，先后诞生减速弹翼、起旋弹翼、滑翔弹翼等特殊的弹翼。
减速弹翼能减慢炸弹下落速度，从而保证投弹飞机在以５０米甚至２０米高度进行超低空突防时，能有足够的时间完成投弹、脱离等动作，而不为自己投下的炸弹所伤，同时保证炸弹尽可能以垂直姿态命中目标。
美国Ｍｋ１５弹翼组件是典型的减速弹翼，平时折叠在Ｍｋ８２炸弹弹体后半部分，投下后四片弹翼像雨伞一样撑开，借助空气阻力减缓炸弹下落速度。
目前航弹尾翼一般设计为模块化组件，可以根据使用环境更换合适的尾翼组件。
某些炸弹甚至可以让飞行员通过外挂管理系统设置减速尾翼组件工作模式，令减速炸弹在高空投掷时不张开尾翼，以免大幅增加投弹误差。
通过联动保险装置，还可以保证如果弹翼没打开，炸弹就不起爆，避免炸伤投弹飞机。
我国又把携带减速弹翼的低阻航弹称为“低空弹”，当年研制２５０－３低阻航弹时就是先设计了“低阻弹”，再设计出了低空尾部部件，使得２５０－３进一步成为了“低空弹”。
除了减速尾翼外，现代航弹还使用了减速伞和减速气囊。
在伊拉克电视新闻中，伊军曾高举美军航弹的减速伞欢呼雀跃。
减速伞是加装在弹尾上、用于减速的小降落伞。
在一些航弹上，要靠一个较小的引导伞拉出较大的主减速伞。
伞又有十字形、旋转形等多种样式。
减速气囊像一个开口很小的袋子，炸弹下落时释放出气囊，气流从气囊四个角上的开口处冲进气囊内部，气囊增大进而增阻减速。
有的气囊使用火药燃气完成吹鼓的工作。
减速气囊和减速伞也可以设计成飞行员可控制，高空投弹时无需开启。
典型的减速气囊包括美军ＢＳＵ－８５气囊弹尾组件等。
减速气囊和减速伞的制造工艺，比减速尾翼要简单。
更重要的是它们受横风的干扰小，因此对精度影响较小。
同时，气囊和伞展开时占据的空间较小，因此对投弹高度、连续投弹间隔等方面的限制更少一些。
起旋弹翼常见于子母炸弹的子弹，其用途是驱使弹体高速旋转借以解脱引信保险。
有的子弹利用弹体刻槽、凸肋乃至不对称的弹体起到同样作用。
5.当前研究热点为了适应现代作战的需要，航空炸弹越来越多地采用小动力或滑翔技术，以增大战术空间；采用低空炸弹，以提高突防效果；采用各种制导方式，以提高直接命中精度和全天候作战能力；采用高能炸药，以提高杀伤威力等。
6.弹道方案与控制方法的研究（1）助推一滑翔增程弹弹道优化( 南京理工大学能源与动力工程学院。
江苏南京210094 修观，王良明) 摘要：研究在给定射程条件下的火箭助推滑翔增程弹最短飞行时间弹道优化问题，为提高作战效能，提出建立纵向平面内弹道优化模型。
最短时间弹道优化模型以射角、助推火箭点火时刻、滑翔攻角为优化变量，并考虑了优化变量的约束。
以射程为自变量而不再以时间为自变量，以便采用序列二次规划法作为其优化箅法。
以某型火箭助推滑翔增程弹为对象进行数值仿真，结果表明，优化的滑翔攻角曲线平滑，滑翔弹道平直。
在给定射程条件下最短飞行时间可作为实际作战中的方案弹道，实现对地面固定目标的快速打击，为弹道优化提供r依据。
关键词：滑翔增程弹；弹道优化；最短飞行时间弹道；序列二次规划；数值仿真综上分析，可得如下结论：1)本文建立的火箭助推滑翔增程弹弹道优化模型，符合其弹道的具体情况，也便于弹道优化计算和弹道特性分析。
2)最短飞行时间弹道优化以射程为自变量，以便采用序列二次规划法作为优化算法。
且采用序列二次规划法处理此类弹箭的复杂多约束弹道优化问题行之有效。
3)满足给定约束条件下，最短飞行时间弹道的滑翔攻角曲线平滑，滑翔弹道平直，滑翔飞行过程中弹丸速度平缓减小。
4)本文优化得到的最短飞行时间弹道，可作为一种方案弹道，是滑翔增程弹快速打击地面固定目标。
（2）滑翔增程弹弹道特性分析（南京理工大学动力工程学院，江苏南京2 009 ；2 中国船舶信息中心，北京000 5 史金光，王中原，易文俊，王枫）摘要：滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术。
阐述了滑翔增程弹的飞行过程，按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段，并分别建立了各段的弹道模型；研究了整个飞行弹道的特性，得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的，在降弧段上则出现了较大的差别；在滚控段采用“小步走”的控制策略，在滑控段采用开环控制。
仿真计算表明：控制方法可行，计算结果与设计思想一致，对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。
关键词：流体力学；滑翔增程弹；飞行弹道；弹道特性结论本文就某前舵、中舵式（鸭式布局）滑翔增程弹，按其飞行过程将整个飞行弹道分为3 段，并分别建立了各段的弹道模型；研究了整个飞行弹道的特性，得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的，在降弧段上则出现了较大的差别；在滚控段采用“小步走”的控制策略，即按照弹体姿态处于空间不同方位，实时调节中舵按不同的舵偏角实施差动控制，最终使得弹体在正常姿态的小范围内摆动；在滑控段采用开环控制，使得前舵舵偏角按照预先设定的舵偏角作用，将炮弹滑翔到一定的距离。
仿真计算结果与设计思想是一致的，因此文中的一些想法和所得结果对滑翔炮弹的弹道设计与分析具有一定的参考意义。
（3）（4）防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导(西北工业大学自动化学院，陕西西安710072 侯明善)摘要：研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。
为避免采用两点边界值计算带来的复杂性，以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。
最优攻角满足非线性方程，需要采用叠代方法求解。
为方便工程应用，给出了简化的最优攻角直接计算方法，并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。
仿真结果表明，本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能，滑翔末端高度得到较大增加，而速度减少不大。
关键词：飞行器控制、导航技术、制导与控制；制导炸弹；滑翔；能量最省；最优控制结论本文通过适当近似给出了垂直面能量最省滑翔制导问题的稳态解析解，算法计算简单。
基于某滑翔弹实际气动参数进行仿真证明其效果良好，研究结果对于分析制导炸弹飞行控制系统性能及其滑翔飞行特性，进行滑翔飞行方案制定、控制系统设计具有参考价值。
本文研究结果适用于亚音速正常式气动布局滑翔弹垂直面滑翔段中制导初步设计、弹道规划和性能初步分析使用，特别是最优攻角需要根据具体弹型的气动参数依据(12)式或(13)式计算，而简化 (14)式和(16)式并不具有普遍应用意义。
（5）滑翔增程弹制导与控制系统设计(南京理工大学能源与动力工程学院，江苏南京210094 王旭刚，王中原，史金光) 摘要：为控制滑翔增程弹精确跟踪方案弹道及提高落点精度，设计了制导控制系统。
基于高度控制原理，设计了鲁棒变结构控制器，实现弹体对方案弹道的精确跟踪；为提高落点精度，在炮弹跟踪方案弹道靠近目标点的时候，采用比例寻的导引律来引导炮弹向落点逼近。
根据力矩平衡假设和重力作用，将过载指令转换为舵面偏角指令，设计了开环自动驾驶仪，并采用相位超前角来降低舵系统跟踪误差。
六自由度仿真表明，所设计的制导控制方案能够引导制导炮弹跟踪方案弹道，且终端落点误差小于1 m，满足制导控制系统要求。
关键词：滑翔增程弹；制导；控制；方案弹道结束语文中主要研究了滑翔增程弹制导控制系统设计方法。
为了保证在各种干扰存在情况下，炮弹能够沿着方案弹道飞行，设计了基于高度控制的鲁棒变结构控制器来引导滑翔增程弹跟踪方案弹道。
为提高落点精度，在炮弹跟踪方案弹道靠近目标点时，采用定点寻的导引律来引导炮弹向落点逼近。
考虑到制导炮弹的稳定性及降低成本的需要，采用开环自动驾驶仪，根据力矩平衡假设，并考虑重力影响，将过载指令转换为舵面偏角指令。
六自由度仿真表明，所设计的制导控制方案能够引导制导炮弹跟踪方案弹道，且终端落点精度小于1 m，舵面偏角合理。
通过研究发现，虽然制导炮弹采用开环控制能够满足制导精度，但由于没有改变弹体阻尼，所以弹体在飞行过程中的摆动攻角超调量较大，不利于弹体的稳定，后继工作重点是研究制导控制算法，降低攻角超调，提高飞行过程中的弹体稳定性。
（6）滑翔增程制导航弹气动外形设计(北京理工大学宇航学院，北京100081 雷娟棉，吴甲生)摘要：为了提高制导航弹的射程，在滑翔增程技术研究基础上提出了远程卫星制导炸弹的气动布局方案，即采取大展弦比上弹翼、“×”形全动尾舵的正常式气动布局，通过计算选择了外形参数．对所提出的外形方案进行了风洞测力实验．实验条件为：滚转角9一o(弹翼水平，尾翼呈“×”形)，22．5。