了差動(dòng)駝偏角擾動(dòng)Δ δ Υ 和角加速度擾動(dòng)，駝面差動(dòng)小擾動(dòng)產(chǎn)生的繞彈體系Xi軸的氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩為
[0078]
貨）
[0079] 設(shè)左駝和右駝駝面慣性力的法向分量變化量為fziY和fm，正方向均定義為沿Yi軸 正方向，則產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩為：
[0080]
按4)
[0081] 伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)處產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩為
[0082]
[0083] 前支點(diǎn)處產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩大小相等，方向相反；
[0084] 則滾轉(zhuǎn)通道彈性振動(dòng)方程中與駝面操縱有關(guān)的廣義力為
[008引其中Mkcs-滾轉(zhuǎn)通道的姿控噴管控制力矩；
[0089] Μγ--扭轉(zhuǎn)振型對應(yīng)的廣義質(zhì)量；
[0090] Q, (xhcs)-姿控噴管Χκα處的扭轉(zhuǎn)振型；
[0091] 最終推導(dǎo)得到飛行器滾轉(zhuǎn)通道彈性振動(dòng)方程為
[0096] 式中ηγ -滾轉(zhuǎn)通道控制駝面?zhèn)€數(shù)，送里指飛行器升降駝的個(gè)數(shù)；
[0097] ef、cf-右駝、左駝相對彈體軸Xi的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對差動(dòng)駝偏的導(dǎo)數(shù)；
[009引 \-升降駝質(zhì)必距彈體中必對稱面的距離；
[009引 &。、δ Y。一擾動(dòng)前的等效俯仰駝偏角、差動(dòng)駝偏角（rad);
[0100] Q, (xr)-駝軸位置Χκ處的扭轉(zhuǎn)振型；
[0101] Zh-伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)距彈體中必對稱面的距離；
[0102] Q, (xh)-后支點(diǎn)Xh處的扭轉(zhuǎn)振型；
[0103] Irh-升降駝支架到伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)的距離。
[0104] 本發(fā)明所取得的有益效果為：
[0105] 本發(fā)明針對某滑翔飛行器的特點(diǎn)，全面探討影響該飛行器彈性振動(dòng)的各種廣義 力，隨后根據(jù)小擾動(dòng)線性化假設(shè)、達(dá)朗伯原理和模態(tài)疊加等方法，建立滑翔飛行器的彈性振 動(dòng)方程，并推導(dǎo)出方程中各項(xiàng)系數(shù)的表達(dá)式，最終形成了一套適用范圍更廣、可應(yīng)用于后緣 控制駝滑翔飛行器的彈性運(yùn)動(dòng)建模方法。
[0106] 本發(fā)明應(yīng)用滑翔飛行器模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果，對推導(dǎo)出的彈性運(yùn)動(dòng)方程各項(xiàng)系數(shù)開展靈 敏度分析，總結(jié)規(guī)律，確定彈性振動(dòng)方程中各項(xiàng)系數(shù)的主要影響因素，為飛行器彈性運(yùn)動(dòng)方 程的建立和姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供支撐。
[0107] 本發(fā)明有效地保證了型號任務(wù)進(jìn)度，為滑翔飛行器的彈性運(yùn)動(dòng)建模和姿控系統(tǒng)設(shè) 計(jì)提供了有力支撐，為后續(xù)型號設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。
[0108] 本發(fā)明通過開展靈敏度分析，提高了對高超聲速飛行器彈性運(yùn)動(dòng)建模的認(rèn)識，確 定了彈性振動(dòng)方程中各項(xiàng)系數(shù)的主要影響因素；分析采用改進(jìn)方法計(jì)算的彈性方程式系數(shù) 與傳統(tǒng)方法計(jì)算結(jié)果的差異來源，明確了后緣駝的氣動(dòng)較鏈力矩項(xiàng)對彈性方程的影響。
【附圖說明】
[0109] 圖1為某后緣駝滑翔飛行器彈體坐標(biāo)系OiXAZi定義示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0110] 下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0111] 對于戰(zhàn)略導(dǎo)彈和運(yùn)載火箭，在研究和設(shè)計(jì)其姿態(tài)控制系統(tǒng)時(shí)，必須考慮彈體的彈 性變形影響。本發(fā)明所述后緣駝滑翔飛行器的彈性運(yùn)動(dòng)建模方法為：
[0112] (1)利用模態(tài)正交性可把彈體橫向自由振動(dòng)轉(zhuǎn)化為各個(gè)相互獨(dú)立的主振動(dòng)的疊 加；(2)根據(jù)線性小擾動(dòng)假設(shè)，在外力作用下，彈體的橫向振動(dòng)仍可近似用模態(tài)疊加來描 述，振型函數(shù)由彈體結(jié)構(gòu)特性（剛度和質(zhì)量分布）和彈體的邊界條件確定；(3)根據(jù)達(dá)朗伯 原理等方法建立振動(dòng)微分方程；(4)分析影響滑翔飛行器彈性振動(dòng)的外力；包括氣動(dòng)力，駝 面控制力，姿態(tài)噴管控制力W及駝面擺動(dòng)的慣性力等。
[0113] 在研究和設(shè)計(jì)運(yùn)載火箭等飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)時(shí)，必須考慮彈體的彈性變形影 響。利用模態(tài)正交性可把彈體橫向自由振動(dòng)轉(zhuǎn)化為各個(gè)相互獨(dú)立的主振動(dòng)的疊加。即設(shè)
[0114]
(31)
[011引 Wi佩即彈體彈性的第i次固有振型函數(shù)，Φ = [Wi佩，W2佩，…，W。佩]。qi(t) 為第i次固有振型對應(yīng)的廣義坐標(biāo)。
[0116] 根據(jù)達(dá)朗伯原理等方法可建立振動(dòng)微分方程為：
[0117]
(32)
[om] 把式（31)代入式魄），并前乘φΤ得
[011 引
（33)
[0120] 式中，Μρ = φΤΜΦ，Cp = Φ化Φ，Κρ = φΤΚΦ分別為廣義模態(tài)質(zhì)量矩陣、模態(tài)阻 尼矩陣和模態(tài)剛度矩陣，它們都為對角矩陣。Fp= 〇Tf為廣義力陣。
[0121] 式（33)可寫成
[0122]
(34)
[012引其中ω 1--第i次振型的固有頻率；
[0124] ξ 1-第i次振型的阻尼系數(shù)；
[0125] F,-對應(yīng)第i次振型的廣義力；
[0126] Ml-對應(yīng)第i次振型的廣義質(zhì)量。
[0127] 且有
[0130] 式中./;;(義）是沿彈體縱軸受到的外力在彈體坐標(biāo)系軸Yi上的投影；mOO是沿彈 體縱軸的彈體質(zhì)量分布；為飛行器縱軸總長度?！?、ξι和WiOO是系統(tǒng)的固有屬性，可 由數(shù)值方法求得并通過模態(tài)試驗(yàn)校驗(yàn)。
[0131] 下面W俯仰通道為例，討論式（35)中乂,（.ν.ι')的形式。首先，在彈體變形情況下， 氣動(dòng)力沿縱軸各點(diǎn)局部攻角不同，氣動(dòng)力須看作沿縱軸的分布力。除彈體氣動(dòng)力外，其它外 力都作用在彈體的某一位置上，是集中力。
[0132] 影響彈體分布?xì)鈩?dòng)力的飛行姿態(tài)擾動(dòng)包括攻角擾動(dòng)Δ α、俯仰角速度擾動(dòng)Δ病。 另外，駝偏角擾動(dòng)Μ,、角速度擾動(dòng)δ4及角加速度擾動(dòng)將引起駝面控制力、擺動(dòng)慣性 力等變化。姿控動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的啟用與關(guān)閉也將產(chǎn)生控制力擾動(dòng)。
[0133] 通常用D。和〇21分別表征與俯仰角速度擾動(dòng)Δ戶和攻角小擾動(dòng)Δ α成比例的廣 義氣動(dòng)力對第i次振型振動(dòng)的影響。根據(jù)廣義力定義和氣動(dòng)力計(jì)算方法可推導(dǎo)出Du和〇21 的表達(dá)式，列于式（7)和（8)。
[0136] 式中
飛行動(dòng)壓；V-飛行速度；
[0137] Sm--飛行器參考面積；
[0138] Ik-飛行器縱軸總長度；
[0139] C;一沿彈體縱軸分布的局部法向升力系數(shù)（單位；/° );
[0140] Xz-飛行器質(zhì)必距彈頭頂點(diǎn)的距離；
[0141] WiOO-X。處對應(yīng)的第i次振型。
[0142] 下面重點(diǎn)探討與駝面操縱機(jī)構(gòu)有關(guān)的廣義力。后緣升降駝局部坐標(biāo)系定 義為；〇κ為駝軸中必線與控制駝交點(diǎn)處，0Α平行彈體縱軸指向前，0Λ平行彈體坐標(biāo)系Yi 軸指向上，〇?而沿駝軸中必線，方向由右手法則確定。假設(shè)該升降駝偏角為矣，對單個(gè)駝受 力進(jìn)行分析。
[0143] ①駝面氣動(dòng)力和力矩
[0144] 對小擾動(dòng)進(jìn)行線性化，假設(shè)擾動(dòng)前的駝偏角為么，，即
[0145]
C39)
[0146] 則駝偏小擾動(dòng)產(chǎn)生的氣動(dòng)力在Yi軸方向的投影為
[0147]
(40)
[014引相應(yīng)的氣動(dòng)力矩變化量為
[0149]
巧1)
[0150] 其中巧一單個(gè)升降駝法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)（/D );
[0151] Cf"-單個(gè)升降駝繞而軸的氣動(dòng)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)（/° )，所有氣動(dòng)系數(shù)均沿局部 坐標(biāo)系各軸正方向定義。
[0152] ②駝面慣性力和力矩
[0153] 駝面質(zhì)必處的慣性力與彈道軸向過載Πχ、法向過載η, W及駝偏角速度4、角加速 度^有關(guān)，將慣性力分解到〇κΥκ軸和〇品?軸兩個(gè)方向上。
[0154] 忽略二階小量，得駝偏小擾動(dòng)產(chǎn)生的慣性力在Yi軸方向的投影為
[0155]
(42)
[0156] 相應(yīng)的慣性力矩變化量
[0157]
(43)
[0158] 式中m,-單個(gè)升