降駝質(zhì)量；
[0159] 1,-升降駝質(zhì)必到駝?shì)S的距離；
[0160] Jk-單個(gè)升降駝相對(duì)于駝?shì)S的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。
[0161] ⑨伺服機(jī)構(gòu)與駝系統(tǒng)的支反力
[0162] 值得注意的是，當(dāng)XX飛行器升降駝采用直線式機(jī)電伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)時(shí)，升降駝?shì)S處 受到的扭矩是通過(guò)搖臂與伺服機(jī)構(gòu)作用力產(chǎn)生的力矩來(lái)平衡。此時(shí)駝面受到的外力矩 對(duì)控制艙后艙體產(chǎn)生的作用力Fh在Yi軸方向的投影為
[0163]
(44)
[0164] 其中，U-升降駝支架到伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)的距離。
[0165] 則駝偏小擾動(dòng)產(chǎn)生的后支點(diǎn)作用力在Yi軸方向的投影為
[016 引
（45)
[0167] 升降駝支架處艙體受到的作用力在Yi方向的投影與fhY大小相等，方向相反。
[0168] ④與駝偏有關(guān)的方程式系數(shù)
[0169] 式（40)、（42)和（45)給出了駝偏小擾動(dòng)引起的作用于彈上的外力在Yi軸上的投 影，送些外力均是集中力，忽略差動(dòng)駝偏角影響時(shí)，代入公式（35)得廣義力為
[0170]
[0171]
[0172] 式中-升降駝的個(gè)數(shù)。
[0173] 若考慮初始差動(dòng)駝偏角Sy。影響，即右駝和左駝的駝偏角δ 1和δζ為
[0174]
[0175] 推導(dǎo)得相應(yīng)的方程式系數(shù)（考慮初始差動(dòng)駝偏咬。影響）為
[0176]
[017引對(duì)于XX飛行器，俯仰通道的控制除了升降駝，通常還有姿控動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)。假設(shè)俯 仰通道姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力為(沿Yi軸方向的投影），則式（22)中相應(yīng)的有
[0179]
阿）
[0180] 當(dāng)俯仰通道姿控噴管產(chǎn)生的控制力在飛行器體坐標(biāo)系內(nèi)為正時(shí)，Δ δ 取+1，反 之Δ δζκ取一1，俯仰噴管不工作時(shí)Δ δζκ取0。
[0181] 綜合上述與小擾動(dòng)有關(guān)的廣義力項(xiàng)，則俯仰通道的彈性振動(dòng)方程為 [018?!
[0183] 偏航通道XX飛行器的控制通常是通過(guò)方向駝和姿控噴管，因此其偏航通道擾動(dòng) 運(yùn)動(dòng)方程與俯仰類似，形式同公式巧2)，只是其中的飛行姿態(tài)擾動(dòng)換成了偏航角速度擾動(dòng) ，側(cè)滑角擾動(dòng)Δ目、方向駝偏角擾動(dòng)Δ δ W和角加速度擾動(dòng)4?。
[0184] 滾轉(zhuǎn)通道彈性運(yùn)動(dòng)建模方法與俯仰通道類似，只是其飛行姿態(tài)擾動(dòng)換成了差動(dòng)駝 偏角擾動(dòng)Δ δ Y和角加速度擾動(dòng)Δ^。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
[0185]
(教)
[0186] 設(shè)左駝和右駝駝面慣性力的法向分量變化量為fziY和fiiY (正方向均定義為沿Yi 軸正方向），則產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩為
[0187]
。4)
[018引伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)處產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩為
[0189]
[0190] 前支點(diǎn)處產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩大小相等，方向相反。
[0191] 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
[0195] 其中Mkcs-滾轉(zhuǎn)通道的姿控噴管控制力矩；
[0196] Μγ-扭轉(zhuǎn)振型對(duì)應(yīng)的廣義質(zhì)量；
[0197] Q, (xrcs)--姿控噴管Xkcs處的扭轉(zhuǎn)振型。
[019引最終推導(dǎo)得到飛行器滾轉(zhuǎn)通道彈性振動(dòng)方程為
[019 引
（58)
[0200] 其中與駝面操縱機(jī)構(gòu)有關(guān)的方程式系數(shù)：
[0201]
[0203] 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)；
[0204] 巧、巧i -右駝、左駝相對(duì)彈體軸XI的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)差動(dòng)駝偏的導(dǎo)數(shù)；
[0205] Zr-升降駝質(zhì)必距彈體中必對(duì)稱面的距離；
[020引各挪、5;,''--擾動(dòng)前的等效俯仰駝偏角、差動(dòng)駝偏角（rad);
[0207] Qy (?)-駝?shì)S位置Χκ處的扭轉(zhuǎn)振型；
[020引 Zh-伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)距彈體中必對(duì)稱面的距離；
[0209] Qy 〇〇 -后支點(diǎn)Xh處的扭轉(zhuǎn)振型；
[0210] Irh-升降駝支架到伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)的距離。
[0211] 建模方法總結(jié)：
[0212] 下面W俯仰通道為例概要給出對(duì)后緣控制駝滑翔飛行器彈性運(yùn)動(dòng)建模方法的研 究成果。推導(dǎo)得到的彈體俯仰通道彈性運(yùn)動(dòng)方程見(jiàn)式（31):
[0213] 推導(dǎo)得到的彈體俯仰通道彈性運(yùn)動(dòng)方程見(jiàn)式（31):
[0214]
[0引引式中Qi--第i次振型的廣義坐標(biāo)（m);
[0216] ξι-第i次振型的阻尼系數(shù)；
[0217] "1-第i次振型的固有頻率（rad/s);
[021引Dii-飛行器俯仰（偏航）方向角速度對(duì)俯仰（偏航）第i階振型的影響系數(shù) (m/s);
[021引 Δ夢(mèng)一飛行器（等效剛體縱軸）俯仰角速度的小擾動(dòng)量（rad/s);
[0220] 〇21-飛行器攻角（側(cè)滑角）對(duì)俯仰（偏航）方向第i階振型的影響系數(shù)（m/s2);
[0221] Δα -飛行器（等效剛體縱軸）攻角的小擾動(dòng)量（rad);
[022引 -升降駝（方向駝）對(duì)稱駝偏角對(duì)俯仰（偏航）第i階振型的影響系數(shù)（m/ s2);
[0223] 、、--升降駝俯仰通道對(duì)稱駝偏角的小擾動(dòng)量（rad);
[0224] 巧--升降駝（方向駝）駝偏角加速度對(duì)俯仰（偏航）方向第i階振型的影響 系數(shù)（m);
[022引03ι_ζκ-姿控噴管操縱力對(duì)俯仰（偏航）方向第i階振型的影響系數(shù)（m/s2);
[0226] Δ δ ζκ-當(dāng)俯仰（偏航）通道姿控噴管產(chǎn)生的控制力在飛行器體坐標(biāo)系內(nèi)為正 時(shí)，Δ δ ZK取+1 ;反之取一1 ;俯仰（偏航）噴管不工作時(shí)取為0。
[0227] 經(jīng)推導(dǎo)，本文探討的飛行器其俯仰方向運(yùn)動(dòng)方程式系數(shù)計(jì)算公式見(jiàn)式（32)至 (36)：
[022引
[023引式中q--速度頭（^只戶，單位化)，P :當(dāng)?shù)乜諝饷芏?，V:飛行器空速（m/s); [0234] Sm-飛行器參考面積（m2);
[02對(duì) Wi (X)-飛行器俯仰（偏航）方向第i階X處的振型；
[0236] Ml-飛行器第i次振型的廣義質(zhì)量化g)，
[0237] C；{x)一飛行器部段法向力系數(shù)對(duì)攻角的導(dǎo)數(shù)（/° )
;
[023引 xz-飛行器質(zhì)必距彈頭頂點(diǎn)的距離（m);
[0239] %--升降駝的個(gè)數(shù)，本文中討論的飛行器巧/> = 2 ;
[0240] 巧、巧一單個(gè)升降駝（左駝、右駝）法向力系數(shù)對(duì)駝偏角的導(dǎo)數(shù)（/D );
[0241] 巧、巧-單個(gè)升降駝（左駝、右駝）繞駝?shì)S的氣動(dòng)力矩系數(shù)對(duì)駝偏角的導(dǎo)數(shù) (/。）；
[0242] X,-升降駝駝?shì)S到彈頭頂點(diǎn)的距離（m);
[0243] Ik-飛行器參考長(zhǎng)度（m);
[0244] niR-單個(gè)升降駝質(zhì)量化g);
[0245] Ik-升降駝質(zhì)必到駝?shì)S的距離（m);
[0246] g--當(dāng)?shù)刂亓铀俣龋╩/s2);
[0247] η,-飛行器軸向過(guò)載系數(shù)；
[024引 η,-飛行器法向過(guò)載系數(shù)；
[0249] 5抑、δ；"一擾動(dòng)前的升降駝等效俯仰駝偏角、差動(dòng)駝偏角（rad);
[0巧0] Xh-伺服機(jī)構(gòu)后支點(diǎn)到彈頭頂點(diǎn)的距離（m);
[0251] Jk-單個(gè)升降駝繞駝?shì)S的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量化g · m2);
[0巧2] χζκ-姿控噴管到彈頭頂點(diǎn)的距離（m);
[0巧引 fzK-俯仰（偏航）通道姿控噴管操縱力㈱。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種后緣舵滑翔飛行器的彈性運(yùn)動(dòng)建模方法，其特征在于：包括如下步驟：（1)利用 模態(tài)正交性把彈體橫向自由振