動轉化為各個相互獨立的主振動的疊加；（2)根據(jù)線性小擾 動假設，在外力作用下，彈體的橫向振動用模態(tài)疊加來描述，振型函數(shù)由彈體剛度和質量分 布、彈體的邊界條件確定；(3)根據(jù)達朗伯原理建立振動微分方程；(4)分析影響滑翔飛行 器彈性振動的外力：包括氣動力，舵面控制力，姿態(tài)噴管控制力以及舵面擺動的慣性力。2. 根據(jù)權利要求1所述的后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，其特征在于：所述 的步驟（1)具體為：利用模態(tài)正交性把彈體橫向自由振動轉化為各個相互獨立的主振動的 疊加，即設P) I⑴即彈體彈性的第i次固有振型函數(shù)，Φ = W⑴，WJX)，…，Wn⑴]，qi(t)為第i 次固有振型對應的廣義坐標。3. 根據(jù)權利要求2所述的后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，其特征在于：所述 的步驟（3)具體為：根據(jù)達朗伯原理建立振動微分方程為：..,… (2) 把式（1)代入式（2)，并前乘〇1尋(3) 式中，Μρ = ΦΤΜΦ，Cp = Φ?Φ，Κρ = ΦΤΚΦ分別為廣義模態(tài)質量矩陣、模態(tài)阻尼矩 陣和模態(tài)剛度矩陣，都為對角矩陣，F(xiàn)p = Φτ?·為廣義力陣， 式⑶寫成(4) 其中ωι--第i次振型的固有頻率； ξ,--第i次振型的阻尼系數(shù)； F,--對應第i次振型的廣義力； M,--對應第i次振型的廣義質量； 且有式中是沿彈體縱軸受到的外力在彈體坐標系軸t上的投影；m(X)是沿彈體縱 軸的彈體質量分布；1K為飛行器縱軸總長度ξ 1和11(幻是系統(tǒng)的固有屬性，由數(shù)值方 法求得并通過模態(tài)試驗校驗。4. 根據(jù)權利要求3所述的后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，其特征在于：所述 的步驟（4)具體為：對于俯仰通道，在彈體變形情況下，氣動力沿縱軸各點局部攻角不同， 氣動力須看作沿縱軸的分布力，除彈體氣動力外，其它外力都作用在彈體的某一位置上，是 集中力； 影響彈體分布氣動力的飛行姿態(tài)擾動包括攻角擾動Δ α、俯仰角速度擾動Δ0;舵偏 角擾動V、角速度擾動4#^及角加速度擾動Αξ將引起舵面控制力、擺動慣性力變化；姿 控動力發(fā)動機的啟用與關閉也產(chǎn)生控制力擾動； 用DH和D2l分別表征與俯仰角速度擾動Δ舍和攻角小擾動Λ α成比例的廣義氣動力對 第i次振型振動的影響；根據(jù)廣義力定義和氣動力計算方法推導出DH和D2l的表達式（7) 和（8):式中f--^/#2 :，飛行動壓；￥--飛行速度； SM--飛行器參考面積； 1K--飛行器縱軸總長度； C;--沿彈體縱軸分布的局部法向升力系數(shù)（單位：/° ); ΧΖ--飛行器質心距彈頭頂點的距離； Wi (χη)-χη處對應的第i次振型。5.根據(jù)權利要求4所述的后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，其特征在于：后緣 升降舵局部坐標系〇RXRYRZR定義為：0 R為舵軸中心線與控制舵交點處，0RXR平行彈體縱軸指 向前，〇Λ平行彈體坐標系t軸指向上，〇 RZR沿舵軸中心線，方向由右手法則確定。假設該 升降舵偏角為~ *對單個舵受力進行分析： ① 舵面氣動力和力矩 對小擾動進行線性化，假設擾動前的舵偏角為，即19) 則舵偏小擾動產(chǎn)生的氣動力在Y,軸方向的投影為(10) 相應的氣動力矩變化量為(11) 其中ct-單個升降舵法向力系數(shù)導數(shù)（/° ); Gi--單個升降舵繞4軸的氣動力矩系數(shù)導數(shù)（廣），所有氣動系數(shù)均沿局部坐標 系各軸正方向定義； ② 舵面慣性力和力矩 舵面質心處的慣性力與彈道軸向過載~、法向過載ny以及舵偏角速度:<、角加速度 有關，將慣性力分解到〇RYR軸和〇RXR軸兩個方向上； 忽略二階小量，得舵偏小擾動產(chǎn)生的慣性力在t軸方向的投影為(〇)： 相應的慣性力矩變化量式中mR--單個升降舵質量； 1R--升降舵質心到舵軸的距離； JR--單個升降舵相對于舵軸的轉動慣量； ③ 伺服機構與舵系統(tǒng)的支反力 當飛行器升降舵采用直線式機電伺服機構驅動時，升降舵軸處受到的扭矩·ν//.是通過 搖臂與伺服機構作用力產(chǎn)生的力矩來平衡，此時舵面受到的外力矩對控制艙后艙體產(chǎn)生的 作用力F,-亦Υ,軸方向的枵影為(14、 其中，lRh--升降舵支架到伺服機構后支點的距離； _蛇偏小擾動產(chǎn)牛的后吉點作用力亦Yi軸方向的投影為(15) 升降舵支架處艙體受到的作用力在t方向的投影與fhY大小相等，方向相反； ④ 與舵偏有關的方程式系數(shù) 式（10)、（12)和（15)給出了舵偏小擾動引起的作用于彈上的外力在Yi軸上的投影， 這些外力均是集中力，忽略差動舵偏角影響時，代入公式（5)得廣義力為式中~--升降舵的個數(shù)； 若考慮初始差動航偏角δ γ。影響，即右航和左航的航偏角δ 1和52為 3、二W (1:8) 考慮初始差動舵偏S γ。影響，推導得相應的方程式系數(shù)為 假設俯仰通道姿控發(fā)動機推力為fm，即沿Y,軸方向的投影，則相應的有 / I當俯仰通道姿控噴管產(chǎn)生的控制力在飛行器體坐標系內(nèi)為正時，Λ δ 21(取+1，反之 Λ δ ζκ Λ δ Res取一1，俯仰噴管不工作時Λ δ ζκ Λ δ Res取〇 ; 綜合上述與小擾動有關的廣義力項，則俯仰通道的彈性振動方程為6. 根據(jù)權利要求5所述的后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，其特征在于：偏航 通道飛行器的控制是通過方向舵和姿控噴管，其偏航通道擾動運動方程形式同公式（22)， 其中的飛行姿態(tài)擾動換成了偏航角速度擾動，側滑角擾動△ β、方向舵偏角擾動 Δ δ ν和角加速度擾動7. 根據(jù)權利要求5所述的后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，其特征在于：對于 滾轉通道彈性運動建模方法，其飛行姿態(tài)擾動換成了差動舵偏角擾動Δ δ γ和角加速度擾 動八<，舵面差動小擾動產(chǎn)生的繞彈體系&軸的氣動滾轉力矩為設左舵和右舵舵面慣性力的法向分量變化量為f2IY和f1IY，正方向均定義為沿Yi軸正 方向，則產(chǎn)牛滾轉力矩為：(24) 伺服機構后支點處產(chǎn)生的滾轉力矩為 " Rh前支點處產(chǎn)生的滾轉力矩大小相等，方向相反； 01丨謗蛘誦諧雎樺振動方耜由與舵而搵縱有羊的廣^ 士為 Λγ λ u.]. f v λ ηΛ-ι \^~^γ vη ^ ^-γ. ν ?.乂」 '、： .,. 與姿控噴管有關的方程式系數(shù)為其中Mrcs--滾轉通道的姿控噴管控制力矩； Μγ--扭轉振型對應的廣義質量； Qy (xrcs)-姿控噴管Xm處的扭轉振型； 最終推導得到飛行器滾轉通道彈性振動方程為其中與舵面操縱機構有關的方程式系數(shù)：式中ηγ--滾轉通道控制舵面?zhèn)€數(shù)，這里指飛行器升降舵的個數(shù)；0.^--右舵、左舵相對彈體軸&的滾轉力矩系數(shù)對差動舵偏的導數(shù)； ZR-升降舵質心距彈體中心對稱面的距離； > δ y0-擾動前的等效俯仰舵偏角、差動舵偏角（rad); Qy(xr)--舵軸位置xR處的扭轉振型； Zh--伺服機構后支點距彈體中心對稱面的距離； Qy (xh)-后支點xh處的扭轉振型； lRh--升降舵支架到伺服機構后支點的距離。
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛行器彈性運動建模技術領域，具體涉及一種后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法。該方法包括如下步驟：(1)利用模態(tài)正交性可把彈體橫向自由振動轉化為各個相互獨立的主振動的疊加；(2)根據(jù)線性小擾動假設，在外力作用下，彈體的橫向振動仍可近似用模態(tài)疊加來描述，振型函數(shù)由彈體結構特性(剛度和質量分布)和彈體的邊界條件確定；(3)根據(jù)達朗伯原理等方法建立振動微分方程；(4)分析影響滑翔飛行器彈性振動的外力：包括氣動力，舵面控制力，姿態(tài)噴管控制力以及舵面擺動的慣性力等。本發(fā)明對傳統(tǒng)彈性運動建模方法進行修正和完善。
【IPC分類】G05B13/04
【公開號】CN105629725
【申請?zhí)枴緾N201410602382
【發(fā)明人】袁銳知, 高慶, 張皓, 盧鳳翎, 梁德利, 楊巍, 王建濱, 王驍峰
【申請人】北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所, 中國運載火箭技術研究院
【公開日】2016年6月1日
【申請日】2014年10月31日