歐陽(yáng)一方

摘 要：該文基于NASPWinged-cone高超聲速飛行器模型，研究了高超聲速飛行器六自由度模型建立方法，并基于面元法計(jì)算的氣動(dòng)力對(duì)其縱向模態(tài)特性進(jìn)行了初步研究，了解了高超聲速飛行器縱向長(zhǎng)短周期特性。該建模方法為初步分析、計(jì)算、模擬和表征高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)規(guī)律的研究提供了方法。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器 六自由度 縱向模態(tài)特性

中圖分類號(hào)：V475 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2014）08（b）-0059-02

高超聲速飛行器一般是指飛行速度超過(guò)5倍音速的飛機(jī)、導(dǎo)彈、炮彈之類的有翼或無(wú)翼飛行器。我國(guó)對(duì)高超聲速技術(shù)的研究還處在起步階段，正積極研究高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)中的核心問(wèn)題。

該文主要針對(duì)高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性，進(jìn)行六自由度仿真模型建立及縱向模態(tài)特性分析的初步研究工作。

1 高超聲速飛行器六自由度建模

Winged-cone是NASP高超聲速飛行器研究的一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)模型。圖1為該高超聲速飛行器的示例圖[2]。飛機(jī)控制由左右升降副翼，，方向舵和鴨翼組成。高超聲速飛行器的重心和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量隨飛行狀態(tài)的變化而變，假設(shè)其重心只在X軸上變化[3]。

1.1 高超聲速飛行器建模

通常綜合考慮運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)、發(fā)動(dòng)機(jī)及大氣環(huán)境等數(shù)學(xué)模型，建立高超聲速飛行器模型。在模型建立之前應(yīng)進(jìn)行相應(yīng)的簡(jiǎn)化假設(shè)：高超聲速飛行器為剛體，質(zhì)量為常數(shù)；忽略地球自轉(zhuǎn)，假設(shè)地面坐標(biāo)系為慣性坐標(biāo)系；忽略地球曲率，假設(shè)地球?yàn)槠矫?；機(jī)體坐標(biāo)系X軸和Y軸位于高超聲速飛行器對(duì)稱面，且飛機(jī)幾何外形及質(zhì)量分布對(duì)稱；忽略來(lái)流壓縮性；忽略發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)機(jī)體來(lái)流的相互干擾；合外力綜合作用于重心[4]。

1.2 高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)方程

1.3 空氣動(dòng)力學(xué)模型

1.4 高超音速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)采用文獻(xiàn)[6]提供的模型，其推力表達(dá)式為：

式中，為空氣質(zhì)量流量；為燃料質(zhì)量流量；為燃?xì)馀艢馑俣?；為真空速；為噴管出口截面積；為噴氣出口截面靜壓力；為大氣壓力。假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口處燃?xì)馔耆蛎?，?，則發(fā)動(dòng)機(jī)推力表達(dá)式可改為：

1.4.1 大氣環(huán)境模型

2 高超聲速飛行器縱向運(yùn)動(dòng)模型的建立及仿真分析

高超聲速飛行器模型具有強(qiáng)耦合和強(qiáng)非線性，須對(duì)其全狀態(tài)非線性運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行解耦。在定常平飛狀態(tài)下，高超聲速飛行器的運(yùn)動(dòng)可以對(duì)縱向運(yùn)動(dòng)和橫航向運(yùn)動(dòng)進(jìn)行解耦。在氣流坐標(biāo)軸系下，飛行器的飛行速度V、航跡角，俯仰角速度q，迎角和飛行高度h為縱向運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)變量。由于定常平飛狀態(tài)下，高超聲速飛行器的滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角速度p以及偏航角速度r都為0，所以其運(yùn)動(dòng)方程可簡(jiǎn)化可簡(jiǎn)化為：

3 結(jié)語(yǔ)

本文基于NASPWinged-cone高超聲速飛行器模型，對(duì)其六自由度的建模方法進(jìn)行了研究，通過(guò)對(duì)其縱向模態(tài)特性的初步分析，了解了高超聲速飛行器的縱向動(dòng)態(tài)特性，該建模方法可作為初步研究高超聲速飛行器操穩(wěn)特性的基礎(chǔ)。

參考文獻(xiàn)

[1] 張麗靜，劉東升，于存貴，等.高超聲速飛行器[J].航空兵器，2010（2）：13-16.

[2] Keshmiri S，Mirmirani M D，Six-DOF modeling and simulation of a generic hypersonic vehicle for conceptual design studies[C]//In：AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit.Norfolk，Virginia，AIAA 2004.

[3] Shaughnessy J D，Pinckney S Z，McMinn J D，Hypersonic vehicle simulation model winged-cone configuration[R].NASA TM2102610，1991.

[4] 楊新，王小虎，申功璋，等.飛機(jī)六自由度模型及仿真研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2000，12（3）：210-213.

[5] Miele，A.，F(xiàn)light Mechanics， Theory of Flight Paths[M].Addison-Wesley：-Reading， MA，1962.

[6] Xu H，Minmirani M D， ioannou P A，Adaptive sliding mode control design for a hypersonic flight vehicle[J].Journal of Guidance，Control，and Dynamics， 2004，27（5）.endprint

摘 要：該文基于NASPWinged-cone高超聲速飛行器模型，研究了高超聲速飛行器六自由度模型建立方法，并基于面元法計(jì)算的氣動(dòng)力對(duì)其縱向模態(tài)特性進(jìn)行了初步研究，了解了高超聲速飛行器縱向長(zhǎng)短周期特性。該建模方法為初步分析、計(jì)算、模擬和表征高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)規(guī)律的研究提供了方法。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器 六自由度 縱向模態(tài)特性

中圖分類號(hào)：V475 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2014）08（b）-0059-02

高超聲速飛行器一般是指飛行速度超過(guò)5倍音速的飛機(jī)、導(dǎo)彈、炮彈之類的有翼或無(wú)翼飛行器。我國(guó)對(duì)高超聲速技術(shù)的研究還處在起步階段，正積極研究高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)中的核心問(wèn)題。

該文主要針對(duì)高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性，進(jìn)行六自由度仿真模型建立及縱向模態(tài)特性分析的初步研究工作。

1 高超聲速飛行器六自由度建模

Winged-cone是NASP高超聲速飛行器研究的一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)模型。圖1為該高超聲速飛行器的示例圖[2]。飛機(jī)控制由左右升降副翼，，方向舵和鴨翼組成。高超聲速飛行器的重心和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量隨飛行狀態(tài)的變化而變，假設(shè)其重心只在X軸上變化[3]。

1.1 高超聲速飛行器建模

通常綜合考慮運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)、發(fā)動(dòng)機(jī)及大氣環(huán)境等數(shù)學(xué)模型，建立高超聲速飛行器模型。在模型建立之前應(yīng)進(jìn)行相應(yīng)的簡(jiǎn)化假設(shè)：高超聲速飛行器為剛體，質(zhì)量為常數(shù)；忽略地球自轉(zhuǎn)，假設(shè)地面坐標(biāo)系為慣性坐標(biāo)系；忽略地球曲率，假設(shè)地球?yàn)槠矫?；機(jī)體坐標(biāo)系X軸和Y軸位于高超聲速飛行器對(duì)稱面，且飛機(jī)幾何外形及質(zhì)量分布對(duì)稱；忽略來(lái)流壓縮性；忽略發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)機(jī)體來(lái)流的相互干擾；合外力綜合作用于重心[4]。

1.2 高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)方程

1.3 空氣動(dòng)力學(xué)模型

1.4 高超音速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)采用文獻(xiàn)[6]提供的模型，其推力表達(dá)式為：

式中，為空氣質(zhì)量流量；為燃料質(zhì)量流量；為燃?xì)馀艢馑俣龋粸檎婵账?；為噴管出口截面積；為噴氣出口截面靜壓力；為大氣壓力。假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口處燃?xì)馔耆蛎洠?，則發(fā)動(dòng)機(jī)推力表達(dá)式可改為：

1.4.1 大氣環(huán)境模型

2 高超聲速飛行器縱向運(yùn)動(dòng)模型的建立及仿真分析

高超聲速飛行器模型具有強(qiáng)耦合和強(qiáng)非線性，須對(duì)其全狀態(tài)非線性運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行解耦。在定常平飛狀態(tài)下，高超聲速飛行器的運(yùn)動(dòng)可以對(duì)縱向運(yùn)動(dòng)和橫航向運(yùn)動(dòng)進(jìn)行解耦。在氣流坐標(biāo)軸系下，飛行器的飛行速度V、航跡角，俯仰角速度q，迎角和飛行高度h為縱向運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)變量。由于定常平飛狀態(tài)下，高超聲速飛行器的滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角速度p以及偏航角速度r都為0，所以其運(yùn)動(dòng)方程可簡(jiǎn)化可簡(jiǎn)化為：

3 結(jié)語(yǔ)

本文基于NASPWinged-cone高超聲速飛行器模型，對(duì)其六自由度的建模方法進(jìn)行了研究，通過(guò)對(duì)其縱向模態(tài)特性的初步分析，了解了高超聲速飛行器的縱向動(dòng)態(tài)特性，該建模方法可作為初步研究高超聲速飛行器操穩(wěn)特性的基礎(chǔ)。

參考文獻(xiàn)

[1] 張麗靜，劉東升，于存貴，等.高超聲速飛行器[J].航空兵器，2010（2）：13-16.

[2] Keshmiri S，Mirmirani M D，Six-DOF modeling and simulation of a generic hypersonic vehicle for conceptual design studies[C]//In：AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit.Norfolk，Virginia，AIAA 2004.

[3] Shaughnessy J D，Pinckney S Z，McMinn J D，Hypersonic vehicle simulation model winged-cone configuration[R].NASA TM2102610，1991.

[4] 楊新，王小虎，申功璋，等.飛機(jī)六自由度模型及仿真研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2000，12（3）：210-213.

[5] Miele，A.，F(xiàn)light Mechanics， Theory of Flight Paths[M].Addison-Wesley：-Reading， MA，1962.

[6] Xu H，Minmirani M D， ioannou P A，Adaptive sliding mode control design for a hypersonic flight vehicle[J].Journal of Guidance，Control，and Dynamics， 2004，27（5）.endprint

摘 要：該文基于NASPWinged-cone高超聲速飛行器模型，研究了高超聲速飛行器六自由度模型建立方法，并基于面元法計(jì)算的氣動(dòng)力對(duì)其縱向模態(tài)特性進(jìn)行了初步研究，了解了高超聲速飛行器縱向長(zhǎng)短周期特性。該建模方法為初步分析、計(jì)算、模擬和表征高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)規(guī)律的研究提供了方法。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器 六自由度 縱向模態(tài)特性

中圖分類號(hào)：V475 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2014）08（b）-0059-02

高超聲速飛行器一般是指飛行速度超過(guò)5倍音速的飛機(jī)、導(dǎo)彈、炮彈之類的有翼或無(wú)翼飛行器。我國(guó)對(duì)高超聲速技術(shù)的研究還處在起步階段，正積極研究高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)中的核心問(wèn)題。

該文主要針對(duì)高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性，進(jìn)行六自由度仿真模型建立及縱向模態(tài)特性分析的初步研究工作。

1 高超聲速飛行器六自由度建模

Winged-cone是NASP高超聲速飛行器研究的一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)模型。圖1為該高超聲速飛行器的示例圖[2]。飛機(jī)控制由左右升降副翼，，方向舵和鴨翼組成。高超聲速飛行器的重心和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量隨飛行狀態(tài)的變化而變，假設(shè)其重心只在X軸上變化[3]。

1.1 高超聲速飛行器建模

通常綜合考慮運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)、發(fā)動(dòng)機(jī)及大氣環(huán)境等數(shù)學(xué)模型，建立高超聲速飛行器模型。在模型建立之前應(yīng)進(jìn)行相應(yīng)的簡(jiǎn)化假設(shè)：高超聲速飛行器為剛體，質(zhì)量為常數(shù)；忽略地球自轉(zhuǎn)，假設(shè)地面坐標(biāo)系為慣性坐標(biāo)系；忽略地球曲率，假設(shè)地球?yàn)槠矫?；機(jī)體坐標(biāo)系X軸和Y軸位于高超聲速飛行器對(duì)稱面，且飛機(jī)幾何外形及質(zhì)量分布對(duì)稱；忽略來(lái)流壓縮性；忽略發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)機(jī)體來(lái)流的相互干擾；合外力綜合作用于重心[4]。

1.2 高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)方程

1.3 空氣動(dòng)力學(xué)模型

1.4 高超音速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)采用文獻(xiàn)[6]提供的模型，其推力表達(dá)式為：

式中，為空氣質(zhì)量流量；為燃料質(zhì)量流量；為燃?xì)馀艢馑俣?；為真空速；為噴管出口截面積；為噴氣出口截面靜壓力；為大氣壓力。假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口處燃?xì)馔耆蛎?，?，則發(fā)動(dòng)機(jī)推力表達(dá)式可改為：

1.4.1 大氣環(huán)境模型

2 高超聲速飛行器縱向運(yùn)動(dòng)模型的建立及仿真分析

高超聲速飛行器模型具有強(qiáng)耦合和強(qiáng)非線性，須對(duì)其全狀態(tài)非線性運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行解耦。在定常平飛狀態(tài)下，高超聲速飛行器的運(yùn)動(dòng)可以對(duì)縱向運(yùn)動(dòng)和橫航向運(yùn)動(dòng)進(jìn)行解耦。在氣流坐標(biāo)軸系下，飛行器的飛行速度V、航跡角，俯仰角速度q，迎角和飛行高度h為縱向運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)變量。由于定常平飛狀態(tài)下，高超聲速飛行器的滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角速度p以及偏航角速度r都為0，所以其運(yùn)動(dòng)方程可簡(jiǎn)化可簡(jiǎn)化為：

3 結(jié)語(yǔ)

本文基于NASPWinged-cone高超聲速飛行器模型，對(duì)其六自由度的建模方法進(jìn)行了研究，通過(guò)對(duì)其縱向模態(tài)特性的初步分析，了解了高超聲速飛行器的縱向動(dòng)態(tài)特性，該建模方法可作為初步研究高超聲速飛行器操穩(wěn)特性的基礎(chǔ)。

參考文獻(xiàn)

[1] 張麗靜，劉東升，于存貴，等.高超聲速飛行器[J].航空兵器，2010（2）：13-16.

[2] Keshmiri S，Mirmirani M D，Six-DOF modeling and simulation of a generic hypersonic vehicle for conceptual design studies[C]//In：AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit.Norfolk，Virginia，AIAA 2004.

[3] Shaughnessy J D，Pinckney S Z，McMinn J D，Hypersonic vehicle simulation model winged-cone configuration[R].NASA TM2102610，1991.

[4] 楊新，王小虎，申功璋，等.飛機(jī)六自由度模型及仿真研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2000，12（3）：210-213.

[5] Miele，A.，F(xiàn)light Mechanics， Theory of Flight Paths[M].Addison-Wesley：-Reading， MA，1962.

[6] Xu H，Minmirani M D， ioannou P A，Adaptive sliding mode control design for a hypersonic flight vehicle[J].Journal of Guidance，Control，and Dynamics， 2004，27（5）.endprint