針對(duì)某大型制導(dǎo)火箭彈彈體初始擾動(dòng)、發(fā)射安全性及彈架系統(tǒng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)未知等問(wèn)題,采用多體動(dòng)力學(xué)方法和子結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法建立發(fā)射動(dòng)力學(xué)剛?cè)狁詈蠑?shù)學(xué)模型。利用動(dòng)力學(xué)仿真軟件求解耦合的非線性微分代數(shù)方程,獲得了彈體初始擾動(dòng)、質(zhì)心下沉量、發(fā)射導(dǎo)軌動(dòng)態(tài)響應(yīng)等參數(shù)。仿真結(jié)果表明:彈體初始擾動(dòng)符合設(shè)計(jì)要求,火箭彈質(zhì)心下沉在指定范圍內(nèi),可以安全發(fā)射。最后通過(guò)地面發(fā)射試驗(yàn),對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。 

【文章來(lái)源】：彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào). 2020,40(05)北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：4 頁(yè)

【部分圖文】：

彈體俯仰角速度曲線

彈體偏航角速度曲線

圖3 彈體偏航角速度曲線由圖2～圖4可以看出,彈體尾端完全離軌時(shí)彈體姿態(tài)角速度較小,后滑塊分離時(shí)彈體俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)3個(gè)方向的角速度分別為-0.126 rad/s、0.084 rad/s、0.305 rad/s,此時(shí)舵翼起控,發(fā)射初始擾動(dòng)滿足要求。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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