為分析尾翼式二維彈道修正彈錐形運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)原因,提高其修正精度,建立了該彈丸有控飛行階段四維非線性角運(yùn)動(dòng)方程。利用Matcont軟件確定系統(tǒng)分岔點(diǎn)后,運(yùn)用中心流形定理對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行降維,并對(duì)降維后系統(tǒng)的Hopf分岔點(diǎn)類型進(jìn)行判別,最后數(shù)值仿真驗(yàn)證了理論分析方法的正確性。在此分析方法基礎(chǔ)上針對(duì)修正機(jī)構(gòu)參數(shù)對(duì)角運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性影響進(jìn)行分析。結(jié)果表明,為保證彈箭飛行穩(wěn)定性并使其具有良好氣動(dòng)布局,應(yīng)將修正機(jī)構(gòu)靠近質(zhì)心位置安裝。 

【文章來(lái)源】：振動(dòng)與沖擊. 2020,39(02)北大核心EICSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：7 頁(yè)

【部分圖文】：

“預(yù)置質(zhì)量塊”式修正機(jī)構(gòu)剖面示意圖

根據(jù)修正機(jī)構(gòu)原理分析,設(shè)單個(gè)質(zhì)量塊造成推力大小為FP,預(yù)置質(zhì)量塊與彈軸坐標(biāo)系Oη軸之間夾角為γP,修正力作用示意圖如圖2所示。由于彈箭飛行穩(wěn)定性與角運(yùn)動(dòng)密切相關(guān),且姿態(tài)角變化在修正控制中至關(guān)重要。因此在建模過程中,選取[δ1,δ2,ωη2,ωζ2]T作為系統(tǒng)狀態(tài)變量。通過對(duì)修正彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程和彈箭繞心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程的推導(dǎo),并投影至第二彈軸坐標(biāo)系,可得有控飛行狀態(tài)下非線性角運(yùn)動(dòng)方程為

H1: (δ1,δ2,ωη2,ωζ2,ρ)=(-3.434 1,-7.079 4,0.150 588,-0.085 363,0.432 884)圖4 平衡點(diǎn)H1分岔相圖

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]尾翼穩(wěn)定火箭彈高原姿態(tài)運(yùn)動(dòng)規(guī)律研究[J]. 張平,趙志明,賈波,鄧立杰.  兵工學(xué)報(bào). 2016(08)
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[3]固定翼雙旋彈動(dòng)力學(xué)分岔特性分析[J]. 許諾,于劍橋,王亞飛.  航空學(xué)報(bào). 2015(12)
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[5]單滑塊變質(zhì)心再入飛行器分岔特性[J]. 王亞飛,于劍橋,王林林,蘇曉龍.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2015(06)
[6]高余維退化Hopf分岔系統(tǒng)的最簡(jiǎn)規(guī)范形[J]. 丁玉梅,張琪昌.  振動(dòng)與沖擊. 2012(24)
[7]尾翼彈平面非線性運(yùn)動(dòng)的極限環(huán)[J]. 韓子鵬.  兵工學(xué)報(bào). 1985(01)

博士論文
[1]幾類非線性動(dòng)力系統(tǒng)的Hopf分岔研究[D]. 蔡萍.湖南大學(xué) 2015
[2]高空環(huán)境下彈箭的彈道特性研究[D]. 林獻(xiàn)武.南京理工大學(xué) 2009

碩士論文
[1]基于脈沖修正的某迫彈外彈道特性研究[D]. 何亞軍.南京理工大學(xué) 2016



本文編號(hào)：3386246