CN112904898B - 旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法和系统 - Google Patents

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CN112904898B CN202110120733.9A CN202110120733A CN112904898B CN 112904898 B CN112904898 B CN 112904898B CN 202110120733 A CN202110120733 A CN 202110120733A CN 112904898 B CN112904898 B CN 112904898B
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Abstract

本发明提供了一种旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法和系统，包括：步骤1：进行非定常气动力建模；步骤2：进行气动非线性分析，包括静稳定力矩非线性分析、Magnus力矩非线性分析和阻尼力矩非线性分析；步骤3：进行动态稳定性分析，包括平衡点附近线性化分析和基于非线性模型的α‑β相平面流型分析。本发明解决了传统线性化无法充分考虑非定常气动特性、进而评估失效的难题，可直接用于指导旋转弹箭气动设计，避免飞行试验中气动非定常效应导致异常运动现象的风险。

Description

旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法和系统
技术领域
本发明涉及弹箭飞行技术领域，具体地，涉及一种旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法和系统。
背景技术
常规导弹的动态响应特性采用小扰动线性化方法进行分析，弹体动力学可简化为二阶系统，由时间常数和阻尼系数即可描述弹体的动态响应情况。类似的方法也被用于旋转弹箭动态响应特性分析。但是，由于弹体旋转会引起显著的气动非定常效应，气动力和力矩非线性度很高，采用线性化方法通常难以准确描述旋转弹箭弹体的实际响应情况。尤其是对于新型的高性能旋转弹箭，设计静稳定度小、阻尼非线性严重，叠加旋转弹箭特有的Magnus效应，使得其气动响应特性相当复杂。在以往的飞行试验中，旋转弹箭会出现不收敛的锥形运动，导致脱靶量增大，试验失败。按照传统方法难以给出有说服力的解释。
根据非定常响应特性对气动设计结果进行评估是旋转弹箭总体设计的重要内容，直接影响弹箭的实际性能。因此，需要发展一种基于非定常气动预测的旋转弹箭动态响应评估方法，用于指导总体设计，避免极限环等非期望运动发生，从而提高弹箭的飞行性能。
专利文献CN107220403A(申请号：CN201710259360.7)公开了一种飞行器弹性模态的控制关联建模方法，包括如下步骤：建立飞行器弹性结构模态的机理模型，获得弹性模态的动态响应数据，基于梁单元确立弹性模态的代理模型形式，采用系统辨识方法整定系数，获得弹性模态的控制关联模型，进而基于拟合优度验证所构建代理模型的有效性，分析弹性模态对于飞行器本体开环和闭环性能的影响，以及本体特性与弹性模态之间的关联关系，找到弹性模态对于系统总体以及控制系统设计的影响规律。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法和系统。
根据本发明提供的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，包括：
步骤1：进行非定常气动力建模，模型的横侧向力矩由静稳定性力矩、Magnus力矩、阻尼力矩和控制力矩组成，静稳定力矩和Magnus力矩的多项式拟合次数不小于2次，阻尼力矩的多项式拟合次数不小于3次；
步骤2：进行气动非线性分析，包括静稳定力矩非线性分析、Magnus力矩非线性分析和阻尼力矩非线性分析，根据静稳定力矩非线性确定最大过载能力，根据Magnus力矩非线性确定静态耦合度，根据阻尼力矩非线性确定极限环状态；
步骤3：进行动态稳定性分析，包括平衡点附近线性化分析和基于非线性模型的α-β相平面流型分析，根据线性化分析获得动态稳定的参数设计边界，根据α-β相平面流型分析获得动态稳定的初值稳定域。
优选的，非定常气动力模型具有如下形式：
Figure BDA0002921962250000021
Figure BDA0002921962250000022
Figure BDA0002921962250000023
Figure BDA0002921962250000024
其中，Fy和Fz分别表示横侧向力，My和Mz分别表示横侧向力矩；α和β分别表示准攻角和准侧滑角；ωY1和ωZ1分别表示偏航角速度和俯仰角速度；δY1和δZ1分别表示偏航舵偏角和俯仰舵偏角；Q表示动压；S表示特征面积；L表示特征长度；V表示来流速度；
Figure BDA0002921962250000025
表示法向力系数；
Figure BDA0002921962250000026
表示Magnus力系数；
Figure BDA0002921962250000027
表示舵偏诱导法向力系数；
Figure BDA0002921962250000028
表示静稳定力矩相关系数；
Figure BDA0002921962250000029
表示Magnus力矩系相关数；
Figure BDA00029219622500000210
表示阻尼力矩相关系数；
Figure BDA00029219622500000211
表示控制力矩系数；αφ表示全攻角，且αφ＝arccos(cosαcosβ)。
优选的，静稳定力矩非线性分析包括静稳定、零攻角附近静不稳定和完全静不稳定；
静稳定：
Figure BDA0002921962250000031
动态响应攻角收敛到零点；
Figure BDA0002921962250000032
Figure BDA0002921962250000033
零攻角附近静不稳定，即存在αequ，使得动态响应攻角收敛至αequ；
完全静不稳定：
Figure BDA0002921962250000034
动态响应攻角发散；
对于静稳定和零攻角附近静不稳定的情况，获得最大配平攻角，得到弹体的最大过载：
Figure BDA0002921962250000035
Figure BDA0002921962250000036
其中δmax表示最大舵偏角，αmax表示最大舵偏角对应的平衡攻角，Fmax表示最大法向力，最大法向力与弹体重力的比即为最大过载；
对于完全静不稳定的情况，最大过载由失速攻角大小决定。
优选的，Magnus力矩非线性分析包括力矩是否随攻角变化发生符号改变和Magnus力矩与静稳定力矩的最大比值；
Magnus力矩符号改变则锥形运动的方向改变，Magnus力矩与静稳定力矩的比值越大，耦合度越高，对系统的平衡点影响越大。
优选的，阻尼力矩非线性分析包括负阻尼、负阻尼→正阻尼和负阻尼→正阻尼→负阻尼；
负阻尼：
Figure BDA0002921962250000039
使得系统收敛至平衡点位置；
负阻尼→正阻尼：
Figure BDA0002921962250000037
Figure BDA0002921962250000038
在负阻尼区域，弹体的收敛特性与静态分析一致，在正阻尼区域，弹体呈现发散状态；
负阻尼→正阻尼→负阻尼：
Figure BDA0002921962250000041
Figure BDA0002921962250000042
Figure BDA0002921962250000043
当αcirc1和αcirc2的值比较接近时，弹体呈现负阻尼状态，出现一个类极限环的动态收敛区域，当αcirc1和αcirc2的值相差较大时，正阻尼区域起主导作用，导致弹体呈现发散状态。
根据本发明提供的旋转弹箭非定常气动响应特性评估系统，包括：
模块M1：进行非定常气动力建模，模型的横侧向力矩由静稳定性力矩、Magnus力矩、阻尼力矩和控制力矩组成，静稳定力矩和Magnus力矩的多项式拟合次数不小于2次，阻尼力矩的多项式拟合次数不小于3次；
模块M2：进行气动非线性分析，包括静稳定力矩非线性分析、Magnus力矩非线性分析和阻尼力矩非线性分析，根据静稳定力矩非线性确定最大过载能力，根据Magnus力矩非线性确定静态耦合度，根据阻尼力矩非线性确定极限环状态；
模块M3：进行动态稳定性分析，包括平衡点附近线性化分析和基于非线性模型的α-β相平面流型分析，根据线性化分析获得动态稳定的参数设计边界，根据α-β相平面流型分析获得动态稳定的初值稳定域。
优选的，非定常气动力模型具有如下形式：
Figure BDA0002921962250000044
Figure BDA0002921962250000045
Figure BDA0002921962250000046
Figure BDA0002921962250000047
其中，Fy和Fz分别表示横侧向力，My和Mz分别表示横侧向力矩；α和β分别表示准攻角和准侧滑角；ωY1和ωZ1分别表示偏航角速度和俯仰角速度；δY1和δZ1分别表示偏航舵偏角和俯仰舵偏角；Q表示动压；S表示特征面积；L表示特征长度；V表示来流速度；
Figure BDA0002921962250000048
表示法向力系数；
Figure BDA0002921962250000049
表示Magnus力系数；
Figure BDA00029219622500000410
表示舵偏诱导法向力系数；
Figure BDA00029219622500000411
表示静稳定力矩相关系数；
Figure BDA00029219622500000412
表示Magnus力矩系相关数；
Figure BDA00029219622500000413
表示阻尼力矩相关系数；
Figure BDA00029219622500000414
表示控制力矩系数；αφ表示全攻角，且αφ＝arccos(cosαcosβ)。
优选的，静稳定力矩非线性分析包括静稳定、零攻角附近静不稳定和完全静不稳定；
静稳定：
Figure BDA0002921962250000051
动态响应攻角收敛到零点；
Figure BDA0002921962250000052
Figure BDA0002921962250000053
零攻角附近静不稳定，即存在αequ，使得动态响应攻角收敛至αequ；
完全静不稳定：
Figure BDA0002921962250000054
动态响应攻角发散；
对于静稳定和零攻角附近静不稳定的情况，获得最大配平攻角，得到弹体的最大过载：
Figure BDA0002921962250000055
Figure BDA0002921962250000056
其中δmax表示最大舵偏角，αmax表示最大舵偏角对应的平衡攻角，Fmax表示最大法向力，最大法向力与弹体重力的比即为最大过载；
对于完全静不稳定的情况，最大过载由失速攻角大小决定。
优选的，Magnus力矩非线性分析包括力矩是否随攻角变化发生符号改变和Magnus力矩与静稳定力矩的最大比值；
Magnus力矩符号改变则锥形运动的方向改变，Magnus力矩与静稳定力矩的比值越大，耦合度越高，对系统的平衡点影响越大。
优选的，阻尼力矩非线性分析包括负阻尼、负阻尼→正阻尼和负阻尼→正阻尼→负阻尼；
负阻尼：
Figure BDA0002921962250000057
使得系统收敛至平衡点位置；
负阻尼→正阻尼：
Figure BDA0002921962250000061
Figure BDA0002921962250000062
在负阻尼区域，弹体的收敛特性与静态分析一致，在正阻尼区域，弹体呈现发散状态；
负阻尼→正阻尼→负阻尼：
Figure BDA0002921962250000063
Figure BDA0002921962250000064
Figure BDA0002921962250000065
当αcirc1和αcirc2的值比较接近时，弹体呈现负阻尼状态，出现一个类极限环的动态收敛区域，当αcirc1和αcirc2的值相差较大时，正阻尼区域起主导作用，导致弹体呈现发散状态。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
(1)本发明的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，从非定常气动力建模出发，结合物理实际，给出了横侧向气动力矩多项式拟合的阶次约束，并通过具体分析，得到了非线性气动力的影响情况。这些分析可初步确定旋转弹箭的过载能力、横侧向耦合强度、攻角-侧滑角平面响应流型的基本情况。根据气动力建模和分析，开展系统的动态稳定性分析，进而得到旋转弹箭气动响应的稳定性评估结果。三个步骤相辅相成，解决了传统线性化无法充分考虑非定常气动特性、进而评估失效的难题；
(2)本发明的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，可直接用于指导旋转弹箭气动设计，避免飞行试验中气动非定常效应导致异常运动现象的风险。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明较佳实施例的旋转导弹稳定性边界计算方法流程图；
图2是(α,β)平面运动流型Magnus力矩约为静稳定力矩10％的示意图；
图3是(α,β)平面运动流型Magnus力矩约为静稳定力矩50％的示意图；
图4是(α,β)平面运动流型小攻角负阻尼、大攻角正阻尼情况的示意图；
图5是(α,β)平面运动流型阻尼随攻角增加呈负、正、负情况的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例：
本发明的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法包括非定常气动力建模、气动非线性分析、动态稳定性分析三个主要步骤。
步骤1、非定常气动力建模的横侧向力矩由静稳定性力矩、Magnus力矩、阻尼力矩和控制力矩等组成，静稳定力矩和Magnus力矩的多项式拟合次数不小于2次，阻尼力矩的多项式拟合次数不小于3次。
步骤2、气动非线性分析包括静稳定力矩非线性分析、Magnus力矩非线性分析和阻尼力矩非线性分析，根据静稳定力矩非线性确定最大过载能力，根据Magnus力矩非线性确定静态耦合度，根据阻尼力矩非线性确定极限环状态。
步骤3、动态稳定性分析包含平衡点附近线性化分析和基于非线性模型的α-β相平面流型分析；线性化分析获得动态稳定的参数设计边界，α-β相平面流型分析获得动态稳定的初值稳定域。
如图1所示，非定常气动力模型为气动非线性分析和动态稳定性分析的基础，气动非线性分析可初步确定旋转弹箭的过载能力、横侧向耦合强度、攻角-侧滑角平面响应流型的基本情况，同时也作为动态稳定性分析输入。三个步骤相辅相成，解决了传统线性化无法充分考虑非定常气动特性、进而评估失效的难题。
本发明的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，非定常气动力模型具有如下形式：
Figure BDA0002921962250000071
Figure BDA0002921962250000072
Figure BDA0002921962250000073
Figure BDA0002921962250000074
其中，Fy和Fz分别表示横侧向力，My和Mz分别表示横侧向力矩；α和β分别表示准攻角和准侧滑角；ωY1和ωZ1分别表示偏航角速度和俯仰角速度；δY1和δZ1分别表示偏航舵偏角和俯仰舵偏角；Q表示动压；S表示特征面积；L表示特征长度；V表示来流速度；
Figure BDA0002921962250000081
表示法向力系数；
Figure BDA0002921962250000082
表示Magnus力系数；
Figure BDA0002921962250000083
表示舵偏诱导法向力系数；
Figure BDA0002921962250000084
表示静稳定力矩相关系数；
Figure BDA0002921962250000085
表示Magnus力矩系相关数；
Figure BDA0002921962250000086
表示阻尼力矩相关系数；
Figure BDA0002921962250000087
表示控制力矩系数；αφ表示全攻角，且αφ＝arccos(cosαcosβ)。
非定常气动力的横侧向力包含法向力、Magnus力和舵偏诱导法向力等，横侧向力矩包含静稳定性力矩、Magnus力矩、阻尼力矩和控制力矩等。静稳定力矩和Magnus力矩的多项式拟合次数不小于2次，阻尼力矩的多项式拟合次数不小于3次，即
Figure BDA0002921962250000088
和
Figure BDA0002921962250000089
的n不小于1，
Figure BDA00029219622500000810
的n不小于2。
本发明的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，气动非线性分析包括静稳定力矩非线性分析、Magnus力矩非线性分析和阻尼力矩非线性分析。
静稳定力矩非线性分析可分为三种情况，分别为静稳定、零攻角附近静不稳定和完全静不稳定。
静稳定：
Figure BDA00029219622500000811
动态响应攻角收敛到零点。
Figure BDA00029219622500000812
Figure BDA00029219622500000813
零攻角附近静不稳定，即存在αequ，使得动态响应攻角收敛至αequ。
完全静不稳定：
Figure BDA00029219622500000814
动态响应攻角发散。
对于静稳定和零攻角附近静不稳定的情况，可以获得最大配平攻角，得到弹体的最大过载。
Figure BDA00029219622500000815
Figure BDA00029219622500000816
其中δmax表示最大舵偏角，αmax表示最大舵偏角对应的平衡攻角，Fmax表示最大法向力，最大法向力与弹体重力的比即为最大过载
对于完全静不稳定的情况，最大过载由失速攻角大小决定。
Magnus力矩非线性分析包括力矩是否随攻角变化发生符号改变和Magnus力矩与静稳定力矩的最大比值。
Magnus力矩作用的结果有两个方面，一是横侧向耦合，使得弹体运动呈锥形运动形式；二是通过交叉耦合作用影响系统的平衡点分布。Magnus力矩符号改变则锥形运动的方向改变，Magnus力矩与静稳定力矩的比值越大，耦合度越高，对系统的平衡点影响越大。
图2和图3为零攻角附近静不稳定设计旋转弹箭α-β相平面流型情况，图2为Magnus力矩约为静稳定力矩10％的情况，极限环5.13°，图3为Magnus力矩约为静稳定力矩50％的情况，极限环6.22°。不考虑Magnus力矩作用的理论平衡攻角为5°，可见Magnus力矩越大对平衡点位置影响越大。
阻尼力矩非线性分析可分为三种情况，分别为负阻尼、负阻尼→正阻尼和负阻尼→正阻尼→负阻尼。
负阻尼：
Figure BDA0002921962250000091
可使得系统收敛至平衡点位置。
负阻尼→正阻尼：
Figure BDA0002921962250000092
Figure BDA0002921962250000093
在负阻尼区域，弹体的收敛特性与静态分析一致，在正阻尼区域，弹体通常会呈现发散状态。
负阻尼→正阻尼→负阻尼：
Figure BDA0002921962250000094
Figure BDA0002921962250000095
Figure BDA0002921962250000096
当αcirc1和αcirc2的值比较接近时，弹体主要呈现负阻尼状态，但会出现一个类极限环的动态收敛区域，当αcirc1和αcirc2的值相差较大时，正阻尼区域会其主导作用，通常将导致弹体呈现发散状态。
图4为小攻角负阻尼、大攻角正阻尼的情况，在图中，初值αφ＜4.535时，系统呈现收敛状态，如两条实线所示；当初值αφ≥4.535时，系统呈现发散状态，如两条虚线所示。
图5为阻尼随攻角增加呈负、正、负的情况，在图中，初值αφ较小时，系统呈现收敛状态，如虚线所示；当初值αφ增加后，系统呈现极限环响应状态，如实线所示。
本发明的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，动态稳定性分析基于旋转弹箭非线性动力学模型开展，包含平衡点附近线性化分析和基于非线性模型的α-β相平面流型分析。
平衡点附近线性化首先求解系统的平衡点，采用一阶Lyapunov线性化方法得到平衡点附近的线性模型，然后根据线性理论获得系统稳定条件，进而得到主导气动参数的设计边界。α-β相平面流型分析直接基于非线性动力学模型，采用数值方法获得动态稳定的初值稳定域。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (6)

1.一种旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，其特征在于，包括：
步骤1：进行非定常气动力建模，模型的横侧向力矩由静稳定性力矩、Magnus力矩、阻尼力矩和控制力矩组成，静稳定力矩和Magnus力矩的多项式拟合次数不小于2次，阻尼力矩的多项式拟合次数不小于3次；
步骤2：进行气动非线性分析，包括静稳定力矩非线性分析、Magnus力矩非线性分析和阻尼力矩非线性分析，根据静稳定力矩非线性确定最大过载能力，根据Magnus力矩非线性确定静态耦合度，根据阻尼力矩非线性确定极限环状态；
步骤3：进行动态稳定性分析，包括平衡点附近线性化分析和基于非线性模型的α-β相平面流型分析，根据线性化分析获得动态稳定的参数设计边界，根据α-β相平面流型分析获得动态稳定的初值稳定域；
非定常气动力模型具有如下形式：
Figure FDA0003806673940000011
Figure FDA0003806673940000012
Figure FDA0003806673940000013
Figure FDA0003806673940000014
其中，Fy和Fz分别表示横侧向力，My和Mz分别表示横侧向力矩；α和β分别表示准攻角和准侧滑角；ωY1和ωZ1分别表示偏航角速度和俯仰角速度；δY1和δZ1分别表示偏航舵偏角和俯仰舵偏角；Q表示动压；S表示特征面积；L表示特征长度；V表示来流速度；
Figure FDA0003806673940000015
表示法向力系数；
Figure FDA0003806673940000016
表示Magnus力系数；
Figure FDA0003806673940000017
表示舵偏诱导法向力系数；
Figure FDA0003806673940000018
表示静稳定力矩相关系数；
Figure FDA0003806673940000019
表示Magnus力矩系相关数；
Figure FDA00038066739400000110
表示阻尼力矩相关系数；
Figure FDA00038066739400000111
表示控制力矩系数；αφ表示全攻角，且αφ＝arccos(cosαcosβ)；
静稳定力矩非线性分析包括静稳定、零攻角附近静不稳定和完全静不稳定；
静稳定：
Figure FDA00038066739400000112
动态响应攻角收敛到零点；
Figure FDA0003806673940000021
Figure FDA0003806673940000022
零攻角附近静不稳定，即存在αequ，使得动态响应攻角收敛至αequ；
完全静不稳定：
Figure FDA0003806673940000023
动态响应攻角发散；
对于静稳定和零攻角附近静不稳定的情况，获得最大配平攻角，得到弹体的最大过载：
Figure FDA0003806673940000024
Figure FDA0003806673940000025
其中δmax表示最大舵偏角，αmax表示最大舵偏角对应的平衡攻角，Fmax表示最大法向力，最大法向力与弹体重力的比即为最大过载；
对于完全静不稳定的情况，最大过载由失速攻角大小决定。
2.根据权利要求1所述的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，其特征在于，Magnus力矩非线性分析包括力矩是否随攻角变化发生符号改变和Magnus力矩与静稳定力矩的最大比值；
Magnus力矩符号改变则锥形运动的方向改变，Magnus力矩与静稳定力矩的比值越大，耦合度越高，对系统的平衡点影响越大。
3.根据权利要求1所述的旋转弹箭非定常气动响应特性评估方法，其特征在于，阻尼力矩非线性分析包括负阻尼、负阻尼→正阻尼和负阻尼→正阻尼→负阻尼；
负阻尼：
Figure FDA0003806673940000026
使得系统收敛至平衡点位置；
负阻尼→正阻尼：
Figure FDA0003806673940000027
Figure FDA0003806673940000028
在负阻尼区域，弹体的收敛特性与静态分析一致，在正阻尼区域，弹体呈现发散状态；
负阻尼→正阻尼→负阻尼：
Figure FDA0003806673940000031
Figure FDA0003806673940000032
Figure FDA0003806673940000033
当αcirc1和αcirc2的值比较接近时，弹体呈现负阻尼状态，出现一个类极限环的动态收敛区域，当αcirc1和αcirc2的值相差较大时，正阻尼区域起主导作用，导致弹体呈现发散状态。
4.一种旋转弹箭非定常气动响应特性评估系统，其特征在于，包括：
模块M1：进行非定常气动力建模，模型的横侧向力矩由静稳定性力矩、Magnus力矩、阻尼力矩和控制力矩组成，静稳定力矩和Magnus力矩的多项式拟合次数不小于2次，阻尼力矩的多项式拟合次数不小于3次；
模块M2：进行气动非线性分析，包括静稳定力矩非线性分析、Magnus力矩非线性分析和阻尼力矩非线性分析，根据静稳定力矩非线性确定最大过载能力，根据Magnus力矩非线性确定静态耦合度，根据阻尼力矩非线性确定极限环状态；
模块M3：进行动态稳定性分析，包括平衡点附近线性化分析和基于非线性模型的α-β相平面流型分析，根据线性化分析获得动态稳定的参数设计边界，根据α-β相平面流型分析获得动态稳定的初值稳定域；
非定常气动力模型具有如下形式：
Figure FDA0003806673940000034
Figure FDA0003806673940000035
Figure FDA0003806673940000036
Figure FDA0003806673940000037
其中，Fy和Fz分别表示横侧向力，My和Mz分别表示横侧向力矩；α和β分别表示准攻角和准侧滑角；ωY1和ωZ1分别表示偏航角速度和俯仰角速度；δY1和δZ1分别表示偏航舵偏角和俯仰舵偏角；Q表示动压；S表示特征面积；L表示特征长度；V表示来流速度；
Figure FDA0003806673940000038
表示法向力系数；
Figure FDA0003806673940000039
表示Magnus力系数；
Figure FDA00038066739400000310
表示舵偏诱导法向力系数；
Figure FDA00038066739400000311
表示静稳定力矩相关系数；
Figure FDA00038066739400000312
表示Magnus力矩系相关数；
Figure FDA0003806673940000041
表示阻尼力矩相关系数；
Figure FDA0003806673940000042
表示控制力矩系数；αφ表示全攻角，且αφ＝arccos(cosαcosβ)；
静稳定力矩非线性分析包括静稳定、零攻角附近静不稳定和完全静不稳定；
静稳定：
Figure FDA0003806673940000043
动态响应攻角收敛到零点；
Figure FDA0003806673940000044
Figure FDA0003806673940000045
零攻角附近静不稳定，即存在αequ，使得动态响应攻角收敛至αequ；
完全静不稳定：
Figure FDA0003806673940000046
动态响应攻角发散；
对于静稳定和零攻角附近静不稳定的情况，获得最大配平攻角，得到弹体的最大过载：
Figure FDA0003806673940000047
Figure FDA0003806673940000048
其中δmax表示最大舵偏角，αmax表示最大舵偏角对应的平衡攻角，Fmax表示最大法向力，最大法向力与弹体重力的比即为最大过载；
对于完全静不稳定的情况，最大过载由失速攻角大小决定。
5.根据权利要求4所述的旋转弹箭非定常气动响应特性评估系统，其特征在于，Magnus力矩非线性分析包括力矩是否随攻角变化发生符号改变和Magnus力矩与静稳定力矩的最大比值；
Magnus力矩符号改变则锥形运动的方向改变，Magnus力矩与静稳定力矩的比值越大，耦合度越高，对系统的平衡点影响越大。
6.根据权利要求4所述的旋转弹箭非定常气动响应特性评估系统，其特征在于，阻尼力矩非线性分析包括负阻尼、负阻尼→正阻尼和负阻尼→正阻尼→负阻尼；
负阻尼：
Figure FDA0003806673940000049
使得系统收敛至平衡点位置；
负阻尼→正阻尼：
Figure FDA0003806673940000051
Figure FDA0003806673940000052
在负阻尼区域，弹体的收敛特性与静态分析一致，在正阻尼区域，弹体呈现发散状态；
负阻尼→正阻尼→负阻尼：
Figure FDA0003806673940000053
Figure FDA0003806673940000054
Figure FDA0003806673940000055
当αcirc1和αcirc2的值比较接近时，弹体呈现负阻尼状态，出现一个类极限环的动态收敛区域，当αcirc1和αcirc2的值相差较大时，正阻尼区域起主导作用，导致弹体呈现发散状态。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5379968A (en) * 1993-12-29 1995-01-10 Raytheon Company Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same
CN109540452A (zh) * 2018-11-21 2019-03-29 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种旋转弹箭三自由度角运动模拟试验装置
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN111323198B (zh) * 2020-03-10 2022-01-04 中国航天空气动力技术研究院 一种船尾外形旋转弹马格努斯力滚转导数获取方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5379968A (en) * 1993-12-29 1995-01-10 Raytheon Company Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same
CN109540452A (zh) * 2018-11-21 2019-03-29 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种旋转弹箭三自由度角运动模拟试验装置
CN110750836A (zh) * 2019-10-15 2020-02-04 北京电子工程总体研究所 一种基于稳态锥动的飞行器俯仰阻尼力矩计算方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
杨永强 等.旋转导弹非线性动力学建模方法研究.《上海航天》.2017,第34卷 *
钱龙 等.固定鸭舵修正弹非线性与非定常气动数值模拟.《弹道学报》.2020,第32卷(第1期), *

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