飞行动力学

飞行动力学（共10篇）

飞行动力学 篇1

微型飞行器具有体积小、重量轻、噪音小和隐蔽性好等优点,在军用、民用领域具有很高的应用价值。微型飞行器必须实现自主飞行才具有实用性,为此需要设计飞行控制系统;而如何得到准确的微型飞行器动力学数学模型是对微型飞行器进行有效控制的一个关键环节。由于微型飞行器具有低雷诺数、小展旋比等特点[1],受大气紊流和阵风影响较大,因此其动力学模型与常规飞行器也有较大差别。通过传统的理论建模方法建立微型飞行器的动力学模型需要对其动态特性、气动力学有非常深入的了解,实现起来比较困难。

系统辨识建模作为另外一种建模方法,通过输入、输出数据所提供的信息,结合理论分析得到的模型结构,来估计飞行器的动力学模型。该建模方法对辨识模型的空气动力学、飞行力学等知识要求相对较低,且易于实现,在微小型飞行器建模过程中被广泛采用[2]。

本文以南京航空航天大学研制的某固定翼微型飞行器为研究对象,通过设计辨识实验,并基于试飞获得的实验数据进行微小飞行器部分动力学模型的系统辨识。该飞行器的实物图如图1。

针对微型飞行器动力学模型的辨识,本文选择以升降舵偏角δe为控制输入,俯仰角θ为输出的传递函数作为微型飞行器纵向辨识模型;将副翼舵偏角δa为输入,滚转角ф为输出的传递函数作为横向辨识模型。

1微型飞行器模型描述

本文研究的某固定翼微型飞行器采用飞翼式布局设计,没有垂尾,其航向运动及滚转运动均通过副翼操纵完成。纵向运动主要通过升降舵及油门操纵完成。

1.1微型飞行器运动方程

机体坐标系下,微型飞行器运动方程如下:

$\{\begin{array}{l}X=m(\dot{u}+qw-rv)+mg\text{s}\text{i}\text{n}\theta \\ Y=m(\dot{v}+ru-pw)-mg\text{s}\text{i}\text{n}\phi \cos \theta \\ {\rm Z}=m(\dot{w}+pv-qu)-mg\text{c}\text{o}\text{s}\phi \cos \theta \\ L={\rm I}{}_{xx}\dot{p}-({\rm I}{}_{yy}-{\rm I}{}_{zz})qr-{\rm I}{}_{xz}(pq+\dot{r})\\ {\rm M}={\rm I}{}_{yy}\dot{q}-({\rm I}{}_{zz}-{\rm I}{}_{xx})pr+{\rm I}{}_{xz}(p{}^2-r{}^2)\\ {\rm N}={\rm I}{}_{zz}\dot{r}-({\rm I}{}_{xx}-{\rm I}{}_{yy})pq+{\rm I}{}_{xz}(qr-\dot{p})\\ r=\dot{\Psi }\cos \phi \cos \theta -\dot{\theta }\sin \phi \\ q=\dot{\theta }\cos \phi +\dot{\Psi }\sin \phi \cos \theta \\ p=\dot{\phi }-\dot{\Psi }\cos \theta \end{array}(1)$

式(1)中m是微小飞行器质量,g代表重力加速度,Ixx,Iyy,Izz是机体质量对机体坐标系各轴的惯性矩,X,Y,Z是机体坐标系下总的力。L,M,N分别为滚转、俯仰和偏航合力矩;u,v,w是质心运动速度在体轴系X,Y,Z轴上的投影,p,q,r是机体角速度在体轴系上的投影,分别为滚转角速度,俯仰角速度和偏航角速度;θ,ф,Ψ为相对地面坐标系的姿态角,分别是俯仰角、滚转角和偏航角。

1.2运动方程的解耦分组与线性化

假设微型飞行器的外形和质量分布对称于xoz平面,那么利用水平无侧滑飞行条件ф=β=0,p=q=0,将微型飞行器运动方程解耦为不依赖于横侧向状态量的纵向运动方程[4],如式(2)所示:

$\{\begin{array}{l}X=m(\dot{u}+qw)+mg\text{s}\text{i}\text{n}\theta \\ {\rm Z}=m(\dot{w}-qu)-mg\text{c}\text{o}\text{s}\phi \cos \theta \\ {\rm M}={\rm I}{}_{yy}\dot{q}\\ q=\dot{\theta }\end{array}(2)$

利用小扰动原理对纵向运动方程进行线性化[5]。选取基准运动为对称定直飞行,所有横侧向参数均为零,将纵向运动方程线性化为

$\{\begin{array}{l}\frac{d\text{Δ}\text{u}}{d\text{t}}=\text{X}{}_{\text{u}}\text{Δ}\text{u}+\text{X}{}_{\text{w}}\text{Δ}\text{w}+\text{X}{}_{\text{δ}{}_{\text{e}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{e}}-\text{g}\text{Δ}\text{θ}+\text{X}{}_{\text{δ}{}_{\text{Τ}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{Τ}}\\ \frac{d\text{Δ}\text{w}}{d\text{t}}=\text{Ζ}{}_{\text{u}}\text{Δ}\text{u}+\text{Ζ}{}_{\text{w}}\text{Δ}\text{w}+\text{u}\frac{d\text{Δ}\text{θ}}{d\text{t}}+\text{Ζ}{}_{\text{δ}{}_{\text{e}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{e}}+\text{Ζ}{}_{\text{δ}{}_{\text{Τ}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{Τ}}\\ \frac{d\text{Δ}\text{q}}{d\text{t}}=\text{Μ}{}_{\text{u}}\text{Δ}\text{u}+\text{Μ}{}_{\text{w}}\text{Δ}\text{w}+\text{Μ}{}_{\text{q}}\text{Δ}\text{q}+\text{Μ}{}_{\text{δ}{}_{\text{e}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{e}}+\text{Μ}{}_{\text{δ}{}_{\text{Τ}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{Τ}}\\ \frac{d\text{Δ}\text{θ}}{d\text{t}}=\Delta \text{q}\end{array}(3)$

式(3)中,Δδe升降舵偏角,ΔδT为油门操纵量。

将线性化后的纵向运动方程进行拉氏变换,可提取出以升降舵偏角δe为控制输入,俯仰角θ为输出的四阶传递函数模型结构如式(4)所示

$\frac{\theta (s)}{\delta e(s)}=\frac{b{}_2^{\theta }s{}^2+b{}_1^{\theta }s{}^2+b{}_0^{\theta }}{s{}^4+a{}_1^{\theta }s{}^3+a{}_2^{\theta }s{}^2+a{}_3^{\theta }s+a{}_4^{\theta }}(4)$

运用同样的分析方法可得到横向通道以副翼舵偏角δa为输入,滚转角ф为输出的四阶传递函数模型结构如式(5)所示

$\frac{\phi (s)}{\delta a(s)}=\frac{b{}_3^{\phi }s{}^3+b{}_2^{\phi }s{}^2+b{}_1^{\phi }s{}^2+b{}_0^{\phi }}{s{}^4+a{}_1^{\phi }s{}^3+a{}_2^{\phi }s{}^2+a{}_3^{\phi }s+a{}_4^{\phi }}(5)$

2微型飞行器辨识实验设计

2.1输入信号设计

正弦形式的信号实现简单,能够充分激发飞行器的响应[5],是比较理想的飞行器辨识输入信号。

本文中选择输入信号,即舵面偏转角最大幅值为20°,既能保证充分激发微型飞行器的各个模态,又避免了因舵面偏角过大引起的飞行不稳定。

2.2采样周期及采样长度的选择

采样周期的选择应遵循香农采样定理,如式(6)所示。

式(6)中,T0 为采样周期,fmax 为系统主要工作频带内的最高频率。

采样时间至少应为被辨识系统主要时间常数的10倍以上,即

式(7)中N为采样数据长度,Ta为被辨识系统的主要时间常数。

由初步试飞实验知,微型飞行器的主要工作频率范围为3 Hz～4 Hz左右,通过估算系统的主要时间常数在0.2 s～0.5 s之间。根据系统辨识的原则,采样周期应小于0.1 s,采样时间至少为5 s。本辨识实验选取采样周期为0.08 s, 采样时间为16 s。

2.3数据预处理

由于微型飞行器本身及飞行条件的复杂性,采集的飞行数据中不可避免地存在数据野值,曲线波动等误差。

本文采用多项式滑动拟合方法进行野值的识别与剔除。对于数据曲线波动,采用七点二阶中心插值平滑算法进行平滑处理。

经过数据预处理后的微型飞行器纵横向输入、输出原始数据分别如图1、图2所示。

由图看出,纵向包含了低头、抬头、水平前飞状态,横向包含了滚转角恒定及滚转过渡状态。可见,输入信号激发了微型飞行器纵、横向的各个飞行状态,满足模型辨识的要求。

3模型辨识及模型验证

3.1模型辨识

本文将式(4)和式(5)给出的四阶传递函数作为微型飞行器纵向及横向的辨识模型结构。

由于系统辨识利用的是离散数据,因此将传递函数模型进行模型转换[5],得到离散化的传递函数模型。由于模型的分母为4阶,故选取4阶OE模型(Output-error Model)作为待辨识模型,辨识方法选择应用最为广泛的最小二乘法。

基于图1,图2所示实验数据,辨识得到微型飞行器纵、横向离散传递函数模型如下:

$\begin{array}{l}\frac{\theta (z)}{\delta e(z)}=\frac{1.926z{}^2-1.935z}{z{}^4-1.174z{}^3+0.093z{}^2+0.229z-0.149}(6)\\ \frac{\phi (z)}{\delta a(z)}=\frac{0.646z{}^3-1.281z{}^2+0.645z}{z{}^4-2.427z{}^3+1.669z{}^2-0.03z-0.206}(7)\end{array}$

3.2模型验证

本文采用交叉验证法对辨识模型进行验证[6]。微型飞行器纵向及横向辨识输出曲线与实测输出曲线分别如图3,图4所示。

由图3,图4可以看出,辨识输出曲线与实测输出曲线的变化趋势基本一致,总体吻合程度较高。证明辨识模型较好地反映了微型飞行器纵向及横侧向的动力学特性。

4结束语

通过以上研究,可得出以下结论:首先模型的验证表明本文辨识出的模型较好地反映了微型飞行器纵向及横向的动力学特性,精度较高;其次,辨识得到的纵向及横向传递函数均具有正极点,说明该微型飞行器纵向及横向均静不稳定。

参考文献

[1]周新春,昂海松.微型飞行器研究进展与关键技术.传感器与微系统,2008;27(6):1—4

[2]吴建德.基于频域辨识的微小型无人直升机的建模与控制研究.杭州:浙江大学博士学位论文,2007

[3]曹美文.基于DSP的MAV控制律设计与工程实现.南京:南京航空航天大学硕士学位论文,2006

[4]Lei Xusheng,Du Yuhu.A linear domain system identification for the small unmanned aerial rotorcraft based on the adaptive genetic algo-rithm.Journal of Bionic Engineering,2010;7(2):142—149

[5]陈皓生,陈大融.悬停状态下微型直升机航向模型的系统辨识.清华大学学报,2003;43(2):184—187

[6]Mueller J.Fixed and flapping wing aerodynamics for micro air vehicle applications.Virginia:Smerican Institute of aeronautics and Astronau-tics,2001

飞行动力学 篇2

通用飞行动力学模型库的开发及应用

飞行动力学模型是飞行仿真技术的基础,以往动力学模型的研究集中在数值解算方法上,忽略了模型本身的.重用性、互操作性问题.采用面向对象方法构建飞行动力学模型框架,使用XML语言将飞行器各种特性数据组织起来,开发了一个通用的飞行动力学模型库,并实现了与飞控系统模型的一体化设计与开发.

作 者：庞国峰 朱纪洪 PANG Guo-feng ZHU Ji-hong 作者单位：清华大学,智能技术与系统实验室,北京,100084刊 名：飞行力学 ISTIC PKU英文刊名：FLIGHT DYNAMICS年，卷(期)：24(2)分类号：V212.1 TP391关键词：飞行动力学 飞行仿真 面向对象方法 飞行控制系统

飞行动力学 篇3

【摘 要】本文根据导弹飞行力学课程网络化教学特点，从教学组织形式网络化、教学方法网络化、教学手段网络化等方面，提出了导弹飞行力学课程网络化教学模式，有助于导弹飞行力学课程网络化教学的组织实施。

【关键词】导弹飞行力学 网络化 教学组织 教学方法 教学手段

随着网络技术和多媒体技术的发展，网络化教育已经成为现代高等教育的主流趋势。基于网络的导弹飞行力学课程教学环境为学生提供了宽广、有弹性、富有创意的导弹飞行力学学习空间，能有效实现以学生为中心的导弹飞行力学课程教学模式，对学生导弹飞行力学知识的获取、合作创新精神的培养与导弹实践技能的提高起到十分重要的作用。为了提高导弹飞行力学课程教学效果，有必要开展导弹飞行力学课程网络化教学研究，为导弹飞行力学课程网络化教学提供方法依据。

一、 导弹飞行力学课程教学组织形式网络化

导弹飞行力学课程教学组织形式是围绕既定导弹飞行力学课程教学内容，在一定时空环境中，师生相互作用的方式、结构与程序。导弹飞行力学课程教学组织形式网络化是围绕一定的网络化教学内容而设计的，不同的导弹飞行力学课程网络化教学内容必须要求有与之相适应的组织形式。应围绕如何使导弹飞行力学教学活动适应每个学生的需要、兴趣、能力和发展潜力，即因材施教而展开导弹飞行力学课程教学。导弹飞行力学课程教学组织形式网络化目标是使学生能获得最大发展，能满足不同学生不同学习目标的要求。导弹飞行力学课程教学组织形式网络化反映的是教学活动中师生、时间和空间的组织和安排，其多维性决定了导弹飞行力学课程教学活动具有多种教学组织形式，即教师的、学生的、时间的和空间的组织形式是同时并存的。在导弹飞行力学课程教学的组织上，可采取分组教学，即在导弹飞行力学课程教学过程中以学生为中心，充分研究和利用学生与学生之间的关系，通过对学生分组，指导学生分工合作，共同达成导弹飞行力学课程教学目标的一种教学方式。其与传统教学模式的最大不同是，由原来的以教师为中心真正转变为以学生为中心，改变了过去教师讲、学生听和记的模式，把导弹飞行力学课堂教学体系分成抓好导弹飞行力学基础知识、重视导弹实践能力培养和指导学生学习方法这三个部分。根据学生对导弹飞行力学课程基础知识的掌握情况，对学生进行分组教学，把抓好学生的基础知识放在首位，同时注重导弹实践能力的培养，侧重于对学生的导弹飞行力学课程学习过程和学习方式的监控，重视学生自主学习导弹飞行力学课程能力的培养；在教师的组织上，可采取小组合作教学。其可形成师生网状和学生网状联系结构，师生或生生之间交流信息成网状形，学生或师生之间有更多的交流、讨论与实践机会，提高了导弹飞行力学课堂教学效率。

二、 导弹飞行力学课程教学方法网络化

导弹飞行力学课程教学方法是在导弹飞行力学课程教学过程中教师和学生为实现教学目的、完成教学任务而采取的教与学相互作用的活动方式的总称，其包括教师的教法与学生的学法，此二者是密切联系、相互作用的导弹飞行力学教学活动统一的两个方面。在网络环境下，教师利用计算机网络向学生传递导弹飞行力学教学信息，或学生通过计算机网络获取导弹飞行力学知识。要改变以往的板书加讲解的传统方式，就要充分利用现代化的多媒体教室与多媒体教学网络系统，积极实施计算机辅助导弹飞行力学课程教学，实施在教师指导下的以学生为主体的教学方式，以“演示+操作+讲解”的方式，让学生主动地去学习导弹飞行力学课程。学生不再依赖教师的讲授和导弹飞行力学教材进行学习，而是利用网络平台进行导弹飞行力学相关资料的收集与整理，教师进行引导与帮助，师生之间、学生之间互相进行讨论，以合作、探究、创造、展示等方式进行学习。要加强导弹飞行力学课程案例教学，把实际的导弹飞行真实情景加以典型化处理，形成供学生分析、思考与决断的导弹飞行力学案例，通过独立研究和相互讨论的方式，培养学生提出问题、分析问题和解决问题的能力。要实施以实际训练为主的教学方法，在直观导弹实物或导弹飞行演示和组织学生参观的基础上，通过实验、实作等实践活动，学生能够巩固和完善导弹飞行力学知识和技能，能够调动学生实践的积极性，培养学生动脑、动口、动手的实际操作能力。

三、导弹飞行力学课程教学手段网络化

学生可通过网络开展导弹飞行力学课程互动教学。导弹飞行力学课程师生互动、生生互动需要一个功能强大的平台，以支持在一个虚拟的空间里开展导弹飞行力学教学活动。可开设导弹飞行力学课程网络教学的交互平台，其可突破时间和空间的限制，使学生能够自由地分配自己的学习时间。即对于自己已经理解的导弹飞行力学知识，可用较少的时间学习或复习；对于自己掌握起来有一定难度的导弹飞行力学知识，可以多花点时间来学习，不需要一定按照导弹飞行力学课程学习进度来进行学习。同时，在学生遇到导弹飞行力学课程的困难问题或疑问时，可突破地域限制，直接向交互平台寻求直接的帮助，或寻求他人的指点，也可邀请教师或同学共同参与讨论，共同解决导弹飞行力学的重难点问题，通过导弹飞行力学问题解答、分析讨论、实作和呈现等方式，实现人机互动、师生互动、生生互动，使学生的自主性得到充分发挥。通过视频会议、聊天室、留言板等方式，实现学生合作学习的多元化，使学生探究导弹飞行力学问题的时间更充分，空间更广阔。导弹飞行力学课程互动教学活动也需要进行控制，包括教师控制导弹飞行力学教学节奏的方式、声音控制方式等，通常要在导弹飞行力学教学活动展开前设计好，做到心中有数。

【参考文献】

[1]钱杏芳.导弹飞行力学[M].北京：北京理工大学出版社，2011.

飞行动力学 篇4

鸭翼布局飞机的特点是将一组水平升力面置于主翼面前,这组水平升力面即称作鸭翼。鸭翼布局与水平尾翼布局相比,具有以下优势:(1)大迎角下提供更高升力。(2)超音速时提供较大范围的操纵力矩。(3)操纵面产生的配平阻力较小。(4)较大的失速控制范围。

一般情况下,鸭翼布局是先天纵向不稳定的,但是通过谨慎的动力学设计,同样能够获得静态或者动态稳定性。尤其是近年来随着线传飞行控制系统的发展,鸭翼布局受到了越来越多的关注,并且在战斗机上得到大量应用。

1 研究现状

近年来国内外研究机构对鸭翼布局进行了大量研究。Tu进行了一系列风洞试验,研究稳定气流及非稳定气流场中鸭翼与机翼的相互影响[1]。Howard与Kersh则通过风洞试验对不同偏度的鸭翼对升力、阻力的影响进行了研究[2]。Lowson与Barrett通过试验考察了大迎角下鸭翼飞机流场的耦合效应,包括气流场的相互作用,以及在耦合作用下升力与阻力的变化[3]。Solitani开展的风洞试验则对鸭翼位置对于机翼表面流场的影响进行了测量、分析[4]。Landfield与Rajkovic采用计算机算法评估了鸭翼/三角翼飞机相比常规水平尾翼布局的优势[5]。

2 鸭翼飞机的气动特性

水平尾翼布局飞机的纵向稳定及平衡理论已经经过了充分的发展及研究。采用类似的理论方法很容易推导出鸭翼布局的动力学方程。图1 所示是一台典型鸭翼布局示意图,为了推导其动力学方程,进行如下假设并进行相应的简化[6]:

绕飞机质心的俯仰力矩平衡条件为:

CLmax为最大升力系数,为俯仰力矩系数;Lc为鸭翼升力;Lwf为机翼及机身升力。

上述公式表明俯仰力矩是质心位置的函数。因此存在着一个质心位置使得飞机在迎角改变的情况下,俯仰力矩保持不变。这个点被称之焦点。俯仰力矩导数可以用焦点与飞机质心之间的距离表示,也就是通常意义上的静态裕度。在水平尾翼布局中,静态裕度可以为正值,从而使得俯仰力矩导数为负值以保证飞机的纵向稳定性。但是对于鸭翼布局而言,焦点位于机翼之前,因此俯仰力矩导数为正,飞机从本质上来说是不稳定的。

2.1 高升力及较低的配平阻力

鸭翼布局能够提高最大升力效率并减小飞机的配平阻力。水平尾翼布局的飞机尾翼需要承受向下的气动载荷平衡机翼上的升力,降低了升力效率并且提高了配平阻力。而前置鸭翼产生向上的升力以配平飞机,飞机的整体升力效率将得到提升。有研究表明,鸭翼布局可以大大减小配平阻力,在超音速状态下可以最高提升30%的升阻比。

2.2 大迎角下保持较高的升阻比

鸭翼布局将导致复杂的耦合气动流场,包括上洗、下洗效应,涡流之间交互作用以及涡流与翼面交互作用等复杂的流场结构。在这些作用中,上洗、下洗效应在鸭翼布局大迎角高升阻比的优势中起到了至关重要的作用。下洗减小了机翼根部的有效迎角,而上洗则增加了机翼梢部的有效迎角同时也提供了更高的升力。鸭翼产生的上洗、下洗气流延迟了机翼前缘的涡流溃散,提升了机翼的升力并且延缓了飞机失速迎角,从而在大迎角状态下提高飞机的升阻比。

2.3 鸭翼与机翼相对位置的影响

鸭翼与机翼的相对位置及偏度将显著地影响飞机的升力系数、最大迎角及其他动力学参数。对此类影响常用的分析方法有CFD计算及风洞试验。图2 所示为一个鸭翼构型的风洞试验数据,展示了一个近距耦合鸭翼布局中,鸭翼偏度对于升力系数的影响[2]。

数据显示,采用合理设计的鸭翼可以在所有大迎角状态下显著的提升升力系数。在垂直方向,鸭翼与机翼的相对高度也对飞机的升力及阻力有一定的影响。高于机翼平面的鸭翼在大迎角时能获得更大的升力,同时在阻力降低方面有更好的表现。

3 现状及展望

法国幻影F1-B与JAS 39“狮鹰”是典型的鸭翼/三角翼布局战斗机。这些机型的纵向稳定性均需要线传飞行控制系统保持。以此为代价,它们获得了高机动性、优秀的跨音速及超音速性能、超短起飞及降落距离等水平尾翼布局不具备的优势。

随着飞行控制系统的发展及对超音速性能的要求不断提高,鸭翼布局将成为中短程战斗机的主要选择。由于鸭翼的位置及偏度对高速机动性能有显著影响,随着自适应智能控制系统的发展,可控制活动鸭翼将会得到广泛应用,以确保鸭翼始终处于最佳位置与偏度。

4 结语

总而言之,合理设计的鸭翼布局能够提供较高的升阻比及优秀的高速机动性能,将在今后超音速战斗机的发展中起到至关重要的作用。

参考文献

[1]Tu EL.Numerical study of steady and unsteady canard-wing-body aerodynamics[J].NASA,1996(11):394.

[2]Howard RM,Kersh JM.Effect of canard deflection on enhanced lift for a close-coupled-canard configuration[J].AIAA,1991(9):3222.

[3]Ponton AJ,Lowson MV,Barrett RV.The evaluation of canard couplings at high angles of attack[J].AIAA,1992(1):281.

[4]Soltani MR,Askari F,Davari AR,Nayebzadeh A.Effects of canard position on wing surface pressure[J].Mechanical Engineering,2010(2):136-145.

飞行器动力工程简历 篇5

姓 名：张同学 性 别：男

出生日期：198608民 族：汉

身 份 证：****身 高：165cm

户口所在：目前所在：江西南昌

毕业院校：南昌航空大学政治面貌：中共预备党员

最高学历：本科所修专业：飞行器动力工程

人才类型：普通求职毕业日期：07

求职意向

求职类型：全职

应聘职位：本专业相关职位

希望地点：陕西西安

希望工资：面议

教育培训经历

参加社会实践经历

金工实习、电工实习、专业实习等

所获奖励

语言水平

英语 熟悉 级别:四级

普通话 精通

计算机能力

能熟悉使用各种办公软件、机械类相关制图软件

自我评价

1.待人诚恳，诚实正直，踏实肯干，责任心强，自信心足，能吃苦;

2.锐意进取，勤学好问，自学能力好，;

3.专业知识掌握牢固而且具有较强的动手能力;

飞行动力学 篇6

自由飞行空间机器人 (FreeFlyingSpaceRobot, 简称FFSR) 可以在宇宙空间自由飞行或浮游状态下代替宇航员完成仓外作业任务。FFSR没有固定基座, 因此其控制问题比地面机器人要复杂得多[1,2]。越来越多的空间装配任务给多机器人之间的协调操作带来更高的要求。

FFSR抓持负载按给定轨迹运动时的力分配问题是多FFSR协调操作系统的研究的重要基础。力分配研究的目的是为了在搬运负载过程中对末端执行器抓持内力的合理优化, 以保证负载不因内力的过大或过小而与到末端执行器发生相对滑动或受到破坏。为了实现多机器人抓持系统的驱动力优化控制, 许多学者给出了优化方法。大多是将机器人抓持负载的内力作为优化的目标, 很少考虑机器人各关节驱动力矩的输出情况。

首先视参与操作的两个自由飞行空间机器人以及负载为一个整体, 假定FFSR末端手抓持负载的内力稳定。利用Newton-Eler递推出FFSR负责操作负载的机械臂各个关节的驱动力矩公式并建立此操作系统的动力学方程, 推导出进行操作的自由飞行空间机器人的广义雅克比矩阵, 并规划出操作过程中负载的轨迹, 进而推算出自由飞行空间机器人各关节的输出力矩。最后对此两个双臂六自由度空间机器人协调操作系统进行了仿真实验, 证实了该方法的有效性。

1几何模型及相关假设

两个FFSR是在自由浮游状态下对目标负载进行操作的, 由于两个FFSR协调操作同一个负载, 所以可将机器人和负载视为一个整体进行研究。

首先对FFSR坐标系进行约定, 其中΢W, ΢i, j, ΢o分别为惯性坐标系、固定于机器人i上j连杆的坐标系、负载的坐标系。建立本文所研究的两个FFSR协调操作系统模型 (见图1) 。

为简化模型, 本文用到以下假设条件。

(1) 自由飞行空间机器人的本体位置与姿态均不受控制, 两个机器人的所对应的机械臂连杆的物理、几何参数相同。

(2) 两个FFSR对负载进行操作时整个系统不受外力作用, 各机械臂关节只有一个旋转自由度。

(3) 负责抓持负载的机械手与负载之间没有相对运动。

(4) 定义的广义速度与广义加速度都是相对于惯性参考系的。

2系统动力学方程

定义矢量运算算子

利用Newton-Euler公式递推出FFSR各关节驱动力矩公式[3]。

首先根据公式

向外递推计算机器人空间机器人各连杆的速度和加速度。由于FFSR处于自由浮游状态, 不受重力的影响, 所以假设两个参与协调操作的FFSR的机械臂的第一各连杆的加速度1$\dot{v}$1 为0。其次, 根据公式

即可递推出关节力矩的求解公式。以上各连杆的速度、加速度和力矩计算公式表明:只要求目标负载的速度、角速度、角加速度, 即可获得FFSR各关节的驱动力矩。由于机械臂各个连杆坐标系都是固定于连杆上的, 因此任意连杆的角速度的相对导数即等于其绝对导数。如图1所示的机器人系统, 作用于j机器人i连杆上的力的递推表达式为

式 (10) 中, i$\dot{V}$j是j机器人i连杆的加速度矢量, ifj和i-1f分别为作用于j机器人i连杆和i-1连杆上的力, iτj = inT ijf${}_j^{[3]}$, 这里in${}_j^{{\rm T}}$是3阶单位矩阵。其中

${}^{i}b{}_j=\left[\begin{array}{l}m{}_j^{ii}\tilde{\omega }{}_j^i\tilde{\omega }{}_j^{i}p{}_j\\ {}^i\tilde{\omega }{}_j{\rm I}{}_j^i{}^i\omega {}_j\end{array}\right],{}^i{\rm M}{}_j=\left[\begin{array}{l}m{}_j^{i}E-m{}_j^i{}^i\tilde{p}{}_j\\ m{}_j^i{}^i\tilde{p}{}_j{\rm I}{}_j^i\end{array}\right]$

利用递推表达式 (10) , 依次从机械臂的连杆向机械手进行迭代, 即可得到机械臂末端手作用于目标负载上的广义力。

根据参与协调操作的自由飞行空间机器人机械臂的力平衡原理, 整个协调操作系统有2个力平衡方程视参与协调操作的两个自由飞行空间机器人及负载为一个整体, 则整个系统的动力学方程[4,5]其统一表达式为

${\rm M}\ddot{\text{Φ}}+C=\tau -J{}_e^{\text{Τ}}F{}^e$ (11)

式 (11) 中:

在方程 (11) 中, M是整个系统的惯性矩阵, 矩阵C是各个连杆相对其连体坐标系的z轴惯性力向量。Fe是各机械臂的机械手施加于所操作的目标负载的广义力向量, Je是将机械臂末端手作用于负载的广义力转换为关节力矩的雅可比矩阵。根据文献[6]中的计算方法, 计算FFSR的广义雅可比矩阵, 得公式:

$\dot{{\rm P}}=J\dot{\text{Φ}}{}_{{\rm M}}$ (18)

式 (18) 中$\dot{\text{Φ}}{}_{{\rm M}}$为各关节角构成的矩阵, J就是实验模型的广义雅可比矩阵, $\dot{{\rm P}}$为机器人末端手的速度向量。它描述了机械手末端速度与各关节角速度之间的关系, J的值由系统各连杆的参数及初始状态决定。这样便可求出各关节的角速度、角加速度, 带入力矩求解公式既得各关节的驱动力矩。

3控制及仿真分析

为了验证双FFSR协调操作负载的准确性, 视参与协调操作的两个自由飞行空间机器人及负载为一个整体。假设FFSR末端机械手牢固抓持负载, 与负载没有相对运动, 该系统自由浮动, 并且不受外力和外力距。给出负载的期望运动轨迹, 利用本文计算出的参与协调操作双臂空间机器人的广义雅可比矩阵, 分别计算出机器人I、II负责实施搬运任务机械臂的各关节驱动力矩, 实现对机械臂的运动控制。参与操作的两个空间机器人各物理参数一致且抓持姿态对称。参数如下

利用现代控制理论的状态空间法建立了控制目标负载位置及关节力矩控制算法的微分方程, 并在控制系统仿真软件Simulink在进行仿真分析。负载期望的运动轨迹为

取目标负载的位置和速度误差反馈矩阵分别为K${}_p^p$=62E3×3, K${}_v^p$=12E3×3。假设机械手抓持负载稳定, 没有相对运动, 机械手抓持负载的期望内力为5N。既然两个机器人的结构完全相同, 它们为目标负载的运动及作用目标上的内力提供相同的贡献。因此两个空间机器人的载荷分配因子可以选为α1=0.5E3×3和α2=0.5E3×3。图2和图3给出了负载的期望和实际运动轨迹, 图4和图5给出了FFSR负责抓持负载的操作臂的各关节的驱动力矩。

仿真结果表明, 由于负载的期望轨迹发生第一次突变时, 同时负责操作任务的机械臂也发生趋势变化。此时负载的实际位姿曲线与期望位姿曲线的误差达到最大。随着仿真时间的推移, 控制算法逐渐减小期望轨迹突变带来的影响。最终, 负载的实际位姿态收敛于期望位姿曲线。

4结论

研究了两个结构相同的自由飞行空间机器人协调操作负载时的动力学问题。据Newton-Eler公式推导出FFSR力矩求解的公式, 建立协调操作系统的动力学方程。提出了基于提前规定轨迹, 依靠自由飞行空间机器人广义雅可比矩阵的控制方法, 此方法计算量小, 容易实现简单的操作任务。计算机的仿真结果表明:经过2秒左右的调整, 负载的实际位姿曲线收敛于期望的位姿曲线, 并实现了FFSR协调操作时对关节输出力矩的控制,

参考文献

[1]Vafaz S.The jinematics and dynamaics of space mnaipulators:the vir-tual manipulator approach.Internatioal Journal of Robotics Research, 1990;9 (4) :3—21

[2]Umetani Y, Yoshida K.Resolved motion rate control of space manipu-lators with generalized Jacobin matrix.IEEE Trans Robotics Automat, 1989;5 (3) :303—312

[3]熊有伦.机器人技术基础.武汉:华中理工大学出版社, 1997

[4]李瑰贤, 袁景阳, 柳长安.多臂自由飞行空间机器人协调操作动力学分析.哈尔滨工业大学学报, 2007;33 (3) :375—376

[5]霍伟.机器人动力学与控制.北京:高等教育出版社, 2005

铁饼飞行的轨迹和气动力 篇7

关于铁饼运动的起源鲜有文献记载,铁饼很可能与标枪一样都是远古时期人类狩猎或采集的工具.早在公元前708年第18届古代奥运会中,掷铁饼就被列为5项竞技之一.古希腊雕刻家米隆于公元前5世纪创作的“掷铁饼者”(见图1)成为当时铁饼运动蓬勃发展的历史见证.1896年在希腊雅典举行的第1届现代奥林匹克运动会上,男子铁饼即被列为比赛项目;1928年在荷兰阿姆斯特丹举行的第9届奥运会上,女子铁饼开始被正式列为比赛项目.

铁饼最初由石块制成,后逐渐采用铜、铁等金属制作.如今奥运会使用的铁饼是一个有金属包边的木质圆盘,中心的厚度较四周的厚度大,横截面类似于一个双凸的对称菱形翼型.投掷时,运动员被限制在直径2.5m的圆形区域内,掷出的铁饼必须落在40°的扇形区域内才有效.现代掷铁饼的完整技术动作包括握饼、预备姿势和预摆、旋转、最后用力以及掷出后身体平衡5个部分,这与古希腊人的投掷方式相比发生了很大变化,图2给出了运动员最后用力阶段的动作.在正式比赛中,铁饼的规格如表1所列;目前铁饼项目的纪录如表2所示.

铁饼的轨迹和飞行距离与其承受的空气动力有密切关系,迄今为止关于铁饼飞行的气体动力学的研究文献并不多见.Cooper等人关于铁饼飞行的早期研究没有正式发表,仅在Purdue大学的一门工程课程中作为课堂作业出现;其它的一些重要研究,包括关于铁饼自转的一个非常有特色的讨论发表在英国铁饼爱好者俱乐部主办的一份油印通讯Discobulus上.关于铁饼飞行的空气动力学一直到20世纪下半叶才有了较深入的理论研究论文发表[2,3,4].配合2008年北京奥运会提出的科技奥运的理念,本文将阐述铁饼飞行的科学原理,重点是气动力对运动轨迹的影响.

1 作用在铁饼上的力

铁饼飞行的轨迹是重力和空气动力共同作用的结果,而这一结果又与铁饼出手时的角度、速度及自转角速度等初始条件密切相关.分析作用在铁饼上的力,探索良好的投掷技术让铁饼按最佳的飞行轨迹运动,目的是使投掷的距离进一步得到提高.铁饼投掷的出手参数如图3所示,其中,α为攻角,铁饼的纵轴与相对风速之间的夹角;β为倾角,又称姿态角,铁饼的纵轴与水平面之间的夹角;θ为投掷角,铁饼出手瞬间质心速度与水平面的夹角;Vdicus,Vwind和Vrev分别为铁饼质心的出手速度、风速和铁饼质心相对风的速度;ll'为铁饼的几何中心轴线.

铁饼在飞行中受重力、升力和阻力的作用,分别用G,L,D来表示(见图4).重力的大小为G=Mg,M其中M是铁饼的质量,g为当地的重力加速度.升力L与Vrev方向垂直,阻力D与Vrev方向相反.从空气动力学的角度看,铁饼剖面是一种对称翼型;如果攻角为零,那么绕过铁饼的上下两股气流完全对称,铁饼两侧压力分布相同,此时升力为零,只有气体黏性产生的阻力.如果攻角为正且比较小,流经铁饼上表面的气流相当于进入一个收缩管道,对于不可压缩气体,根据质量守恒条件可知气流速度将会增大,流经铁饼下表面的气流则刚好相反.这就导致下表面附近气体的流速低于上表面附近气体的流速,根据伯努利定理,可知铁饼下表面附近气体的压强将大于上表面的压强,产生升力.升力使得铁饼的飞行时间延长,有助于提高成绩.在一定的攻角范围内,攻角变大会增加升力,但如果攻角太大,铁饼上表面的气流发生分离,会导致流动阻力急剧升高,升力陡然下降,这就是所谓的“失速”现象.作用在铁饼上的升力和阻力可表示为

其中φ为空气密度,A为铁饼迎风的最大截面面积.Cl和Cd分别为无量纲的升力系数和阻力系数,可通过风洞实验测量或数值计算确定.在一定的攻角范围内,升力系数Cl与攻角α成线性关系,阻力系数Cd与攻角α成平方关系[5],即

下面我们来考虑铁饼的运动方程.当风速Vwind,铁饼出手速度Vdiscus与ll'在同一平面内时,即完全顺风或逆风投掷,根据牛顿第2定律,描述铁饼质心(xm,ym)的运动方程为

给定初始条件,求解上面的方程就可以得到铁饼质心的运动轨迹[2].其中升力系数和阻力系数通过风洞实验获得,图5是Ganslen在堪萨斯大学风洞得到的实验结果,图中给出了铁饼升力和阻力系数随攻角变化的曲线[3].实验表明,在26°～29°攻角下铁饼受到的气动升力增长到最大值,然后急速下降,当攻角接近90°时升力几乎为零;阻力系数随着攻角从0°到90°单调增加,但是当铁饼失速时,气动阻力随攻角的增长率会有所下降,这是因为气动阻力是由升力诱导的,当升力曲线下降时,阻力曲线相应地也有所下降.

如果不考虑空气动力并忽略出手高度,铁饼仅受到重力的作用,那么根据质点的运动公式很容易得到铁饼的水平飞行距离为

其中V0是铁饼的出手速度.由式(5)可知投掷角θ=45°时成绩最好.Soong的理论研究指出[4]在空气动力的作用下,无风时投掷角和倾角的组合取35°/26°时为最佳角度,这个结果与Kenneth的专著中给出的数据一致[1];当投掷角和倾角相等时,33°/33°的组合最佳.从理论和实验给出的理想投掷角/倾角组合可以得出,铁饼出手时的攻角与获得最大升力时的攻角并不一致,并且初始攻角为负攻角.这是因为当攻角接近失速角时铁饼前缘将迅速上仰从而导致失速,为了避免铁饼在失速条件下飞行,保证铁饼飞行全程的升阻比达到最佳,一般在铁饼出手时使前缘略低于投掷角从而延迟前缘上仰,这样就可以减小铁饼在下降阶段的阻力.文献[6]统计了男子铁饼运动员在无风时投掷铁饼的出手参数,发现不同的运动员其出手高度和出手初速度不尽相同,并且铁饼以不同的角速度自转,但在无风时铁饼的最佳出手角度却基本上一致.其中最佳成绩的投掷角为35°～37°,倾角为26°～27°,与Soong的研究结果一致[4].

2 铁饼自转的作用

理论上讲,铁饼出手时可以相对于自身3个方向的转动轴旋转,即自转、翻滚和纵转,如图4所示.一般不希望铁饼在飞行中产生翻滚和纵转,因为这将造成失速和飞行轨迹不稳定,导致成绩的下降;但自转在保持铁饼运动稳定性时起了重要的作用.

铁饼的旋转运动与气动力矩的作用密切相关.实际上,铁饼运动时受到的气动升力并不作用在铁饼质心位置,而是作用在铁饼平面的第Ⅰ象限内[2](图6,针对右手投掷运动员,铁饼按顺时针方向转动,质心向右方向运动),方向偏离铁饼平面但并不垂直.主要原因是,一方面运动铁饼前半部分受到的升力较后半部分要大,另一方面,由于铁饼的自转导致左半部分壁面(面向铁饼的投掷方向)的速度大于右半部分壁面的速度,结果是气流作用于铁饼左半部分的升力大于右半部分的升力,因此升力的作用点必然在第Ⅰ象限内,相对于铁饼质心产生向右和沿铁饼纵轴向上的力矩.假设铁饼的自转速度很大,根据陀螺效应可知外力矩等于动量矩的变化率[7],由于动量矩方向指向铁饼下方,那么升力L垂直铁饼平面的分量L⊥产生的力矩rB×L⊥方向沿铁饼纵轴向上)将导致铁饼前缘在飞行过程中抬头引起攻角增大,而力矩rA×L⊥(方向向右)使得铁饼左侧逐渐向下倾斜引起翻滚[2].由于铁饼的自转速度很大,其陀螺稳定性可以抑制攻角增大延迟失速(见图7),同时也可以抑制翻滚使铁饼飞行平稳.假如铁饼的飞行阶段能够在失速前完成,无疑将会提高比赛成绩.Soong发现铁饼的投掷距离随其自转角速度的增加而增加[4],但是当转速达到25r/s后,投掷距离随转速增加甚微.因此,只要给铁饼一个适宜的旋转速度就可以,无需把铁饼转得很快.如果在出手瞬间过分地追求大转速,会导致铁饼出手的初速度下降反而降低投掷的成绩.

另外由于铁饼自转的Magnus效应,铁饼的飞行轨迹会向右偏航,这是平行铁饼平面的动量矩分量L‖产生的力矩引起的结果.Ganslen的实验结果也证实了这一点[3],图8是作者风洞实验的一个流动显示结果,可以看出自转诱导的气流在垂直铁饼平面上形成了一个锥形漩涡.这里的Magnus效应对比赛成绩无益,而足球赛场上著名的“香蕉球”则是利用Magnus效应的一种技术[5]但是由于铁饼形状扁平,Magnus力比较小,因此Magnus效应对铁饼轨迹的影响并不十分明显.

3 风速和风向的影响

风阻在很多体育项目中是一个重要的影响因素,包括赛车、短跑、跳远等.通常顺风对于这些项目是一个有利条件,因此在一些特定的田径项目中,如果风速影响过大,这种条件下的纪录是无效的.

掷铁饼项目同样也受到风的影响,但是与前面很多田径项目不同的是,铁饼运动员可能在逆风条件下将铁饼投掷得更远.在合适的投掷条件下,逆风条件使铁饼受到的升力增大,从而延长了铁饼在空中飞行的时间.尽管气动阻力也相应增加,但是实验表明铁饼飞行过程中气动升力带来的距离增加超过了阻力产生的距离损失.在高速行驶的列车上,把手伸在窗外就可以体会到空气作用在手上的升力和阻力.掷铁饼爱好者们很多年以前就注意到了这种现象.Taylor曾经建议掷铁饼的纪录应该根据风速进行修正,但并没有得到任何组织者的采纳[2].至今任何风速下的掷铁饼纪录都是有效的.

Frohlich指出当出手初速度小于20m/s时,逆风速度直至8m/s都对投掷者有利[2].对于中等风速(20 m/s),顺风投掷和逆取投掷必须采用不同的战术,即采用不同的投掷角/倾角组合,如图9所示.从图9(b)可以看出,尽管逆风投掷可以获得最好的成绩,但此时投掷角/倾角的范围很窄,实际训练和比赛中并不容易控制,相反顺风投掷的要求比较低,运动员容易取得中上水平的成绩.Soong指出,对于相同的投掷角(35°),当倾角增大时,铁饼在空中的飞行时间减小,逆风投掷的优势将随着倾角的增大而消失[4].

4 其它因素的影响

从方程(3),(4)可以看出,气动力的作用与ρA/M成正比,其中铁饼的截面面积A和质量M是由田径规则决定的.Frohlich的计算结果表明,铁饼投掷距离随着质量的增加而减小,随着空气密度的增加而增大[2].因此在相同的风速和出手条件下,女子铁饼由于质量小,受到的有效气动力影响大于男子铁饼受到的气动力影响,可以取得更好的成绩.而在低温和低海拔的条件下由于空气密度更大一些,铁饼的投掷距离会更远.

在实际比赛中,不管是重力加速度还是出手高度都没有我们在前面讨论的出手速度、自转速度等因素重要.这是因为重力加速度g在地球上的差别都在0.5%以内,对铁饼的飞行距离产生的影响很小.而经验表明,出手高度的增加也不总是能够使投掷远度增加,尽管一些计算结果指出当出手高度增加1m时,投掷远度可以增加2m左右,但没有一个运动员能够保持投掷姿势不变而把出手高度提高零点几米以上.因此,铁饼运动员应在满足投掷技术其它要求的前提下,力求达到尽可能高的出手高度.出手初速度对掷铁饼成绩来说是最重要的,因为投掷距离与出手初速度的平方成正比.据统计,男子优秀运动员的出手初速度一般在25.0～27.3 m/s之间,女子优秀运动员的出手初速度在24.7～25.2m/s之间.由于出手初速度在运动员技术发展的一个阶段内基本上是确定的,因此,研究最佳投掷条件时大多假设出手高度和出手初速度不变,然后寻找由运动员控制的其它参数的最佳组合,如不同风速下的最佳投掷角和倾角组合.

铁饼与我们平时玩的飞盘无论是外形还是飞行过程都有很多共同之处,不同的是后者质量要小得多,并且剖面是一种非对称翼型,但是气动力对二者的影响截然不同,Hubbard和Hummel对飞盘运动的空气动力学给过一个比较详细的分析[5].对铁饼而言,气动力在合适的投掷条件下对提高成绩是有利的;由于质量和外形的差异,飞盘在飞行过程中受到的气动力会减小其飞行距离[2].另外由于铁饼的质量较大,在较低的自转角速度下就可以获得必要的动量矩稳定飞行姿态;而对于质量较小的飞盘,需要快速旋转才能获得保持运动稳定的动量矩.

掷铁饼做为奥运会的传统项目已经有很悠久的历史了,随着铁饼运动员身体素质和投掷技术的提高,未来的冠军肯定属于那些了解铁饼飞行的空气动力学原理,并能够根据比赛的当地条件准确地调整投掷技术的运动员.

参考文献

[1] Doherty J.Kenneth.Track and Field Omnibook.Tafnews Press,1985.234,236

[2] Cliff Frohlich.Aerodynamic effects on discus flight.Amer- ican Journal of Physics,1981,49 (12):1125～1132

[3] Ganslen RV.Aerodynamic and mechanical forces in discus flight.Athletic Journal,1964,44:50,52,68,88,89

[4] Soong T-C.The dynamics of Discus Throw.Journal of Applied Mechanics,1976,43:531～536

[5] Hubbard M,Hummel SA.Simulation of frisbee flight.The 5th Conference on Mathematics and Computers in Sport, Cohen G,ed.University of Technology,Sydney,New South Wales,Australia,14-16 June 2000

[6]郑秀媛等．运动生物力学进展．北京：国防工业出版社，1998

[7]李俊峰等．理论力学．北京：清华大学出版社，施普林格出版社，2001

飞行动力学 篇8

1 导弹武器系统的作战效能影响分析

影响飞航导弹武器系统作战效能和效/费比的因素甚多, 不过主要表现在以下八个方面: (1) 射前生存能力:主要与载体 (发射平台) 的隐蔽性、机动性、防御能力有关, 并且受导弹射程远近的直接影响; (2) 发射成功率:主要与载体所处的环境、发射系统的结构、导弹与发射架的配合、发控设备的可靠性等有关; (3) 飞行可靠性:与导弹的飞行任务剖面、飞行性能、飞行环境、导弹系统的复杂程度和所用技术的成熟程度、设备的可靠性等密切相关; (4) 飞行安全性:以安全飞行概率 (或飞行安全度) 表示。超低空、掠海飞行的导弹存在碰地、撞山、碰障碍物、碰海浪 (击水) 以及导弹互碰的危险, 这主要与弹体特性、飞行控制系统设计 (飞行高度控制、侧向机动控制系统设计) 、飞行地理环境 (含地形、地貌、障碍物、海况、气象条件) 、航迹规划以及作战使用方式 (齐射、饱和攻击、协同攻击) 等因素有关; (5) 突防能力:突防能力主要与导弹的飞行性能, 例如导弹的机动性、飞行高度、飞行速度、导航系统组成及其精度;低可观测性能 (低RCS、低IR、低截获概率) ;任务规划技术以及软对抗能力等有关;同时还与所用战术密切相关; (6) 命中精度:在武器系统精度一定的前提下, 将取决于整个导弹系统的特性, 其中包括导弹的飞行性能、导航系统精度、制导系统精度等; (7) 战斗部、引信系统效能:与导弹的末段制导规律、弹道、精度以及战斗部类型和质量、引信的类型有关; (8) 经济性:任何一项飞行性能的提高或改进都是要付出一定代价的。因此, 需要权衡利弊, 若仅计算作战效能, 则此项可暂不考虑。

由此可知, 导弹的飞行性能与其作战效能具有密切的关系。在某些情况下, 某项飞行性能的改进对导弹作战效能具有显著的影响。例如, 降低飞行高度, 将显著地提高飞航导弹的突防能力。以“Ⅱ—15” (冥河) 反舰导弹为例, 早期“冥河”导弹采用气压式 (膜盒) 高度表, 其额定飞行高度是100m, 200m和300m;后来改用无线电高度表, 飞行高度可降低到20~30m, 使得导弹的突防能力大为增加。从目前的防空导弹技术来看, 拦截在300m上空飞行的目标并不很困难, 但要拦截20~30m超低空或者掠海飞行的目标却并非易事。又如, 采用机动多变弹道突防:跃升2俯冲机动攻击弹道、弹跳弹道、蛇行弹道等, 虽然这些改进通常对导弹及其控制系统改动并不大, 且易于实现, 但是降低导弹飞行高度和完成机动飞行需要解决许多飞行力学问题, 特别是弹道设计问题。在导弹的改装、改进、改型中, 类似的飞行力学问题还有许多。

2 导弹改装、改进、改型中的飞行力学问题

(1) 发射动力学问题。a.平台发射动力学问题。一种飞航导弹研制成功以后, 往往希望把它运用到其它的发射平台上去, 这就是所谓“一弹多用、基本型、系列化”的设计思想。例如一种岸对舰导弹研制成功后, 往往可能改型为:舰—舰导弹:需要解决海浪、舰艇航行和摇摆、方位 (侧向) 发射等对导弹飞行安全性和稳定性带来的影响;最佳发射条件选择问题;舰—地导弹:更换导引头, 末段弹道问题;舰—潜导弹:战斗部更换为鱼雷, 末段入水和水下弹道问题;空—舰导弹:需要解决发射过程中飞机与导弹的干扰 (机弹干扰) 问题, 最佳发射条件选择问题;初段下滑弹道设计问题;空—地导弹:更换导引头, 战斗部, 末段弹道问题;空—潜导弹:更换战斗部, 末段弹道问题;潜—舰导弹:佳发射条件选择问题;下弹道设计问题;弹性问题;潜—地导弹:更换导引头, 战斗部, 末段弹道问题。b.力学问题。这包括导弹总体性能问题;段的弹道问题;初始段的飞行稳定性和安全性问题;初始段的飞行控制问题。

(2) 弹道问题。弹道问题始终是导弹设计的中心问题。我们过去曾经说过, 导弹的设计, 始于弹道, 终于弹道, 一刻也离不开弹道问题。这些提法, 同样也适用于导弹的改装、改进、改型设计。实际上, 在上述发射动力学中, 已经多处提及弹道问题。这里, 再专门提出几个比较重要的弹道问题:a.突防弹道研究;b.成组弹道 (弹群) 的协同攻击弹道研究;c.经济弹道 (最优弹道) 研究;d.全向攻击弹道研究;e.最佳再入大气层弹道研究等。

(3) 增加射程 (增程) 问题。增加导弹航程:从飞行力学角度, 研究导弹增程的方法和技术措施, 如放宽静稳定度, 选择最佳飞行状态 (速度、高度与动力装置特性的最佳配合) 等;增加导弹有效射程:当导弹现有航程大于目前所用的有效射程时, 从飞行力学角度, 研究增加导弹有效射程的方法和技术措施。

(4) 末端攻击问题。对于普通的高射炮、密集阵火炮、防空导弹系统而言, 较为有效的末端突防攻击弹道模式有:a.跃升—俯冲攻击;b.多次降高攻击;c.指数降高攻击;d.蛇行机动攻击;e.成组导弹末段协同攻击等。

(5) 子弹头或子战斗部抛撒问题。采用不同的战斗部 (含非导子弹头、可导子战斗部) , 这是导弹改进、改型中经常遇到的事情, 其中飞行力学问题甚多, 例如:a.子弹头的最优抛撒条件;b.子弹头的最优抛撒弹道散布;c.子弹头逐步抛撒对母弹飞行稳定性的影响;d.子战斗部的弹道和制导规律问题等。

(6) 航迹规划问题。a.导弹同时到达 (TOA) 问题;四维 (4-D) 精确打击问题;b.成组导弹航迹规划问题:协同作战航迹规划问题;c.实时航迹规划问题;d.智能航迹规划问题;e.航迹规划结果检验问题;f.航迹规划中的航迹差异性问题;g.飞行走廊 (或航路) 规划问题:一条航路中存在着无穷多条航迹, 但是只有一条是最优的。

(7) 改变导弹飞行高度 (变高) 问题。a.安全飞行走廊;b.弹跳式 (skip) 飞行;c.连续变高 (高→低或低→高) 飞行;d.两相 (空—潜、潜—空) 飞行;e.地形跟踪;f.地形 (或障碍物) 回避。

(8) 改变导弹飞行速度 (变速) 问题。通常, 改装、改进、改型中有时可能改变导弹的飞行速度, 例如把固体火箭发动机改换为涡轮喷气发动机, 用以增加导弹射程;导弹在高度上或航向上的附加机动, 也可能引起飞行速度的改变, 等等。a.发动机改变对导弹飞行性能的影响;b.变速对导弹飞行稳定性的影响;c.飞行速度 (或马赫数) 控制问题。

(9) 改变导弹外形 (变形) 问题。导弹飞行中常有改变自身外形的情况, 这就是所谓变体导弹或变形导弹, 其中包括:a.助推器与弹体的分离;b.弹体之间的级间分离;c.有效载荷 (如鱼雷) 与弹体的分离;d.折叠弹翼的展开;e.可变后掠弹翼;f.埋入式进气道的弹出;g.随着飞行状态 (速度、高度、周围介质) 的改变, 导弹外形的自主式或智能化改变, 等等。

导弹形状的变化, 必然带来一系列空气动力学和飞行力学等问题, 如升力、阻力、飞行速度、稳定性、操纵性、机动性、敏捷性的变化;突变引起的扰动、冲击、振动, 等等。

(10) 协同作战问题。多枚导弹之间的协同作战能力 (CEC) 是战术与技术的巧妙结合, 是体系对抗的具体体现, 是未来战争的显著特点, 值得引起高度重视。协同作战的战术需要以导弹武器的技术改进作为其后盾, 因而牵引或推动导弹技术的进步。

任务规划, 协同策略 (规律) , 4-D精确打击弹道等问题都与飞行力学密切相关。这里的情况可能有:a.相同类型导弹的协同作战:成组导弹的弹道规划问题, 协同制导规律问题, 作战效能问题;b.不同类型导弹的协同作战:不同组导弹的弹道规划问题, 协同制导规律问题, 作战效能问题;c.不同类型武器之间的协同作战:不同类型武器 (含导弹) 的弹道规划问题, 协同制导规律问题, 作战效能问题。

结束语:综上所述, 在导弹的改装、改进、改型过程中将遇到许多飞行力学课题。凡事预则立, 不预则废。因此, 导弹飞行力学的研究不仅对于新型号研制是重要的, 而且对于现有型号的改装、改进、改型同样是重要、不可忽视的。相信, 运用计算飞行力学这一锐利武器, 上述问题是可以得到较好解决的。

参考文献

[1]关世义.充分发挥飞行力学在未来型号研制中的作用[J].战术导弹技术, 1995 (1) .

[2]关世义.计算飞行力学的产生和发展[J].航空学报, 2001.

[3]关世义.信息时代的飞行力学[J].宇航学报, 2001.

飞行动力学 篇9

500k V输电架线施工中在遇到沿线的放线跨越施工协调难度大、或地理环境导致跨越施工难度大时, 可采用动力伞展放引绳配合架线施工。我公司具有成熟的动力伞展放导引绳的施工技术及经验, 已在多条线路施工中成功应用。

2 飞行动力伞简介

2.1 飞行动力伞的组成

动力伞由载人及动力部分与飞行机翼两个部分构成。飞行动力伞机构只有升降和转弯两部分, 操作简单可靠。

2.2 飞行动力伞的特点

(1) 动力伞具有较高的安全性, 能最大程度的确保飞行人员的安全。 (2) 动力伞的操作较简便, 容易掌握, 操作人员只需经过短时间的专业培训即可独立进行飞行。 (3) 动力伞起降不需要修建跑道, 在较平坦、宽度满足要求的路面即可。 (4) 维护比较方便, 不用设专门的人员。 (5) 由于其本身重量轻, 储存运输较方便。

3 动力伞展放导引绳施工工艺

3.1 线路现场整备工作

直线塔地线横担分别挂好三轮地线 (光缆) 放线滑车, 导线横担上挂好放线滑车;在耐张塔导、地线横担施工挂孔上分别挂好导地线放线滑车。每基铁塔悬挂指示旗。耐张、转角塔在地线支架上用2米以上的竹杆布置成羊角型, 防止动力伞在展放引绳过程中, 引绳滑出塔外。放线区段内所有跨越物跨越架必须搭设完成。在牵引场配备一台型号为P40-1H的牵引机, 在张力场配备一台型号为T40-1H/1的小张力机, 张力牵引展放Φ8迪尼玛绳。在动力伞展放引绳时, 该区段内每基塔位配置的高空作业人员必须在塔上等候。

3.2 动力伞飞行准备工作

飞行动力伞起降场地应对场内的尖硬物进行清楚, 部分凹凸不平的地方进行平整, 确保起飞时, 场地两侧应无障碍物。场地设置在公路上的, 请交管部门暂时封闭公路3-5分钟。起飞前应对动力伞进行检查, 消除一些内在的安全隐患。飞行人员应先进行试飞熟悉地形、地貌、交叉跨越等情况。准备6盘Φ3.5的迪尼玛绳, 每盘长2.5km (破断拉力为12.7k N、线密度7g/m) , 动力飞行伞一次携带两盘并一次放完, 左右地线各展放一次。

3.3 飞行展放 Φ3.5 迪尼玛绳

采用飞行动力伞展放Φ3.5迪尼玛绳, 并移至左、右两侧的三轮滑车中。飞行动力伞到达塔位后, 伞上的放线人员将迪尼玛绳绳头 (尾部加重沙包) 投掷向塔位, 塔顶上的高空人员接住绳头后, 将其绑扎在塔身上。飞行动力伞继续沿线路飞行, 放线人员展放Φ3.5的迪尼玛绳, 使其落于铁塔横担或地线支架上。待Φ3.5迪尼玛绳全部落在各基铁塔上后, 铁塔上的高空作业人员将其放入相应的放线滑车内。

3.4 带张力展放 Φ8 迪尼玛绳和 Φ13 和 Φ24 防扭钢丝绳

由Φ3.5迪尼玛绳为导引绳, 利用小牵引机和小张力机牵引Φ8迪尼玛绳。利用两边地线横担上的滑车中Φ8迪尼玛绳牵引Φ13防扭钢丝绳, 然后由Φ13一牵三牵引Φ13防扭钢丝绳, 并把3根Φ13防扭钢丝绳过渡到同极导线3放线滑车中, 然后Φ13牵引Φ24防扭钢丝绳, 最后由Φ24防扭钢丝绳一牵二牵引导线。

4 施工安全措施

4.1准备过程中

4.1.1小牵张场的各类地锚以及各类拉线地锚均为受力点, 地锚开挖回填时要有专人进行检查, 合格后方能使用。对于存在较大上拔力的地锚, 应进行深埋并夯实处理。若因地质原因, 无法开挖到规定深度时, 要通知项目部技术部门会同处理。地貌坑回填时, 基坑内不得有积水, 并要开好马道口, 回填过程中不准夹带树枝、草皮等杂物, 并分层夯实。架线施工所使用的各类引绳、滑车、链条葫芦、提线器、放线走板、连接器等应派专人进行全面检查。发现破损、开裂、断股、锈蚀严重、操作、转动不灵活的一律淘汰, 检查好的滑车、葫芦、提线器、旋转连接器等还应添加润滑油, 使其灵活转动, 并做好维修保养工作。小张力机、拖拉机绞磨等动力设备应精心维护、保养, 使用前要检查各关键部位润滑情况、油压及制动装置是否正常。杜决“带病”使用。

4.1.2保证通讯的畅通, 是张力放线的必备条件。每次施工前对通讯是否通畅进行检查, 特别是牵张场及各重要地段的通讯, 应重点进行检查。飞行动力伞操作人员应配备备用通讯器材, 以便通讯故障时使用;高空作业人员要系好安全带及二道防护绳, 安全带及二道防护绳要挂在塔身上。

4.2 飞行动力伞张力放线施工过程中

4.2.1飞行动力伞操作人员必须经过专业培训, 考试合格取得相应证件后, 持证上岗。超过5m/s的风速以及雨、雪、浓雾等恶劣的自然天气禁止飞行。在起降及飞行过程中, 负责安全警戒工作的地面人员应疏散围观人员, 以免发生意外。展放过程中, 放线员抛绳头时, 塔上高空人员应站在安全的位置, 以免被绳头连接的沙包击中。对临近带电运行线路, 在施工过程应作好防止感应电措施, 飞行动力伞在飞行及展放导引绳过程应注意确保机体本身以及绳线与带电线路的安全距离。

4.2.2牵引走板过滑车时应减速并注意观察待其安全通过后再提速牵引, 牵引过程中应时刻注意引绳在空中的姿态, 张力尽量控制在使引绳稍高于跨越物的范围内。当引绳在空中的姿态发生变化时, 站塔人员应及时通知牵张场人员的负责人适当的调整牵张速度。在每基塔位过渡中相Φ8迪尼玛绳, 应采取措施将Φ3.5迪尼玛绳、Φ8迪尼玛绳固定后, 再将绳头穿过滑车, 与牵引的引绳相连。同样在进行边相Φ16钢丝绳过渡时应采取措施, 防止在过渡过程绳线掉落。利用Φ3.5迪尼玛绳绳进行中相Φ8迪尼玛绳牵引时, 每基转角塔应采取措施, 防止绳线跳出朝天滑车。张力牵引过程要不时的检查小张力机以及拖拉机绞磨的地锚及固定绳索等工器具的状态。小张力机换线盘时应卡好带张力的尾线以防跑线。启动小张力机以及拖拉机绞磨一定要听从总指挥指令。

5 结束语

500k V输电架线施工中采用飞行动力伞展放导引绳的施工工艺, 并通过多种规格的牵引绳在空中循环倒换, 从而保证所有导引绳不落地完成导线展放前总牵引绳的展放工作, 以减少对树木的砍伐和农作物的损失, 具有良好的经益效益和社会效益。

参考文献

[1]GB 50233-2005.110k V~500k V架空送电线路施工及验收规范[S].

[2]工程建设强制性条文.电力工程部分-2006[S].

[3]DL 5009.2-2004.电力建设安全工作规程第2部分:架空电力线路[S].

飞行动力学 篇10

关键词：CDIO,飞行器动力工程,培养模式,改革

1 前言

当前, 工程教育越来越偏重工程科学及理论教学, 逐渐与实际工程相脱离, 不适应社会的实际需要。“企业招不到合适人才, 高校毕业生找不到合适工作”, 工程教育模式改革势在必行[1]。

美国麻省理工学院、瑞典查尔姆斯技术学院、瑞典林克平大学、瑞典皇家技术学院等4所工程大学发起, 全球23所大学参与, 合作开发了国际工程教育合作项目, 建立了一个新型的工程教育模式, 称为CDIO[2]。CDIO代表构思 (Conceive) 、设计 (Design) 、实现 (Implement) 、运作 (Operate) , CDIO教学大纲明确了工程师培养目标是为人类生活的美好而制造出更多方便于大众的产品和系统, 让学生以主动的、实践的、课程之间有机联系的方式学习工程, 是近年来国际工程教育改革的最新成果。

2005年汕头大学率先将CDIO教学理念引入后, 近年来在我国已经得到认可和推广, 目前已经在清华大学、汕头大学、燕山大学、苏州职业技术学院等学校得到应用, 并取得了一些阶段性成果[3]。2011年5月北京CDIO区域性国际会议成功召开, 对于贯彻实施中国“中长期教育改革发展纲要”, 落实教育部“卓越工程师计划”, 进一步推动工程教育的改革, 有重大意义。

2 人才培养方案制定

培养方案制定要依据社会的需求, 以多样化的方式探索适合飞行器动力工程专业设置, 追求“知识、能力、素质”协调发展:即以知识传授为基础, 以能力培育为重点, 以道德养成为根本, 如图1所示。对于飞行器动力工程专业相关核心课程和实践环节流程见图2所示。

3 课程计划结构

按照教育部“指导普通高等学校本科专业目录和专业介绍 (1998年颁布) ”为指导明确学科和专业课程内容。确定课程内容之后, 课程计划设计的主要内容包括课程计划的结构、次序和对应关系。课程结构是基于所有课程和学习经验的组织构架, 飞动专业课程结构概念, 如图3所示。

课程计划的第一部分是有基础课程和导论性课程组成, 从大一开始强化专业, 开设专业相关导论课程, 并以导论性实验为依托, 使学生对专业工程领域产生兴趣, 并增强他们的主动性、创造性, 为后续课程奠定基础。因此, 导论课程设置理论讲授和实践教学两部分。理论讲授飞动专业性质、学习内容、学习方法、课程设置及未来就业前景和应用领域介绍, 使学生了解本专业的基本情况, 明确在一定阶段内专业学习的主要任务, 提高学生学习的针对性和目的性。实践教学以能揭示专业本质的项目为依托展开, 例如风车或叶轮机机构设计, 在设计过程中不仅要训练学生懂得专业知识, 而且要培养团队合作精神。

课程计划的第二部分是学科基础课程。期间应穿插有关团队精神、管理学、人际交往能力的培养。在此阶段强化专业, 以实习和专业综合性实验来感受专业, 同时强化团队、管理、个人能力的培养。

课程计划的第三部分包括专业课、选修课和综合性学习环节。此阶段一个老师可以负责一门整合后的课程, 或者在更多的情况下, 两个或更多老师以密切合作共同授课。这种方式可使更多学科之间发生联系, 即课程之间的联系, 使学习经验更加丰富。专业选修类课程要以提高学生自主学习积极性的讨论式、调研式的多形式授课学习方式, 激发学生积极主动、自愿参与的主观能动性。基于CDIO模式进行毕业设计过程改革, 探索“产、学、研”相结合的模式, 与校外工厂合作来组织进行毕业设计。

4 总结

按照CDIO要求来组织飞行器动力工程专业课程体系, 突出课程之间的关联性, 围绕专业目标、行业需求进行系统设计, 使学生掌握各门课程知识之间的联系, 并能实际解决综合问题, 贯彻了我国“中长期教育改革发展纲要”, 与教育部“卓越工程师计划”相一致。有利于强化对学生的综合能力培养, 有利于培养具有社会责任感、创新精神和实践能力的创新性应用型人才。

参考文献

[1]尚慧文, CDI0对高职教育人才培养的启示, 教育与职业, 2009 (11)

[2]王硕旺, 洪成文, CDIO:美国麻省理工学院工程教育的经典模式—基于对CDIO课程大纲的解读, 理工高教研究, 2009 (4)