迎 Ay 轴观察，若由 Ax 轴至 Ax ' 轴是逆时针旋转，则v 为正。

图 2。2 地面坐标系与弹道坐标系

地面坐标系与弹道坐标系之间的关系用矩阵形式表示为：

2。2  动力学模型

基于“瞬时平衡”假设，把变后掠翼导弹看成一个可操控的质点，只研究导弹质心在纵 向平面内的动力学模型。

导弹动力学基本方程为[31]：

m dV F

dt （2。5）

其中，m 为导弹质量，V 为导弹速度， F 为作用于导弹上的外力。 在弹体坐标系下导弹的受力如图 2。3 所示：

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图 2。3 导弹在弹体坐标系下受力分析

其中，X 为阻力，与速度方向相反；Y 为升力，方向垂直速度向上；P 为推力，与弹轴方向平 行；G 为重力。

将导弹受力在弹体坐标系内分解：文献综述

动力学方程：运动学方程：

因为变后掠翼导弹被动段中 P=0，故导弹的运动方程为：

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式中， g 为重力加速度；x、y 分别为射程和射高；      ，       ，其中，S 为参考

面积；q 1 v2 为动压；  、  分别为阻力和升力的气动力系数，是马赫数 Ma、攻角 、后掠

2

角 的函数，一般由风洞实验获得； , 0 为控制方程，是 和 的函数。

2。3 变后掠翼导弹气动特性分析

本文的气动力数据是吹风试验所得，忽略了变后掠翼导弹展开过程产生的非定常特性对 气动力的影响。为了分析导弹在超音速（Ma=2。0）、跨音速（Ma=1。2）、亚音速（Ma=0。6）下 后掠角对导弹飞行特性的影响，对变后掠翼导弹分别在全展开（ 35 °）、半展开（ 55 °）、

折叠状态（ 85 °）下的气动数据进行了分析。

图 2。4 亚音速条件下升力系数随攻角变化曲线

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图 2。5 亚音速条件下阻力系数随攻角变化曲线

ma=0。6

图 2。6 亚音速条件下升阻比随攻角变化曲线

由图 2。4 知，亚音速条件下，变后掠翼导弹全展开和半展开状态下的升力系数随着攻角 的增大急剧增大，折叠状态下，随攻角增加，升力系数缓慢增加，与攻角呈一次函数关系。 由图 2。5 知，阻力系数在全展开状态下大于半展开和折叠状态，和攻角呈二次函数关系。由来~自,优^尔-论;文*网www.youerw.com +QQ752018766-

图 2。6 知，攻角大于 0 以后，全展开状态下的升阻比大于半展开和折叠状态，也就是亚音速 条件下，全展开状态下的升阻特性最好。

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图 2。7 跨音速条件下升力系数随攻角变化曲线ma=1。2

图 2。8 跨音速条件下阻力系数随攻角变化曲线ma=1。2

图 2。9 跨音速条件下升阻比随攻角变化曲线

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由图 2。7-2。9 知，在跨音速条件下全展开状态下的阻力系数比亚音速高的多，而升力系 数和亚音速时的升力系数相差不大，这导致了跨音速条件下全展开的变后掠翼导弹的升阻比 比亚音速升阻比低。此时，半展开状态的升阻比和亚音速阶段相比变化不大，其值大于全展 开状态，升阻特性最好。