旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析

南昌航空大学科技学院学士学位论文在飞行器工程领域，能量管理技术并不陌生。如轨道器无推力再人返回段的末端能量管理(TAEM),以及耗尽关机固体弹道导弹的能量管理。与这两种已有能量管理技术不同的是，THAAD导弹的EMM发生在刚刚发射后的主动段，导弹飞行在距离发射点不远的稠密大气层中。受反导拦截反应时间的限制，其能量管理不宜采用TAEM式的增大飞行距离办法。而可供选择的另一种方法就是增大导弹的飞行攻角，依靠阻力的增大、主发动机推力沿速度轴分量的减小来降低速度、耗散能量。通过大攻角飞行特性分析可知，在导弹飞行主动段，当导弹以90°以内的大攻角飞行时，阻力作用增大，推力增速作用减小，导致飞行速度增幅减小，从而转弯惯性减小：推力在速度法向的分量与非线性升力相叠加，弹道转弯作用力增大，法向加速度增大。所以，在转弯惯性减小与法向加速度增大两项作用下，导弹具有“速度耗散”与“高机动快速转弯”的综合特性。并且，主动段大攻角高机动飞行，由于可以采用高操纵性的推力矢量控制方法进行大攻角飞行稳定控制而具有可实现性。因此，采用大攻角飞行的弹道设计方法可以达成对导弹速度的能量管理。显然，大攻角飞行可以达到能量耗散的目的。然而，如何给定适当的控制指令，控制导弹以大攻角飞行状态实现适当形式的高机动弹道轨迹，成为实现大攻角飞行能量耗散技术的关键问题。通过分析，耗尽关机固体弹道导弹能量管理控制的“姿态调制法”，可以应用于此。采用耗尽关机方案的固体弹道导弹，为了进行能量管理、实现射程和横向控制，在发动机耗尽关机前采用了“姿态调制导引控制方法”。其具体控制方式为一一将姿态变化设计成调制波形，控制弹体姿态连同发动机主推力方向与原期望速度增量方向产生较大夹角，降低主推力沿期望速度方向作用的加速度增量，从而达到消耗多余能量的目的导弹等飞行器特别是对对空发射等高质量、高精度的武器，它们有很高的要求：要有很好的机动性能，导弹的机动性能越好，要求它的整体结构强度就越高，承受机动过载的能力越强，特别是战术导弹，这类导弹用于攻击快速活动目标，对姿态控制系统的动态品质要求较高，尤其要求具有反应迅速和能使导弹产生所需较大过载（横向和法向加速度）的性能，因此对发动机的结构性能就要求越高，像这种高科技武器，一般是要求没有质量问题，所以我们在生产使用前必须对一些参数进行实验性测试，这样才能保证它在高空过载情况下正常放心使用，并且保证其误差在允许范围内，因此，我们必须设计出相关仪器来测试出其参数。导弹在机动过载情况下其壳体的受力比较复杂，它会受到很多方面的影响：导弹在机动过载情况下其壳体的受力比较复杂，假设导弹的主翼压心(F主)、质心(F质)及尾翼压心(F尾)的分布是按图1-1所示。如果控制导弹的俯仰、偏航是由F尾(F尾可能是尾翼、燃2