题目：弹性飞行器飞行动力学仿真研究

在计算机上进行飞行器的飞行仿真，可以重复多次模拟飞行，减少实际试飞次数，大大节约项目经费。目前的飞行仿真都是以刚体飞行器的六自由度运动方程为模型进行的。现代飞行器的设计日益追求高速度、超机动性和敏捷性，使得现代飞行器越来越呈现出高速度、轻结构、大柔性和低阻尼的特点。对于导弹或者火箭来说，它们的射程和载重量任务要求它们具有大质量，且长细比越来越大，因此弹性低阶频率也越来越低。一些飞行器振动模态的最低频率恰好在飞控系统带宽内，基于六自由度刚体模型设计的飞行控制律可能降低全机稳定裕度，弹性变形和弹性振动对导弹弹道仿真的影响不能再忽略。

本文的研究目标是发展一种将飞行力学与气动弹性力学相结合的飞行仿真工具，用于研究弹性导弹的气动伺服弹性稳定性、全弹道仿真过程中的运动参数响应及飞行器结构的弹性效应对导弹命中精度的影响。

下面将研究思路及内容概括成如下三点：

(1) 弹性飞行器飞行动力学建模是弹性导弹全弹道仿真关键要解决的技术之一。本文运用拉格朗日方程推导了平均体轴系下弹性飞行器的飞行动力学方程和运动学方程。假设飞行器质量在整个飞行过程中是恒定的，对于细长体导弹采用气动导数法分段计算非定常气动力，并给出了广义力的表达式，建立了弹性导弹飞行动力学模型。论文又进一步做了些工作，将稳定模态基底法应用到变质量弹性导弹飞行动力学模型的建立中，进行了弹道仿真。

(2) 建立了俯仰通道细长体弹性飞行器小扰动运动方程，并推导了机体传递函数的解析表达式。文中采用比例积分控制方法简要设计了导弹的控制律，分析了俯仰通道弹性导弹气动伺服弹性稳定性，并讨论了惯导位置对气动伺服弹性稳定性的影响。

(3) 建立了导弹-目标相对运动模块、导引头模块、制导律模块、弹性飞行器运动模块、大气参数模块以及控制律模块。采用比例导引法制导律，在Matlab/Simulink仿真环境下进行全弹道打击目标仿真，设计编写导弹全弹道仿真过程的程序。运用蒙特卡洛法进行多次模拟打靶，与刚性导弹全弹道打靶仿真进行对比，由此讨论结构弹性对命中精度及飞行性能的影响。