Resumen

En este artículo, se presenta una plataforma general de un modelo de misil de superficie a superficie. Se realizó un modelo de sistema de misiles preciso teniendo en cuenta la dinámica del cuerpo rígido en el espacio con seis grados de libertad y ecuación de movimiento a partir de la segunda ley de Newton hasta el modelo de espacio de estado no lineal del misil. Las simulaciones por computadora se han ejecutado utilizando el software MATLAB / Simulink. Se ha realizado la verificación del modelo del sistema.

1. Introducción

La modelización de la dinámica de vuelo se limita a algunas restricciones, como la elección de una coordenada de referencia del marco y la derivación de las ecuaciones de movimiento dominantes. En esta derivación, el vehículo se trata como un cuerpo rígido cuando se considera su movimiento de rotación, que reduzca los grados de libertad de infinito a sólo seis. Las ecuaciones de movimiento pueden describirse en dos grupos: ecuaciones cinemáticas y ecuaciones dinámicas / cinéticas [1].

La fuerza aerodinámica y de propulsión y los vectores de momento se obtienen a partir de las leyes de Newton del movimiento y la gravedad, así como de los principios de aerotermodinámica [2]. Se ha utilizado una caja de herramientas del software Simulink de MathWork; Aerospace Block-Set [1] para construir el modelo de vuelo, incluyendo: ecuaciones de movimiento de 6 grados de libertad, linealización de la aerodinámica, también un bloque de motor turbofan, actuadores de 2º y 3º orden, varios modelos estándar de la atmósfera y la gravedad terrestre, y finalmente el mod- els de perturbación del viento [1].

2. Marcos de referencia

2.1. Marco de referencia inercial centrado en la Tierra (ECI) cY_cZ_c>

Se trata de un marco de coordenadas con su origen en el centro de la Tierra, que se mueve con la Tierra, pero con una orientación fija en relación con las estrellas [3].

2.2. Marco de referencia fijo del cuerpo BY_BZ_B>

Se trata de un marco de coordenadas que se encuentra en el centro de gravedad del vehículo con origen C, como se muestra en la Fig. 1. El marco se mueve con el vehículo volador y el eje X se dirige hacia el eje longitudinal del vehículo, el eje Y se dirige hacia el eje lateral hacia la derecha desde la parte trasera y el eje Z se dirige hacia abajo para completar el marco tetraédrico ortogonal Fig. 2, [3].

2.3. Marco de referencia de los ejes de viento wY_wZ_w>

Se trata de un marco de coordenadas que se encuentra en el centro de gravedad del vehículo. El marco se mueve con el vehículo volador y el eje Xw- se dirige contra el vector de velocidad de la corriente libre. Este marco resulta de la rotación del marco de referencia fijo del cuerpo con un ángulo de ataque α alrededor del eje YB negativo y luego de la rotación alrededor del eje Z- resultante con un ángulo de deslizamiento lateral β, como se muestra en la Fig. 2.

• Materias:Tiempos y movimientos Arma
• Subjects:Predetermined motion time systems Armaments
• Palabras claves:Modelado de misiles, misil de superficie a superficie, 6 grados de libertad, ecuación de movimiento, modelo de espacio de estado no lineal.
• Keywords:Missile modelling, surface-to-surface missile, 6 degrees of freedom, equation of motion, non-linear state space model.