飞行时，折叠机翼，使机翼部分展开；机翼完全展开时机翼面积是全部折叠时的 3 倍左右。 这种设计从某种意义上是对后掠机翼技术的改进，但机翼折叠时会产生局部非定常流动，其 不利影响较为严重。

2) 新一代航空技术公司的“滑动蒙皮”方案。 “滑动蒙皮”机翼在飞行中通过逐步展开或收缩翼面，改变机翼的形状和表面积，改善

飞行器的飞行性能，该机翼在改变蒙皮形状的过程中，还能够承受各种范围内的应力。目前， “滑动蒙皮”机翼技术已经成功应用于 2 架无人机，使得机翼面积变化范围为 40%、机翼展 长变化范围为 73%、展弦比变化范围为 177%，而且能够分别变化机翼面积和后掠角大小， 在各个飞行时段都能取得最优的飞行效能。

3) 雷声公司的“压缩机翼”方案。 “压缩机翼”中控制机翼伸展或缩拢的作动装置放在机翼内部，其能够按照需求改变机

翼形状。该公司选取美国的“战斧”巡航导弹作为“压缩机翼”的试验平台。这种设计的最 大的难点是，“压缩机翼”上需要承受非常高的载荷，但是巡航导弹的弹翼很薄，作动机构 又不能做得太小，因此没有足够的空间安装作动器。

1。3  研究现状

1。3。1  变后掠翼的研究现状

1。3。2 轨迹优化研究现状

1。4 本课题的研究内容

本文在阅读国内外大量相关文献的基础上,在随后的章节里着重从工程应用方法的理论 分析角度,在以下两个方面开展相关研究：① 基于射程最大化的变掠翼导弹弹道优化设计方 法研究。建立变后掠翼导弹滑翔段弹道优化设计问题的数学模型，采用 hp 自适应伪谱法进行 弹道优化，并通过与固定外形导弹的优化弹道对比，分析变掠翼导弹的增程能力与机理；② 基于末端速度最大化的变掠翼导弹弹道优化设计研究。建立变后掠翼导弹俯冲段弹道优化数 学模型，研究带有终端姿态约束的末制导弹道优化方法，并与固定外形导弹的优化弹道对比， 分析变掠翼导弹的增速能力与机理。这些工作的具体内容包括：

第二章主要建立了桁架结构变后掠翼导弹动力学模型，对全展开、半展开、折叠状态下 变后掠翼导弹在超音速、跨音速、亚音速条件下的气动特性进行了分析；

第三章对轨迹优化问题进行了一般性描述，介绍了 hp 自适应伪谱法的参数化过程及配点 的迭代准则；

第四章建立了滑翔段的弹道优化模型，以射程最大为性能指标，设计了滑翔段的优化方 案，给出滑翔段的仿真结果，分析变后掠翼导弹的增程能力与机制；

第五章建立了俯冲段的弹道优化模型，以终端速度最大为性能指标，设计了俯冲段的优 化方案，给出俯冲段的仿真结果，分析变后掠翼导弹的增速能力与机制。

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2 动力学建模与气动特性分析

导弹的一般运动是由质心平移和绕心运动组成的。在导弹设计初步阶段， 为了简捷地得 到导弹的飞行弹道和分析其弹道特性，通常根据“瞬时平衡”假设把导弹看成一个质点，忽 略控制系统时间上的延迟，并假设不受风等随机干扰的影响，只研究其质心运动。

在此基础上，本章简单介绍了几个常用的坐标系，建立变后掠翼导弹在纵向平面内的三 自由度运动方程，分析导弹在飞行过程的气动特性。

2。1 常用坐标系相互转换

建立弹道模型时，首先要建立坐标系，本文主要用到地面坐标系 Axyz、弹体坐标系 Ox1 y1 z1