飛行器動(dòng)力學(xué)與控制復(fù)習(xí)要點(diǎn)new

1、精品文檔1.衛(wèi)星軌道六要素是哪些P2-7(a,e,i , tp ) ，其中 a 半長(zhǎng)軸， e 偏心率， i 軌道傾角，升交點(diǎn)赤經(jīng)，近地點(diǎn)幅角， t p 衛(wèi)星經(jīng)過(guò)近地點(diǎn)時(shí)刻。2.衛(wèi)星發(fā)射三要素是什么P17-18( , A, tL ) ，其中發(fā)射場(chǎng) L 的地心緯度，A發(fā)射方位角， tL 發(fā)射時(shí)刻。3.什么是太陽(yáng)同步軌道P23選擇軌道半長(zhǎng)軸 a 和傾角 i 的組合使0.9856( ) / d ，則軌道進(jìn)動(dòng)方向和速率，與地球繞太陽(yáng)周年轉(zhuǎn)動(dòng)的方向和速率相同（即經(jīng)過(guò)365.24 平太陽(yáng)日，地球完成一次360°的周年運(yùn)動(dòng)），此特定設(shè)計(jì)的軌道稱為太陽(yáng)同步軌道。4.什么是臨界軌道、凍結(jié)軌道P24-25

2、若遠(yuǎn)地點(diǎn)始終處在北極上空，即拱線不得轉(zhuǎn)動(dòng)，軌道傾角滿足2.5 sin2 i2 0，即i 63.43 或 i 116.57 。此值的傾角稱為臨界傾角，此類軌道稱為臨界軌道。若選擇合適的偏心率及合適的近地幅角，使e0 ，近地點(diǎn)幅角被保持，或稱被凍結(jié)在90°。軌道的傾角和高度可以獨(dú)立選擇，此類軌道稱作凍結(jié)軌道。5.回歸軌道的回歸系數(shù)是什么P26軌道經(jīng)過(guò) N 天回歸一次，在回歸周期內(nèi)共轉(zhuǎn)R 圈，每天的軌道圈數(shù)（非整數(shù)）Q 稱為回歸系數(shù)。 QRIC ， + 表示軌跡東移，表示軌跡西移。I 為接近一天的軌道圈數(shù)，NN為正整數(shù)。6.靜止軌道的特點(diǎn)、三要素是什么P28（ 1） 軌道的周期與地球自旋周

3、期一致（ 2） 軌道的形狀為圓形，偏心率 e 0（3）軌道處在地球赤道平面上，傾角i07. 星座軌道的全球覆蓋公式相鄰衛(wèi)星星下點(diǎn)之間的角距為2b ，覆蓋帶寬度為2c ，軌 道 數(shù) 為 p， 每 一 軌 道 上 的 衛(wèi) 星 數(shù) q，衛(wèi)星總數(shù)2cb2ta cnNp q, s i n b, s ci ns i n s i n2bct a nO1O2b。1 歡迎下載精品文檔8.地球同步衛(wèi)星群的分置模式有哪幾種P36（ 1） 經(jīng)度分置模式： 各個(gè)子衛(wèi)星沿軌道經(jīng)度圈分布， 位于星座中心定點(diǎn)位置的兩側(cè)，具有不同的平經(jīng)度。（ 2）同平面偏心率分置模式：各個(gè)子衛(wèi)星享用同一定點(diǎn)經(jīng)度，但偏心率e 各不相同，由各衛(wèi)星

4、在東西方向的相位差形成一定形式的星座。（ 3） 傾角與偏心率合成分置模式：各子衛(wèi)星共享同一定點(diǎn)經(jīng)度，傾角設(shè)置使相對(duì)軌跡橢圓扭出赤道平面。9. 二體軌道的基本攝動(dòng)方程 P39rGmr3 r gradRR 是攝動(dòng)力的位函數(shù)，稱為攝動(dòng)函數(shù)，r 是集中質(zhì)點(diǎn)到空間某點(diǎn)的距離。10. 攝動(dòng)力的種類有哪些 P39 及目錄1） 地球形狀非球形和質(zhì)量不均勻產(chǎn)生的附加引力（地球形狀攝動(dòng)），2） 高層大氣的氣動(dòng)力（大氣攝動(dòng)），3） 太陽(yáng)、月球的引力（日、月攝動(dòng)），4） 太陽(yáng)光照射壓力（太陽(yáng)光壓攝動(dòng)）等。11. 拉格朗日行星運(yùn)動(dòng)方程P47da2RdtnaMde1e2R1 e2Rdtna2 eMna2edicot iR

5、csciRdtna2 1 e2na 2 1 e2d1Rdtna 21 e2 sin i id1e2Rcot iRdt2ena2 1e2ina edM2R2Rn1 edtnaana2eeMn(tt p ) 為平近點(diǎn)角可以作為6 要素之一代替 t p 。12. 地球形狀攝動(dòng)位函數(shù)及其參數(shù)含義 P50， P52 近地軌道的地球形狀攝動(dòng)：U1J2 Re2( 3sin21)J3 Re3(5sin33 sin )J4 Re4430 sin23)2r22r38r4 (35sinr靜止軌道的地球形狀攝動(dòng)：U1J2 Re2(3sin21)3J 22 Re22cos 2(22 )2r2r2cosrRe 為地球平均

6、赤道半徑， ( r , ) 為衛(wèi)星在地球坐標(biāo)上的地心距，地心經(jīng)度和地心緯度Jn 為帶諧項(xiàng)系數(shù)。 Jnm 為田諧項(xiàng)系數(shù)，nm 是這些田塊對(duì)稱主軸的相位經(jīng)度。2 歡迎下載精品文檔13. 軌道控制問(wèn)題包含哪兩類P72衛(wèi)星軌道的控制可概括為兩類： 一類是軌道機(jī)動(dòng)、 軌道轉(zhuǎn)移或簡(jiǎn)稱變軌， 衛(wèi)星從運(yùn)載分離后由衛(wèi)星自身的制導(dǎo)和推進(jìn)系統(tǒng)， 進(jìn)行若干次軌道機(jī)動(dòng)控制， 使衛(wèi)星進(jìn)入預(yù)定軌道。 另一類是軌道保持， 為克服空間環(huán)境對(duì)軌道的攝動(dòng)， 需要間斷對(duì)軌道進(jìn)行修正控制， 使衛(wèi)星軌道保持和符合衛(wèi)星應(yīng)用任務(wù)的要求。14. 敘述雙脈沖霍曼變軌的過(guò)程P75單脈沖變軌的主要特點(diǎn)是新軌道必定與原軌道相交， 雙脈沖變軌能使新軌道

7、完全脫離原軌道。 在兩個(gè)圓軌道之間的最佳變軌方式為霍曼變軌； 在兩個(gè)圓軌道之間的最佳過(guò)渡軌道是霍曼橢圓， 此橢圓分別于兩個(gè)圓軌道相切， 切點(diǎn)即為過(guò)渡軌道的近地點(diǎn)和遠(yuǎn)地點(diǎn)?；袈冘壥莾纱吻邢蛎}沖變軌： 第一次切向脈沖作用在內(nèi)圓軌道上， 形成橢圓軌道，其遠(yuǎn)地點(diǎn)到達(dá)外圓上； 第二次切向脈沖作用15. 敘述靜止衛(wèi)星的入軌控制過(guò)程P82在此遠(yuǎn)地點(diǎn)，將軌道圓化。r2新軌道原軌道r1霍曼橢圓軌道將衛(wèi)星送入赤道上的地球同步軌道， 且到達(dá)指定的經(jīng)度上空而成為靜止衛(wèi)星， 要經(jīng)過(guò)若干飛行階段和飛行軌道： 上升段動(dòng)力飛行，沿駐留軌道滑行， 近地點(diǎn)射入， 在過(guò)渡軌道上運(yùn)行，遠(yuǎn)地點(diǎn)射入，在準(zhǔn)同步軌道上漂移和定點(diǎn)置入等階段

8、。16. 漂移控制模式有哪些1）準(zhǔn)同步軌道包圍同步軌道，即r ArPr s 于是有 x0, y0, xy 。射入方式應(yīng)減速，各次速度增量為負(fù)值'''cc1212地點(diǎn)開(kāi)始圓化軌道將節(jié)省燃料。3s0 ，這說(shuō)明從遠(yuǎn)xy x y322）準(zhǔn)同步軌道被同步軌道包圍，即rsr ArP 有 x0, y0, xy ，射入方式應(yīng)加速，各次速度增量為正值，'''cc12123xy y xs0 ，這說(shuō)明從近32地點(diǎn)開(kāi)始圓化軌道將節(jié)省燃料。3）準(zhǔn)同步軌道與同步軌道相交，即r ArsrP，于是有 x0, y 0 ，射入方式應(yīng)在遠(yuǎn)地點(diǎn)加速，在近地點(diǎn)減速，cc1212xy s

9、0 ，因此從遠(yuǎn)地點(diǎn)'''18開(kāi)始圓化軌道可節(jié)省燃料。綜上所述，從主流軌道開(kāi)始， 在標(biāo)稱情況下， 只要三次脈沖變軌 近地點(diǎn)、遠(yuǎn)地點(diǎn)和定點(diǎn)噴 射，就可將衛(wèi)星送入靜止軌道上的定點(diǎn)位置。3 歡迎下載精品文檔17. 多次遠(yuǎn)地點(diǎn)射入的指向模式有哪幾種P109（ 1） 慣性固定指向：在過(guò)渡軌道上進(jìn)入預(yù)定變軌遠(yuǎn)地點(diǎn)前，衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，設(shè)置遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火推力方向。在點(diǎn)火過(guò)程中姿態(tài)控制系統(tǒng)保持衛(wèi)星姿態(tài)慣性穩(wěn)定，使發(fā)動(dòng)機(jī)噴射方向在空間中恒定為點(diǎn)火起始時(shí)刻的方向。（2）等偏航角指向：在點(diǎn)火變軌過(guò)程中衛(wèi)星的向徑離開(kāi)原過(guò)渡軌道平面，依靠紅外地球敏感器，微型姿控系統(tǒng)保持衛(wèi)星的偏航軸對(duì)

10、地心的指向，使位于衛(wèi)星俯仰/滾動(dòng)平面內(nèi)的遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)保持在當(dāng)?shù)厮矫鎯?nèi)（與地心方向垂直），又依靠太陽(yáng)敏感器測(cè)量姿態(tài)偏航角，衛(wèi)星姿控系統(tǒng)使發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向的偏航角恒定。（ 3） 共面轉(zhuǎn)動(dòng)指向：在遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火前姿控系統(tǒng)不僅將遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴射方向機(jī)動(dòng)到某最優(yōu)方向，還將該速率積分陀螺的測(cè)量軸調(diào)整到平行于某一空間方向。點(diǎn)火過(guò)程中依靠陀螺，姿控系統(tǒng)保持該陀螺的測(cè)量軸穩(wěn)定在選取的空間方向上，同時(shí)控制衛(wèi)星姿態(tài)繞該陀螺的測(cè)量軸進(jìn)行等速度轉(zhuǎn)動(dòng)，即遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)在垂直于陀螺測(cè)量軸的平面內(nèi)等速度轉(zhuǎn)動(dòng)。18. 如何克服地球形狀攝動(dòng)和光壓攝動(dòng)，使得靜止衛(wèi)星在東西方向上保持位置P115克服地球形狀攝動(dòng)：當(dāng)攝動(dòng)加速度為正，即東向攝

11、動(dòng)，迫使衛(wèi)星向東漂移，當(dāng)衛(wèi)星漂至東邊界時(shí)， 進(jìn)行脈沖修正，使衛(wèi)星獲得向西的初始漂移率；在東向攝動(dòng)力作用下，當(dāng)衛(wèi)星漂到西邊界時(shí)，西向的漂移率降為零，東向攝動(dòng)力又使衛(wèi)星離開(kāi)西邊界，向東邊界漂移， 如此形成漂移極限環(huán)。克服光壓攝動(dòng)： 用太陽(yáng)同步偏心率控制，在一個(gè)控制周期中，使偏心率的平均方向跟隨太陽(yáng)的平均方向，即偏心率矢量保持在地球- 太陽(yáng)方向周圍轉(zhuǎn)動(dòng)。19. 地面測(cè)軌的觀測(cè)量有哪些單脈沖雷達(dá)可測(cè)得衛(wèi)星至雷達(dá)站的斜距AE ，由多普勒頻移可測(cè)得該斜距的變化率，雷達(dá)天線萬(wàn)向支架軸的角度傳感器可測(cè)得衛(wèi)星相對(duì)雷達(dá)站的方向角A 和仰角 E ，由萬(wàn)向支架跟蹤系統(tǒng)可測(cè)得方向角、仰角的變化率A 和 E20. 敘述地

12、面三站測(cè)軌的原理P124三站測(cè)軌時(shí)，設(shè)備只需要在同一時(shí)刻測(cè)量衛(wèi)星至測(cè)站的斜距有幾何關(guān)系irRi ,i1,2,3若 b2 R2 R1 ，b3R3 R1 ，建立正交基線坐標(biāo)系 ib2 , j =b3(b3i)i, k i j ，b2b3(b3i)i定義衛(wèi)星位置坐標(biāo)為 xb1 i ， yb 2j ， zb3 k 利用其位置關(guān)系可得22212b2xb2b22222(b3 i)xb13b3yb2( b3j)z2x2y2b1bb引用基線坐標(biāo)與地球坐標(biāo)的轉(zhuǎn)換矩陣Rbei j k ，可得衛(wèi)星在赤道慣性坐標(biāo)的位置矢量 r = ReiT R1RbeT xb yb zb T 。（方框是點(diǎn)乘）。4 歡迎下載精品文檔2

13、1. 軌道改進(jìn)的方法有幾種P128有兩種不同的軌道估計(jì)算法：批量處理和遞推處理。批量處理是基于在一段時(shí)間內(nèi)獲得的一批觀測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行反復(fù)迭代運(yùn)算，得出在此時(shí)間段內(nèi)某一特定時(shí)刻的最優(yōu)軌道估計(jì)。遞推處理是在初期處理基礎(chǔ)上，由即時(shí)觀測(cè)數(shù)據(jù)更新現(xiàn)有估計(jì)，得出新的估計(jì)。22. 自主定軌的觀測(cè)模式有哪些P129（ 1）衛(wèi)星對(duì)天體 / 地球的張角測(cè)量。 太陽(yáng)、月亮和恒星等天體在赤道慣性坐標(biāo)的星歷是已知的，可作為定軌的參考體。（ 2）衛(wèi)星至空間無(wú)線電信標(biāo)的距離測(cè)量。這些無(wú)線電信標(biāo)來(lái)自位于靜止軌道的中繼衛(wèi)星，或位于中軌道的導(dǎo)航衛(wèi)星。這些參考衛(wèi)星的星歷是已知的，同樣可作為定軌的參考。（ 3）衛(wèi)星相對(duì)于地球表面控制點(diǎn)的

14、方向測(cè)量。23. 試比較四種衛(wèi)星姿態(tài)描述的優(yōu)缺點(diǎn)P140-147方向余弦式： 比較具有一般性， 但是表示衛(wèi)星姿態(tài)要用9 個(gè)方向余弦， 求解方向余弦要引入 6 個(gè)約束方程，使用很不方便，并且這種方法沒(méi)有直接顯示出衛(wèi)星姿態(tài)的幾何圖像。歐拉角式： 便于姿態(tài)角的測(cè)量和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程的求解，但是需要多次三教運(yùn)算，且存在奇點(diǎn)問(wèn)題。歐拉軸 / 角參數(shù)式 :歐拉四元素式： 姿態(tài)矩陣的元素不含三角函數(shù)，姿態(tài)矩陣本質(zhì)上是坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，歐拉參數(shù)不僅反映相對(duì)參考坐標(biāo)系的姿態(tài)，也可看作為姿態(tài)機(jī)動(dòng)參數(shù)。24. 姿態(tài) A 的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，的動(dòng)力學(xué)方程 P148， P152dAlimA(tt )AtAdtt 0tHHM 其中

15、H 為角動(dòng)量， M 為力矩。其中表示的斜對(duì)稱矩陣（為姿態(tài)相對(duì)參考坐標(biāo)的轉(zhuǎn)速）0zyz0xyx025. 什么是軸對(duì)稱自旋衛(wèi)星的章動(dòng)運(yùn)動(dòng)以空間中固定的角動(dòng)量矢量H作為基準(zhǔn)， H I ttI zz ez ，角動(dòng)量矢量 H由橫向、軸向兩部分組成， 由于橫向角速率t 繞自旋軸旋轉(zhuǎn)，因此自旋軸也作圓錐運(yùn)動(dòng)，使這兩部分旋轉(zhuǎn)著的矢量的合成矢量H 在空間中定向。角動(dòng)量H、瞬時(shí)轉(zhuǎn)速、自旋軸 z 三個(gè)矢量必定在同一平面內(nèi)，此平面繞矢量H旋轉(zhuǎn)，這是因?yàn)槭噶坷@ z 軸做圓錐運(yùn)動(dòng)。因此 矢量將同時(shí)作兩種圓錐運(yùn)動(dòng)，一是繞星體主慣量軸z 作的圓錐運(yùn)動(dòng)， 其轉(zhuǎn)速為n ，它成為本體章運(yùn)動(dòng)速率；另一種是繞角動(dòng)量H 作的圓錐運(yùn)動(dòng)，旋

16、轉(zhuǎn)速度是H / I t ，它稱為空間章動(dòng)速率。 Z 軸繞 H 作圓錐運(yùn)動(dòng)的速度就等于空間章動(dòng)速率， Z 軸矢量與H 的夾角 稱為章動(dòng)角。5 歡迎下載精品文檔26. 重力梯度衛(wèi)星三軸姿態(tài)穩(wěn)定的構(gòu)型要求是什么P174若星體內(nèi)部不含有角動(dòng)量部件，即 h0 ，則充分條件為 I yI x I z ，其中 I x, I y , I z 是剛體繞坐標(biāo)軸 x, y, z 的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。如星體內(nèi)含有角動(dòng)量裝置，但限于俯仰軸，即hhyb 則充分條件為：4( I yI z)h0o (I yI x )h027. 空間力矩有哪些 P180（ 1）太陽(yáng)光壓力矩（ 2）重力梯度力矩（ 3）地磁力矩（ 4）氣動(dòng)力矩28. 自旋

17、衛(wèi)星的姿態(tài)參考測(cè)量有哪些P185-1891. 太陽(yáng)方向的測(cè)量2. 天底方向的測(cè)量3. 陸標(biāo)和星光方向的測(cè)量29. 敘述雙錐相交測(cè)姿原理 P185雙錐相交法是確定自旋衛(wèi)星自旋軸方向的基本方法。 自旋衛(wèi)星的姿態(tài)是指衛(wèi)星自旋軸在空間中的方向和自旋體相對(duì)空間某個(gè)基準(zhǔn)的旋轉(zhuǎn)相位角。如果能測(cè)出自旋軸與某個(gè)參考體C1 的方向之間的夾角1 ，就可以認(rèn)為自旋軸必定在圍繞此參考體的圓錐面上，此圓錐面的主軸在衛(wèi)星至參考體方向上，圓錐的半頂角就是測(cè)得的夾角，如果同時(shí)測(cè)得自旋軸與另一參考體C2 方向之間的夾角2 ，就可以斷定衛(wèi)星自旋軸必在兩圓錐面的交線上，由于圓錐面與兩條交線，自旋軸只與兩者之一重合，必須判別真?zhèn)巍?0

18、. 三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)參考測(cè)量有哪些P202（ 1）天底方向的測(cè)量（ 2）太陽(yáng)方向的測(cè)量（ 3）星光方向的測(cè)量（ 4）地磁場(chǎng)方向的測(cè)量（ 5）無(wú)線電信標(biāo)方向的測(cè)量31. 描述自旋衛(wèi)星的雙脈沖噴氣姿態(tài)控制的進(jìn)動(dòng)過(guò)程P236初始控制時(shí)刻t 1，衛(wèi)星處于純自旋狀態(tài)，自旋軸，瞬時(shí)轉(zhuǎn)軸與角動(dòng)量軸共線。通過(guò)兩次脈沖噴氣控制， 可將自旋軸調(diào)整到給定方向，同時(shí)衛(wèi)星仍保持純自旋運(yùn)動(dòng)。當(dāng)衛(wèi)星自旋到某一位置，第一次脈沖噴氣力矩的作用方向與R一致，脈沖噴氣后，角動(dòng)量H0 進(jìn)動(dòng) H，轉(zhuǎn)速的方向也發(fā)生躍變，自旋軸z 開(kāi)始以空間章動(dòng)速率繞角動(dòng)量H 1 =H0+ H 章動(dòng)，同時(shí)轉(zhuǎn)速在星體坐標(biāo)中繞z 軸轉(zhuǎn)動(dòng)，轉(zhuǎn)速為星體章動(dòng)速率

19、。當(dāng)章動(dòng)角很小時(shí)， = n+ s 在 t 2 時(shí)刻，當(dāng)轉(zhuǎn)速繞H1 轉(zhuǎn)過(guò) 180°進(jìn)行第二次噴氣，使角動(dòng)量進(jìn)動(dòng)H2=H1+ H，同時(shí)使轉(zhuǎn)速與H2 重合，星體將繞 H2 純自旋。第二次噴氣時(shí)刻 t 2=t 1+ / ，相位與第一次相同，但是在星體坐標(biāo)系中，兩次噴氣的角度間隔為 =(t 2-t 1) s = s / 。32. 極限環(huán)控制原理P248在偏置動(dòng)量加偏置噴氣推力器的姿態(tài)控制系統(tǒng)中，姿態(tài)保持方式是圍繞死區(qū)的一個(gè)極限環(huán)。當(dāng)姿態(tài)軌跡從死區(qū)到達(dá)邊界時(shí)，控制器產(chǎn)生一個(gè)噴氣脈沖使姿態(tài)回到死區(qū)內(nèi)。如果在這一個(gè)區(qū)域條件內(nèi)不滿足t t1 0( 1d ), t t10( 1d ) ，或 t t 1

20、0( 1d ) ，姿態(tài)軌跡又將向邊界移動(dòng)， 控制器將不斷發(fā)生脈沖迫使姿態(tài)留在死區(qū)內(nèi)直到上面的條件滿足時(shí)才停止控制。顯然不能允許每個(gè)脈沖力矩作用后，章動(dòng)圓的軌跡跨過(guò)死區(qū)與另一邊界相遇，因此還必須限制噴氣推力的沖量。6 歡迎下載精品文檔33. 畫(huà)出四斜裝飛輪的姿態(tài)控制系統(tǒng)方框圖P277控制器hc分配矩陣h反飛輪作用h分配矩陣1 F (s)DcwwW (s)Ms31434144143343s , s , s姿態(tài)敏感器,衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)hhG( s)I 1s3131s2313333Td34.給出單框陀螺群控制律P293=CT (CCT ) 1 TEnCT(CCT) 1CDhCAcosB sinD det(C

21、CT )DTD ,D , D12nTN其中T 為有力矩輸出的轉(zhuǎn)速指令，N 為空轉(zhuǎn)指令。35.用混合坐標(biāo)描述撓性衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型P304sJTaT Cea'TaaJaa2Ta CT36.撓性衛(wèi)星的控制模式有哪兩類P307（ y,0 ）（ 1）共位模式： 姿態(tài)測(cè)量敏感器位于主體上，直接測(cè)量主體的姿態(tài)角包括約束模型和整體模型兩種。（ 2）非共位模式：姿態(tài)敏感器位于科學(xué)儀器平臺(tái)上，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)位于主體，平臺(tái)通過(guò)旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)與主體聯(lián)接。7 歡迎下載精品文檔37. 畫(huà)出飛機(jī)六級(jí)控制系統(tǒng)的方框圖P3038. 寫出直翼飛機(jī)的6 自由度剛體矢量動(dòng)力學(xué)方程P45dVkg速度微分方程 : mM neReAM nf FfM ng GdtndSgcoscos=VkgcossinVk航跡微分方程 :dtsind ngng轉(zhuǎn)動(dòng)角速度微分方程: JM nfQ AQ Ffdtn姿態(tài)角微分方程:1sintan= 0cos0sin/ cos39. 氣動(dòng)力模型的一般形式是什么升力： AV2 SC ，其中 CACA( 0)2AA阻力： WVA2SCW ，其中 CWCW min2costanpksinqkcos/ cosrk fC AC A k kk (CAC ACW min )其中為空氣密度， VA 為來(lái)流速度，S 為機(jī)翼面積，C A 為升力系數(shù)，為迎角，為機(jī)翼后緣襟