“Oh,My Gad”這樣的南航兩艙晉級(jí)考核

1、DD http:/ 臨云行私人飛機(jī)論壇 2.4 受擾運(yùn)動(dòng)方程受擾運(yùn)動(dòng)方程 火箭在實(shí)際飛行中，受到內(nèi)外干擾火箭在實(shí)際飛行中，受到內(nèi)外干擾 的作用處于受控狀態(tài)。的作用處于受控狀態(tài)。 分兩類：分兩類： 1）影響質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的干擾力。）影響質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的干擾力。 2）影響繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的干擾力矩。）影響繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的干擾力矩。 彈（箭）按照給定彈道飛行，姿態(tài)控彈（箭）按照給定彈道飛行，姿態(tài)控 制系統(tǒng)對(duì)飛行器施加程序角控制制系統(tǒng)對(duì)飛行器施加程序角控制, 在干擾情況下保證飛行器姿態(tài)自動(dòng)在干擾情況下保證飛行器姿態(tài)自動(dòng) 穩(wěn)定。穩(wěn)定。 ： 發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的偏差（比沖偏差，推力作用線偏斜等） 產(chǎn)品結(jié)構(gòu)偏差（初始重量偏差，質(zhì)心偏離幾

2、何軸線，推力不同步） 氣動(dòng)系數(shù)偏差 風(fēng)干擾，推進(jìn)劑晃動(dòng)干擾 控制裝置零位偏差和漂移等 飛行器俯仰角，偏航角，滾動(dòng)角飛行器俯仰角，偏航角，滾動(dòng)角 飛行器俯仰，偏航，滾動(dòng)通道程序飛行器俯仰，偏航，滾動(dòng)通道程序 角角 一般受控飛行器姿態(tài)控制方程式：一般受控飛行器姿態(tài)控制方程式：010101( )( )( )uucxcxcxK uK uttt , ,cxcxcx 姿態(tài)角角速度姿態(tài)角角速度增益增益姿態(tài)控制回路，靜、動(dòng)態(tài)傳遞系數(shù)；姿態(tài)控制回路，靜、動(dòng)態(tài)傳遞系數(shù)； 法向、橫向?qū)б糠ㄏ?、橫向?qū)б? -噴管綜合擺動(dòng)角（控制用擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)）噴管綜合擺動(dòng)角（控制用擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)） -為各發(fā)動(dòng)機(jī)擺角為各發(fā)動(dòng)機(jī)擺角 12

3、34123412341234, ,uuk uk u000111,- 控制力和控制力矩為控制力和控制力矩為:-俯仰力 -偏航力 -滾動(dòng)力 111222kkkPFPFPF 火箭理論尖端至發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)軸的距離火箭理論尖端至發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)軸的距離 發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)軸至火箭縱軸的距離發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)軸至火箭縱軸的距離 1x111()2()2kxkyRZkzRZMpZpMXXpMXX RXZ 受擾運(yùn)動(dòng)時(shí)動(dòng)力學(xué)方程受擾運(yùn)動(dòng)時(shí)動(dòng)力學(xué)方程: 將動(dòng)力學(xué)方程前三個(gè)方程改寫到速將動(dòng)力學(xué)方程前三個(gè)方程改寫到速 度坐標(biāo)系中，加上干擾力度坐標(biāo)系中，加上干擾力; 后三個(gè)方程后三個(gè)方程 仍然在本體坐標(biāo)系中仍然在本體坐標(biāo)系中, 并在后面加干擾力并

4、在后面加干擾力 矩矩.111111111111111111111()()()xcyczcxxyzyzxyyzxxzyzzxyxyzmvFmvFmvFJJJMJJJMJJJM xcgxcpxcaxckxcsxcExcxFFFFFFFFycgycpycayckycsycEycyFFFFFFFFzcgzcpzcazckzcszcEzczFFFFFFFF11111xaxkxsxExxMMMMMM11111yaykysyEyyMMMMMM11111zazkzszEzzMMMMMM 需將合外力需將合外力 中的各項(xiàng)力中的各項(xiàng)力（表達(dá)式見（表達(dá)式見P57-P60）變換到速度坐標(biāo)）變換到速度坐標(biāo)系中，并代入前三

5、個(gè)方程；將各項(xiàng)力矩系中，并代入前三個(gè)方程；將各項(xiàng)力矩變換到本體坐標(biāo)系中，并代入后三個(gè)方變換到本體坐標(biāo)系中，并代入后三個(gè)方程；即得到受擾運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程，見程；即得到受擾運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程，見P60。解出狀態(tài)參數(shù)轉(zhuǎn)換到慣性坐標(biāo)系。解出狀態(tài)參數(shù)轉(zhuǎn)換到慣性坐標(biāo)系. 各隨機(jī)干擾力寫出分解式，通常用各隨機(jī)干擾力寫出分解式，通常用均方和疊加（均方和疊加（具體見具體見P66）：）：,xcyczcFFF22221/2()xigxpxaxkxFFFFF 氣動(dòng)力矩是穩(wěn)定力矩和阻尼力矩氣動(dòng)力矩是穩(wěn)定力矩和阻尼力矩兩部分組成兩部分組成. 氣動(dòng)阻尼力矩是飛行器旋轉(zhuǎn)過程氣動(dòng)阻尼力矩是飛行器旋轉(zhuǎn)過程中產(chǎn)生中產(chǎn)生. 具體見具體見P

6、58 2-64c 對(duì)于繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)分析如下對(duì)于繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)分析如下: 假定運(yùn)動(dòng)狀態(tài)是小偏差變化，有假定運(yùn)動(dòng)狀態(tài)是小偏差變化，有: 根據(jù)小偏差化簡下式根據(jù)小偏差化簡下式:111sincoscossincoscossinxyz000, , 0, 進(jìn)行線性展開，忽略二階項(xiàng)進(jìn)行線性展開，忽略二階項(xiàng) 姿態(tài)控制系統(tǒng)，在姿態(tài)控制系統(tǒng)，在小干擾小干擾情況下，情況下， 可按照俯仰，偏航，滾動(dòng)三個(gè)通道方可按照俯仰，偏航，滾動(dòng)三個(gè)通道方 程進(jìn)行分析。程進(jìn)行分析。 具體推導(dǎo)詳見書具體推導(dǎo)詳見書 P6310101xyz 俯仰通道誤差方程俯仰通道誤差方程:受擾運(yùn)動(dòng)與標(biāo)準(zhǔn)受擾運(yùn)動(dòng)與標(biāo)準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)相減運(yùn)動(dòng)相減, 由選出與俯仰運(yùn)動(dòng)有關(guān)的

7、式子由選出與俯仰運(yùn)動(dòng)有關(guān)的式子組成組成,見見P63 2-69. 依次類推偏航通道和滾動(dòng)通道誤差依次類推偏航通道和滾動(dòng)通道誤差方程方程. 這些誤差方程是后面姿態(tài)控制系統(tǒng)這些誤差方程是后面姿態(tài)控制系統(tǒng)彈彈(箭箭)傳遞函數(shù)的基礎(chǔ)傳遞函數(shù)的基礎(chǔ). 2.5 飛行軌道飛行軌道 飛行軌道是飛行器質(zhì)心在空間運(yùn)動(dòng)飛行軌道是飛行器質(zhì)心在空間運(yùn)動(dòng) 所描述的軌跡。所描述的軌跡。 彈道式飛行器（彈道導(dǎo)彈或運(yùn)載火彈道式飛行器（彈道導(dǎo)彈或運(yùn)載火 箭）的飛行軌道由主動(dòng)段、自由段和箭）的飛行軌道由主動(dòng)段、自由段和 再入段組成。再入段組成。 各段的特點(diǎn)：各段的特點(diǎn)： 主動(dòng)段主動(dòng)段 有效載荷（彈頭、空間載有效載荷（彈頭、空間載 荷

8、）被推力荷）被推力助推助推到需要的高度和到需要的高度和 預(yù)預(yù) 定的狀態(tài)，與運(yùn)載體分離。定的狀態(tài)，與運(yùn)載體分離。 自由飛行段自由飛行段有效載荷在有效載荷在僅有引力僅有引力作用作用 下按橢圓軌道飛行?；鸺龤んw或下按橢圓軌道飛行?；鸺龤んw或 彈頭以自由飛行體的形式飛行。彈頭以自由飛行體的形式飛行。 再入段再入段有效載荷（彈頭）或運(yùn)載火箭有效載荷（彈頭）或運(yùn)載火箭 殼體受到殼體受到氣動(dòng)力和地球引力氣動(dòng)力和地球引力影響。影響。 彈道式飛行軌道是利用彈道式飛行軌道是利用主動(dòng)段主動(dòng)段飛飛 行器的制導(dǎo)和控制系統(tǒng)獲得的行器的制導(dǎo)和控制系統(tǒng)獲得的 ，在自由，在自由 飛行段對(duì)彈（箭）不加控制。飛行段對(duì)彈（箭）不加控

9、制。 改變軌道形狀的方法：對(duì)飛行器改變軌道形狀的方法：對(duì)飛行器 施加程序角，并通過姿態(tài)控制系統(tǒng)完施加程序角，并通過姿態(tài)控制系統(tǒng)完 成。成。 2.5.1 主動(dòng)段軌道方程主動(dòng)段軌道方程 軌道方程軌道方程: 一組確定飛行器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)軌一組確定飛行器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)軌 跡的動(dòng)力學(xué)方程。跡的動(dòng)力學(xué)方程。 建立軌道方程的坐標(biāo)系通常有兩種：建立軌道方程的坐標(biāo)系通常有兩種： 1) 相對(duì)相對(duì)地球地球坐標(biāo)系坐標(biāo)系-描述飛行器相對(duì)于描述飛行器相對(duì)于 地球的運(yùn)動(dòng)，以此建立的方程便于地球的運(yùn)動(dòng)，以此建立的方程便于 地面對(duì)飛行器測速定位，落點(diǎn)經(jīng)緯地面對(duì)飛行器測速定位，落點(diǎn)經(jīng)緯 度確定。度確定。 2) 慣性坐標(biāo)系慣性坐標(biāo)系 -軌道運(yùn)

10、動(dòng)方程參數(shù)容易軌道運(yùn)動(dòng)方程參數(shù)容易 在慣性坐標(biāo)系導(dǎo)出，而且便于慣性在慣性坐標(biāo)系導(dǎo)出，而且便于慣性 制導(dǎo)研究。制導(dǎo)研究。 主動(dòng)段軌道方程如下：主動(dòng)段軌道方程如下：受控飛行器姿態(tài)控制方程111111111111111111111010101()()()( )( )(xxyyzzxxyzyzxyyzxxzyzzxyxyzuucxcxcxXWgYWgZWgJJJMJJJMJJJMkukuttt) 由于由于 需要姿態(tài)角，需要姿態(tài)角， 故質(zhì)心運(yùn)動(dòng)與繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程聯(lián)立故質(zhì)心運(yùn)動(dòng)與繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程聯(lián)立 求解。求解。 111xxyyzzWWWWWW 哥氏加速度， 牽連加速度分 量，見P69，2- 76，2-77

11、受控飛行器姿態(tài) 控制方程 1111111111111111111110101()()()gxgxgcxgexggygygcygeyggzgzgczgezgxxyzyzxyyzxxzyzzxyxyzuuXWgVVYWgVVZWgVVJJJMJJJMJJJMk uk u01( )( )( )cxcxcxttt 由于由于 也需要姿態(tài)角，也需要姿態(tài)角， 故質(zhì)心運(yùn)動(dòng)與繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程聯(lián)立求解。故質(zhì)心運(yùn)動(dòng)與繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程聯(lián)立求解。111xxxgyyygzzzgWWWWWWWWW受控飛行器姿態(tài)控制方程11111010101000( )( )( )xxyyzzkxxaykyyazkzzuucxcxcxXWgYW

12、gZWgMMMMMMMMk ukuttt 直接解上述各方程無法得到解析直接解上述各方程無法得到解析 解，因此只能用數(shù)值積分來解。解，因此只能用數(shù)值積分來解。 最簡單的數(shù)值積分方法最簡單的數(shù)值積分方法歐拉法。歐拉法。 設(shè)一組微分方程：設(shè)一組微分方程： 1112221212( ,)( ,)( ,)nnnnndxf t x xxdtdxf t x xxdtdxf t x xxdt 若已知若已知 瞬時(shí)的參數(shù)值瞬時(shí)的參數(shù)值 可計(jì)算出該瞬時(shí)右面的函數(shù)值可計(jì)算出該瞬時(shí)右面的函數(shù)值 即得到在即得到在 時(shí)刻的時(shí)刻的 變化率變化率 欲求瞬時(shí)欲求瞬時(shí) 參數(shù)值，則：參數(shù)值，則： at12() ,() ,()aanax

13、xx12() ,() ,()aanafffat12() ,() ,()naaadxdxdxdtdtdt1aattt1111112212221()()()()()()()()()()()()()()()aaaaaaaaaannanaananadxxxtxftdtdxxxtxftdtdxxxtxftdt 依次類推，可達(dá)到所需精度，時(shí)間依次類推，可達(dá)到所需精度，時(shí)間 到主動(dòng)段關(guān)機(jī)時(shí)刻。到主動(dòng)段關(guān)機(jī)時(shí)刻。 2.5.2 自由段軌道方程自由段軌道方程 該段只受地球引力作用，根據(jù)受力該段只受地球引力作用，根據(jù)受力 情況，利用動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程寫出其軌道情況，利用動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程寫出其軌道 方程方程 ，利用數(shù)值積分

14、求各點(diǎn)狀態(tài)量。初，利用數(shù)值積分求各點(diǎn)狀態(tài)量。初 始速度是主動(dòng)段的終點(diǎn)速度始速度是主動(dòng)段的終點(diǎn)速度 。利用極坐。利用極坐 標(biāo)較簡單標(biāo)較簡單. 參看書參看書P7078 ，和，和航天器航天器 軌道動(dòng)力學(xué)軌道動(dòng)力學(xué) 2.5.3 再入段軌道方程再入段軌道方程 該段受氣體動(dòng)力和地球引力作用，該段受氣體動(dòng)力和地球引力作用， 分析受力情況，利用動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程寫分析受力情況，利用動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程寫 出軌道方程出軌道方程 ，利用數(shù)值積分求各點(diǎn)狀態(tài)，利用數(shù)值積分求各點(diǎn)狀態(tài) 量。量。 參看書參看書P7881 ，自，自 學(xué)學(xué) 2.5.4 落點(diǎn)計(jì)算落點(diǎn)計(jì)算 落點(diǎn)計(jì)算是一種航程計(jì)算。落點(diǎn)計(jì)算是一種航程計(jì)算。 火箭航程：從發(fā)射

15、點(diǎn)到有效載荷衛(wèi)星火箭航程：從發(fā)射點(diǎn)到有效載荷衛(wèi)星 運(yùn)行到自由滑行軌道的某固定位置運(yùn)行到自由滑行軌道的某固定位置 時(shí)地表面的航跡曲線。時(shí)地表面的航跡曲線。 導(dǎo)彈航程：從發(fā)射點(diǎn)到落點(diǎn)之間的距導(dǎo)彈航程：從發(fā)射點(diǎn)到落點(diǎn)之間的距 離，也稱射程，是主動(dòng)段、自由離，也稱射程，是主動(dòng)段、自由 段，再入段的三段射程疊加構(gòu)成。段，再入段的三段射程疊加構(gòu)成。 計(jì)算射程的方法：計(jì)算射程的方法： 1）采用軌道計(jì)算。利用主動(dòng)段、自由）采用軌道計(jì)算。利用主動(dòng)段、自由 段、再入段的軌道方程，進(jìn)行實(shí)時(shí)段、再入段的軌道方程，進(jìn)行實(shí)時(shí) 積分計(jì)算，得出三段航程的總和就積分計(jì)算，得出三段航程的總和就 是射程是射程 。 2）利用地球表面

16、的幾何關(guān)系以及球面）利用地球表面的幾何關(guān)系以及球面 三角形求得。見三角形求得。見P88-92 落點(diǎn)確定落點(diǎn)確定: 射程射程 橫向距離橫向距離0sinsinHR00()LRR再主自 2.5.5 落點(diǎn)偏差計(jì)算落點(diǎn)偏差計(jì)算 飛行器在運(yùn)動(dòng)過程中受到內(nèi)外干擾飛行器在運(yùn)動(dòng)過程中受到內(nèi)外干擾 作用，飛行軌道偏離標(biāo)準(zhǔn)軌道。作用，飛行軌道偏離標(biāo)準(zhǔn)軌道。 運(yùn)載火箭運(yùn)載火箭 -干擾作用的后果是有效載干擾作用的后果是有效載 荷的入軌偏差。荷的入軌偏差。 彈道導(dǎo)彈彈道導(dǎo)彈 -偏離標(biāo)準(zhǔn)軌道的最后結(jié)果偏離標(biāo)準(zhǔn)軌道的最后結(jié)果 是落點(diǎn)偏差。是落點(diǎn)偏差。 落點(diǎn)偏差和入軌偏差的計(jì)算原理近似。落點(diǎn)偏差和入軌偏差的計(jì)算原理近似。 落點(diǎn)

17、偏差計(jì)算主要是用兩種計(jì)算方法：落點(diǎn)偏差計(jì)算主要是用兩種計(jì)算方法： 1）利用地面的幾何關(guān)系計(jì)算落點(diǎn)偏差）利用地面的幾何關(guān)系計(jì)算落點(diǎn)偏差 射程偏差：射程偏差： 橫向偏差：橫向偏差： 標(biāo)準(zhǔn)射程，標(biāo)準(zhǔn)橫向距離標(biāo)準(zhǔn)射程，標(biāo)準(zhǔn)橫向距離0()LRLL 0sinsin()HRHH,L H 2）利用主動(dòng)段飛行狀態(tài)參數(shù)計(jì)算落點(diǎn)偏）利用主動(dòng)段飛行狀態(tài)參數(shù)計(jì)算落點(diǎn)偏 差差 攝動(dòng)法和彈道求差法。攝動(dòng)法和彈道求差法。 攝動(dòng)法：攝動(dòng)法： 當(dāng)忽略被動(dòng)段由于空氣動(dòng)力、重力當(dāng)忽略被動(dòng)段由于空氣動(dòng)力、重力 異常等因素的影響時(shí)，飛行軌道及地表異常等因素的影響時(shí)，飛行軌道及地表 上的射程僅是主動(dòng)段終點(diǎn)狀態(tài)參數(shù)函數(shù)上的射程僅是主動(dòng)段終點(diǎn)

18、狀態(tài)參數(shù)函數(shù) 0( ), ( ),kkkLRL v tr tt -慣性坐標(biāo)系中，飛行器在主動(dòng)慣性坐標(biāo)系中，飛行器在主動(dòng) 段終點(diǎn)距段終點(diǎn)距 地心的矢徑。地心的矢徑。 -慣性坐標(biāo)系中，飛行器在主動(dòng)慣性坐標(biāo)系中，飛行器在主動(dòng) 段終點(diǎn)速度矢量。段終點(diǎn)速度矢量。 -主動(dòng)段飛行時(shí)間主動(dòng)段飛行時(shí)間 (kr t ）( )kv tkt 假如彈道導(dǎo)彈在干擾作用下假如彈道導(dǎo)彈在干擾作用下實(shí)際飛實(shí)際飛 行軌道與標(biāo)準(zhǔn)軌道的偏差不大行軌道與標(biāo)準(zhǔn)軌道的偏差不大，則將小，則將小 偏差的實(shí)際射程函數(shù)（是主動(dòng)段終偏差的實(shí)際射程函數(shù)（是主動(dòng)段終 點(diǎn)狀態(tài)參數(shù)的函數(shù)）在標(biāo)準(zhǔn)射程函數(shù)關(guān)點(diǎn)狀態(tài)參數(shù)的函數(shù)）在標(biāo)準(zhǔn)射程函數(shù)關(guān) 機(jī)點(diǎn)近旁展開泰勒級(jí)數(shù)機(jī)點(diǎn)近旁展開泰勒級(jí)數(shù), 并忽略二次項(xiàng)并忽略二次項(xiàng), 可得到射程偏差線性展開可得到射程偏差線性展開 式式:( ), ( ),( ), ( ),( )( )( )( ( )( )()( )kkkkkkxkxkxkkkkkkkLL v tr ttL v tr ttv tv tv tLLx tx tttx tt( )( )( )( )( )( )( )( )( )( )( )( )()xxyyzzkkxkxkykykxyvvvvzkzkkkx xzvvkkkkz zy ykkkttLLLv tv tv tvtvvLLv tv tx tx