受扰运动方程.ppt

1、2.4受扰动运动方程的火箭在实际飞行中，受到内外扰动的作用处于控制状态。 分为两类。 1 )影响重心运动的干涉力。 2 )影响围绕重心的运动的干扰扭矩。 弹(箭)按照给定的弹道飞行，姿态控制系统对飞机实施程序角控制，保证飞机在干扰的情况下姿态自动稳定。飞机俯仰角、偏航角、侧倾角、飞机俯仰、偏航、侧倾通道程序角、一般控制飞机姿势控制方程式：姿势角角速度增益、姿势控制电路、静动传递系数、法线、横向的引导量、- -喷嘴综合摆动角(控制用摆动发动机)、- -为各发动机摆动角控制力和控制力矩为：-俯仰力、-的下面3个方程式依然在主体坐标系中，然后施加扰动力矩.将外力的各力(式参照P57-P60 )转换为

2、速度坐标系，将需要代入前3个方程式的各力矩转换为主体坐标系每个随机扰动力导出分解公式，通常与平均值重叠(具体参见P66 ) :气动力矩由稳定力矩和衰减力矩两部分组成可忽略次项姿态控制系统，对于小干扰，根据俯仰、偏转、侧倾三个通道的方位进行分析。 详见本文件P63。 音调通道误差方程：减去扰动和标准运动，由音调通道运动的公式组成，参见P63 2-69。 这些误差方程是后向姿态控制系统弹(箭头)传递函数的基础。 弹道式飞机(弹道导弹与火箭)的飞行轨道由主动段、自由段、再入段组成。 各级特点：主动段有效载荷(弹头、空间负荷)通过推力辅助至所需高度和规定状态，从载体分离。 自由飞行段的有效载荷仅靠重力

3、在椭圆轨道上飞行。 火箭壳和弹头作为自由飞行体飞行。 再入段有效载荷(弹头)或火箭壳体受到空气动力和地球引力的影响。 弹道式飞行轨道是利用有源段飞行器的制导与控制系统获得的，自由飞行段不控制弹(箭)。 改变轨道形状的方法：给飞机赋予程序角，用姿态控制系统完成。 2.5.1有源级轨道方程式轨道方程式：是确定飞机重心运动轨道的一组动力学方程式。 建立轨道方程式的坐标系通常有两种。 1 )相对于地球坐标系，记述飞机相对于地球的运动，由此建立的方程式相对于飞机的速度容易定位，决定着地点的经过。 2 )惯性坐标系轨道运动方程式的残奥仪在惯性坐标系中易于推导，便于惯性制导研究。 有源段轨道方程式如下：控制

4、飞机的姿势控制方程式需要姿势角，因此重心运动和绕重心运动方程式联立解。 参照科里奥利加速度、相关加速度部分、p69、2-76、2-77控制飞机姿势控制方程式，由于姿势角也是必要的，所以联立解重心运动和绕重心运动方程式。 如果控制飞机姿态控制方程式，直接解上述各方程式，则不能得到解析解，所以只能用数值积分解。最简单的数值积分方法是欧拉法。 设置一组微分方程式，如果知道瞬时的残奥计数值，就可以计算出其瞬时右面的函数值，如果求出瞬时的残奥计数值，就可以依次类推，达到必要的精度，时间到主动段的关闭时刻为止。 2.5.2自由段轨道方程根据该段仅受地球引力、受力的情况，利用动力学运动方程写出其轨道方程，利

5、用数值积分求出各点的状态量。 初始速度是活动段的终止速度。 利用极坐标比较简单。 本P7078和航天器轨道动力学，2.5.3再入段轨道方程该段受到气体动力和地球引力的作用，分析受力情况，利用动力学运动方程建立轨道方程，利用数值积分求出各点的状态量. 参阅P7881，自学，2.5.4着落点修正算着落点修正算是一般的旅行修正算。 火箭行程：从发射点运行到有效载荷卫星自由滑行轨道的固定位置时的地表航迹曲线。 导弹行程：从发射点到着地点的距离也称为射程，由有源段、自由段、再入射段三段射程重叠构成。 修正射程的方法：1)采用轨道修正算法。 采用活动段、自由段、再入段的轨道方程进行了实时积分校正计算，得出

6、三段行程的总和为射程距离。 2 )利用地球表面的几何关系以及球面三角形求得。 参照P88-92弹着点确定：射程横向距离，2.5.5弹着点偏差校正飞机在运动中受到内外干扰作用，飞行轨道偏离标准轨道。 火箭干涉作用的结果是有效载荷的轨道偏差。 弹道导弹偏离标准轨道的最后结果是命中偏移。 弹着偏差和弹着偏差的修正算法原理相近。 弹着偏差的修正主要使用两种修正方法：1)利用地面几何关系修正弹着偏差的射程偏差：横偏差：标准射程，标准横距离，2 )利用主动段飞行状态残奥表修正弹着偏差扰动法和弹道求差法。 扰动法：被动段忽略空气动力、重力异常等因素的影响时，飞行轨道和地表上的射程为主动段终点状态残奥仪函数，在惯性坐标系中，飞机只有主动段终点离地心的矢径. 在-惯性坐标系中，飞机在活动段的终点将速度矢量作为速度矢量。 如果弹道导弹在干扰作用下轨道与标准轨道的偏差实际不大，则主动级飞行时间可以通过将小偏差的实际射程函数(主动级终点状态残奥计的函数)在标准射程函数的函数节点附近展