飛行方案大作業(yè)(1)

1、航天飛行動(dòng)力學(xué)大作業(yè)韓謹(jǐn)陽20153004641、方案飛行 2、彈道設(shè)計(jì) 3、衛(wèi)星攝動(dòng)與機(jī)動(dòng)第一部分飛行方案衛(wèi)星的攝動(dòng)與機(jī)動(dòng)第三部分彈道設(shè)計(jì)第二部分 飛行方案大作業(yè)一、 問題描述在已知導(dǎo)彈質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力等參數(shù)的情況下，導(dǎo)彈分為三個(gè)飛行方案，即三個(gè)階段飛行。階段一：飛行距離在，采用追蹤法，其中方案高度與距離的關(guān)系、方案彈道傾角與高度的關(guān)系如下： （1）階段二：飛行距離在，采用追蹤法，其中方案高度與距離的關(guān)系、方案彈道傾角與高度的關(guān)系、導(dǎo)彈因燃料消耗而質(zhì)量改變參數(shù)如下： （2） （3）階段三：飛行方案，而最終目標(biāo)位置為采用比例導(dǎo)引法 （4）要求：1） 計(jì)算縱向理想彈道，給出采用瞬時(shí)平衡

2、假設(shè)時(shí)所有縱向參數(shù)隨時(shí)間的變化曲線。2） 不考慮氣動(dòng)力下洗影響，計(jì)算飛行器沿理想彈道飛行時(shí)，你認(rèn)為可以作為特性點(diǎn)的5個(gè)以上點(diǎn)處的縱向短周期擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力系數(shù)，并分析其在特性點(diǎn)處的自由擾動(dòng)的穩(wěn)定性，以及計(jì)算在各個(gè)特性點(diǎn)處彈體傳遞函數(shù) 。二、 建立模型基于“瞬時(shí)平衡”假設(shè)，導(dǎo)彈在鉛垂平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程組為： （5）因?yàn)殡A段一不考慮導(dǎo)彈質(zhì)量隨時(shí)間的變化，因此階段一的模型需要聯(lián)立公式（1）、公式（5）；其中攻角可根據(jù)瞬時(shí)平衡假設(shè) 從而可得到導(dǎo)彈攻角與彈道傾角之間的關(guān)系 （6）其中 （7）其中假設(shè)公式（1）的中的 又因?yàn)殡A段二需要考慮導(dǎo)彈質(zhì)量隨時(shí)間的變化，因此階段二的模型需要聯(lián)立公式（2）公式（5

3、）、公式（6）、公式（7）最后一階段，因?yàn)槔昧吮壤龑?dǎo)引法公式（4）的k=2，可得導(dǎo)彈到達(dá)目標(biāo)的相對(duì)微分方程為 而導(dǎo)引率、其中k=2；因?yàn)榈谌A段的初始參數(shù)及終點(diǎn)坐標(biāo)均為直角坐標(biāo)系，由下圖可知將 代入到公式（4），得到直角坐標(biāo)系下的微分方程組 另外補(bǔ)充方程法向平衡方程： 三、 算法實(shí)現(xiàn)編程使用MATLAB軟件，并運(yùn)用歐拉方程解微分方程，即ode45函數(shù)；四、 程序源代碼*階段一*function dy=jieduan1(t,y)dy=zeros(4,1);m=320;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*(288.15-0.0065*y(4)/288.15).4.2558*y(1

4、).2;k=-9;dk=-0.5;Hi=2000*cos(0.000314*1.1*y(3)+5000;dHi=-2000*0.000314*1.1*sin(y(3);delta=k*(y(4)-Hi)+dk*(dy(3)-dHi);alpha=0.34*delta;Xb=(0.2+0.005*alpha2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q*0.45;dy=zeros(4,1);dy(1)=P*cos(alpha)/m-Xb/m-g*sin(y(2);dy(2)=P*sin(alpha)/m/y(1)+Yb/m/y(1)-g*cos(y(2)/y(1);

5、dy(3)=y(1)*cos(y(2);dy(4)=y(1)*sin(y(2);end *階段二*function dy=jieduan2(t,y)dy=zeros(4,1);m=320-0.46*t;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*(288.15-0.0065*y(4)/288.15).4.2558*y(1).2;k=-0.25;Hi=3050;delta=k*(y(4)-Hi);alpha=0.34*delta;Xb=(0.2+0.005*alpha2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q*0.45;dy(1)=P*cos(alpha

6、/180*pi)/m-Xb/m-g*sin(y(2)/180*pi);dy(2)=P*sin(alpha/180*pi)/m/y(1)+Yb/m/y(1)-g*cos(y(2)/180*pi)/y(1);dy(3)=y(1)*cos(y(2)/180*pi);dy(4)=y(1)*sin(y(2)/180*pi);end*階段三*function dy=jieduan3(t,y)v=y(4);k=10;m=285.04-0.46*t;q0=-atan(3050/6000);g=9.8;q1=0.5*1.2495*(288.15-0.0065*y(2)/288.15).4.2558*y(4).2

7、;k1=10;dk1=0.05;dy=zeros(4,1);r=sqrt(y(1)2+y(2)2);q=atan(y(2)/(y(1)-30000);elta=q-y(3);dr=-v*cos(elta);tht=q0+k*(q-q0);dq=v/r*sin(elta);dtht=k*dq;delta=k1*(y(3)-tht)+dk1*(dy(3)-dtht);alpha=0.34*delta;dy(1)=-dr*cos(q)+r*sin(q)*dq;dy(2)=-dr*sin(q)-r*cos(q)*dq;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q1*0.45;dy(3)=(

8、2000*sin(alpha)/m+Yb/m-g*cos(y(3)/v;y(4)=v;end*main函數(shù)*m(1)=287.2204; %導(dǎo)彈質(zhì)量P=2000; %發(fā)動(dòng)機(jī)推力g=9.8;k=5;det(1)=0.045;a(1)=0.6186;sit(1)=-0.000002024;V(1)=217.2867; %初始速度x(1)=24000; %初始位置H(1)=3071; %初始高度H1(1)=3050;S=0.45; %參考面積L=2.5; %參考長度k1=-0.14;k2=-0.06;sit1(1)=sit(1);p0=1.2495;T0=288.15;T(1)=T0-0.0065*

9、H(1);p(1)=p0*(T(1)/T0)4.25588;q(1)=1/2*p(1)*V(1)2; %大氣密度計(jì)算公式Cx(1)=0.2+0.005*a(1)2;Cy(1)=0.25*a(1)+0.05*det(1)*180/pi; %升力系數(shù)Y(1)=Cy(1)*q(1)*S;X(1)=Cx(1)*q(1)*S;SIT(1)=(P*sind(a(1)+(Y(1)-m(1)*g*cos(sit(1)/m(1)/V(1);Q(1)=atan(-H(1)/(30000-x(1)+pi;r(1)=6708.2039;R(1)=-V(1)*cos(Q(1);n(1)=Q(1)+pi;SIT1(1)=

10、k/r(1)*(V(1)*sin(n(1);mza=-0.1; %俯仰力矩系數(shù)對(duì)攻角的偏導(dǎo)數(shù)mzdet=0.024; %俯仰力矩系數(shù)對(duì)舵偏角的偏導(dǎo)數(shù)t=0;i=0;dt=0.01;ms=0.46; %質(zhì)量秒消耗量while H0 & H10 %運(yùn)用迭代法求解 i=i+1; t=t+dt; det(i+1)=k1*(sit(i)-sit1(i)+k2*(SIT(i)-SIT1(i); a(i+1)=-mzdet/mza*det(i)*180/pi; Cy(i+1)=0.25*a(i)+0.05*det(i)*180/pi; Cx(i+1)=0.2+0.005*a(i)2; Y(i+1)=Cy(i

11、)*q(i)*S; X(i+1)=Cx(i)*q(i)*S; m(i+1)=m(i)-ms*dt; sit(i+1)=sit(i)+(P*sind(a(i)+(Y(i)-m(i)*g*cos(sit(i)/m(i)/V(i)*dt; V(i+1)=V(i)+(P*cosd(a(i)-(X(i)+m(i)*g*sin(sit(i)/m(i)*dt; x(i+1)=x(i)+V(i)*cos(sit(i)*dt; H(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit(i)*dt; Q(i+1)=atan(-H(i)/(30000-x(i)+pi; sit1(i+1)=k*(Q(i)-Q(1); H1(

12、i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit1(i); SIT(i+1)=(sit(i+1)-sit(i)/dt; r(i+1)=(H(i)2+(30000-x(i)2)(1/2); R(i+1)=(r(i+1)-r(i)/dt; n(i+1)=acos(-R(i)/V(i)+pi; SIT1(i+1)=k/r(i)*(V(i)*sin(n(i); T(i+1)=T0-0.0065*H(i+1); p(i+1)=p0*(T(i+1)/T0)4.25588; q(i+1)=1/2*p(i+1)*V(i+1)2;endplot(x,H); hold ont,y=ode45(jieduan1,0 3

13、9.0564,250 0 0 7000);plot(y(:,3),y(:,4);hold ont,y=ode45(jieduan2,39.0564 115,192.768 -0.009 9100 2998.71);plot(y(:,3),y(:,4);其中每一段的初始值，均為上階段的結(jié)束值所以每一階段計(jì)算結(jié)束后，需要再給出所有數(shù)據(jù)的結(jié)果，找到每一段距離相對(duì)應(yīng)的數(shù)據(jù)，即為初始值。五、結(jié)果分析 制出導(dǎo)彈三個(gè)階段的飛行軌跡如圖（1） 圖（1）圖（2）是第一階段縱向參數(shù)隨時(shí)間的變化曲線； 圖（2）圖（3）時(shí)第二階段縱向飛行參數(shù)隨時(shí)間的變化曲線由圖（1）導(dǎo)彈在第一階段，從初始高度7000m,開始下降飛行，在距離9100m時(shí)，開始變?yōu)榈歉唢w行，距離達(dá)到24000m至目標(biāo)30000m這一階段為導(dǎo)彈的下降尋找目標(biāo)階段；由圖（2）得，第二階段的飛行速度先增加后減小，在第一階段末尾階段速度減小至192.768m/s；彈道傾角先減小后增加，海拔高度隨時(shí)間的增加而減?。挥蓤D（3）得，第