飞行方案设计大作业(1)

1、实用文档航天飞行动力学大作业韩谨阳20213004641、方案飞行2、弹道设计3、卫星摄动与机动第一局部飞行方案第三局部卫星的摄动与机动第二局部弹道设计飞行方案大作业问题描述在导弹质量、转动惯量、发动机推力等参数的情况下,导弹分为三个飞行方案,即三个阶段飞行.阶段一：飞行距离在x9100m,采用追踪法,其中方案高度与距离的关系、方案弹道倾角与高度的关系如下：*(1)H2000cos(0.0003141.1x)5000*、O八.o*、k(H-H)+&(H-困)阶段二：飞行距离在24000mx9100m,采用追踪法,其中方案高度与距离的关系、方案弹道倾角与高度的关系、导弹因燃料消耗而质量改变参数如

2、下：3050mk(H-H*)+&由ms0.46kg/s(3)阶段三:飞行方案x24000m&ay0,而最终目标位置为xm30000m采用比例导引法rdqVmsinVTsindtmT.yTymtanqxTxm*(4)八kdqdtdt*.,、0k(qq)zk(-)+k&(&)要求:1计算纵向理想弹道,给出采用瞬时平衡假设mzmzzz0时所有纵向参数随时间的变化曲线.2不考虑气动力下洗影响,计算飞行器沿理想弹道飞行时,你认为可以作为特性点的5个以上点处的纵向短周期扰动运动的动力系数,并分析其在特性点处的自由扰动的稳定性,以及计算在各个特性点处弹体传递函数Ws,W1ys,Ws建立模型基于“瞬时平衡假设

3、,导弹在铅垂平面内运动的质心运动方程组为:dVmdtPcosbmVdtPsinbYbmgsinmgcosdxdT(5)VcosdydTVsin由于阶段一不考虑导弹质量随时间的变化,其中攻角可根据瞬时平衡假设因此阶段一的模型需要联立公式1、公式5;从而可得到导弹攻角与弹道倾角之间的关系mrzm：(6)其中Cxq&efXCyqGef(7)其中假设公式(1)的zk(-*)+k&(&)中的k=-9,k&=-0.5；又由于阶段二需要考虑导弹质量随时间的变化,因此阶段二的模型需要联立公式2公式5、公式6、公式7最后一阶段,由于利用了比例导引法公式4的k=2,可得导弹到达目标的相对微分方程为drdTdqrd

4、tVcosVsin而导引率ddtk四、其中k=2;由于第三阶段的初始参数及终点坐标均为直角坐标系,由下列图可知将30000rcosqyrsinq代入到公式4,得到直角坐标系下的微分方程组dxdTdydt另外补充方程法向平衡方程：drcosdtdr.sindt一dqrsinq-dtdqrsinq-dtmV-dtPsinYmgcos三、算法实现编程使用MATLA瞅件,并运用欧拉方程解微分方程,即ode45函数；四、程序源代码*阶段一*functiondy=jieduan1(t,y)dy=zeros(4,1);m=320;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*(288.15-0.006

5、5*y(4)/288.15).A4.2558*y(1).A2;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*alphaA2)*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

6、)+Yb/m/y(1)-g*cos(y(2)/y(1);dy(3)=y(1)*cos(y(2);dy(4)=y(1)*sin(y(2);end*阶段二*functiondy=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),A4.2558*y(1).A2;k=-0.25;Hi=3050;delta=k*(y(4)-Hi);alpha=0.34*delta;Xb=(0.2+0.005*alphaA2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*de

7、lta)*q*0.45;dy(1)=P*cos(alpha/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*阶段三*functiondy=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*(288.15-0.006

8、5*y(2)/288.15).A4.2558*y(4).A2;k1=10;dk1=0.05;dy=zeros(4,1);r=sqrt(y(1)A2+y(2)A2);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*a

9、lpha+0.05*delta)*q1*0.45;dy(3)=(2000*sin(alpha)/m+Yb/m-g*cos(y(3)/v;y(4)=v;endmain*导弹质量m(1)=287.2204;%P=2000;%发动机推力g=9.8;k=5;det(1)=0.045;a(1)=0.6186;sit(1)=-0.000002024;V(1)=217.2867;x(1)=24000;H(1)=3071;%H1(1)=3050;S=0.45;%L=2.5;%k1=-0.14;k2=-0.06;sit1(1)=sit(1);p0=1.2495;%初始速度%初始位置初始高度参考面积参考长度T0=

10、288.15;T(1)=T0-0.0065*H(1);p(1)=p0*(T(1)/T0)A4.25588;q(1)=1/2*p(1)*V(1)A2;%Cx(1)=0.2+0.005*a(1)A2;Cy(1)=0.25*a(1)+0.05*det(1)*180/pi;大气密度计算公式%升力系数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

11、);n(1)=Q(1)+pi;SIT1(1)=k/r(1)*(V(1)*sin(n(1);mza=-0.1;%mzdet=0.024;%t=0;i=0;dt=0.01;ms=0.46;%whileH0&H10%i=i+1;t=t+dt;俯仰力矩系数对攻角的偏导数俯仰力矩系数对舵偏角的偏导数质量秒消耗量运用迭代法求解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)A2;Y

12、(i+1)=Cy(i)*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

13、(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit1(i);SIT(i+1)=(sit(i+1)-sit(i)/dt;r(i+1)=(H(i)A2+(30000-x(i)A2)A(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)A4.25588;q(i+1)=1/2*p(i+1)*V(i+1)A2;endplot(x,H);holdont,y=ode45(jieduan1,039.056

14、4,250007000);plot(y(:,3),y(:,4);holdont,y=ode45(jieduan2,39.0564115,192.768-0.00991002998.71);plot(y(:,3),y(:,4);其中每一段的初始值,均为上阶段的结束值所以每一阶段计算结束后,需要再给出所有数据的结果,找到每一段距离相对应的数据,即为初始值.五、结果分析制出导弹三个阶段的飞行轨迹如图1图1图2是第一阶段纵向参数随时间的变化曲线;/flmnhnyM,1,-imV隐丧it由缴.器6随谈化曲线-e湍t变化曲线xT-曲步证曲线一gj；%、.丁4230n二.,卜、=*,-39-口图2图3时第二

15、阶段纵向飞行参数随时间的变化曲线由图1导弹在第一阶段,从初始高度7000m,开始下降飞行,在距离9100m时,开始变为登高飞行,距离到达24000m至目标30000m这一阶段为导弹的下降寻找目标阶段；由图2得,第二阶段的飞行速度先增加后减小,在第一阶段末尾阶段速度减小至192.768m/s;弹道倾角先减小后增加,海拔高度随时间的增加而减小;JM)一施凌枇曲嵯*M/于可仆J!_T:雁t变化曲葡,0度和3050m之由图3得,第三阶段为登高飞行,所以弹道倾角和海拔高度分别在间振荡,而速度也根本在140m/s至150m/s之间徘徊；六、特性点的动力系数、传函分别取特性点1:x=0时；特性点2:x=91

16、00时;特性点3:x=24000时;特性点4:x=30000时由纵向自由扰动的稳定性条件a,4a22a340即纵向自由扰动运动稳定.根据以下公式:M0=mqSL0(MZ)0a22a24a25a34a35(mzqSL)0(W)0Jz0(Ma).JZ0(q)0JZ0(PYv)(mV)0(Yz)0(mV)0得到以下值:特性点170000.6012250-2113.912507.33特性点291000.9273192-3676.815882.4357特性点3240000.92311206-1974.445473.86694特性点4300001.2495195-2672.563641.4152特性点10

17、.006349216.7108-1.61010.051420.0052848-0.01760.3860.0115特性点20.00634911.672-2.80140.070960.009191-0.026220.29270.01131特性点30.0063496.26808-1.504340.049680.004936-0.016680.399410.011189特性点40.006349218.48431-2.0360.0735810.0084-0.026080.34330.01372特性点1的传递函数:W(s)=-10.017625(0.386013a1)s(0.149s20.0086s1)W(s)1wy(s)0.017625(s0.0063492)s(0.149s20.0086s1)0.4496(10.0012667(s0.006349)(0.149s2_0.00861)特征点2的传递函数:W(s)=-10.02622(0.2927s1)s(0.0857s20.0066s1)W(s)1w/s)0.02622(1-0.0026899(s0.0063492)Z2s(0.0857s0.0066s1)0.71035(10.0022667(s0.006349)(0.857s20.0061)特性点3的传递函数:W(s)=-10.016