这样南航两舱晋级考核.pptx

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1、 2.4 受扰运动方程受扰运动方程 火箭在实际飞行中，受到内外干扰 的作用处于受控状态。分两类：1）影响质心运动的干扰力。2）影响绕质心运动的干扰力矩。第1页/共46页 弹（箭）按照给定弹道飞行，姿态控 制系统对飞行器施加程序角控制,在干扰情况下保证飞行器姿态自动 稳定。第2页/共46页 飞行器俯仰角，偏航角，滚动角 飞行器俯仰，偏航，滚动通道程序 角 一般受控飞行器姿态控制方程式：第3页/共46页第4页/共46页 姿态角角速度增益姿态控制回路，静、动态传递系数；法向、横向导引量;-喷管综合摆动角（控制用摆动发动机）-为各发动机摆角-第5页/共46页 控制力和控制力矩为:-俯仰力-偏航力-滚动

2、力 第6页/共46页 火箭理论尖端至发动机摆动轴的距离 发动机摆动轴至火箭纵轴的距离 第7页/共46页 受扰运动时动力学方程:将动力学方程前三个方程改写到速 度坐标系中，加上干扰力;后三个方程 仍然在本体坐标系中,并在后面加干扰力 矩.第8页/共46页第9页/共46页 需将合外力 中的各项力（表达式见P57-P60）变换到速度坐标系中，并代入前三个方程；将各项力矩变换到本体坐标系中，并代入后三个方程；即得到受扰运动动力学方程，见P60。解出状态参数转换到惯性坐标系.各随机干扰力写出分解式，通常用均方和叠加（具体见P66）：第10页/共46页 气动力矩是稳定力矩和阻尼力矩两部分组成.气动阻尼力矩

3、是飞行器旋转过程中产生.具体见P58 2-64c 第11页/共46页 对于绕质心运动分析如下:假定运动状态是小偏差变化，有:根据小偏差化简下式:第12页/共46页 进行线性展开，忽略二阶项 姿态控制系统，在小干扰情况下，可按照俯仰，偏航，滚动三个通道方 程进行分析。具体推导详见书 P63第13页/共46页 俯仰通道误差方程:受扰运动与标准运动相减,由选出与俯仰运动有关的式子组成,见P63 2-69.依次类推偏航通道和滚动通道误差方程.这些误差方程是后面姿态控制系统弹(箭)传递函数的基础.第14页/共46页 2.5 飞行轨道 飞行轨道是飞行器质心在空间运动 所描述的轨迹。弹道式飞行器（弹道导弹或

4、运载火 箭）的飞行轨道由主动段、自由段和 再入段组成。第15页/共46页第16页/共46页 各段的特点：主动段 有效载荷（弹头、空间载 荷）被推力助推到需要的高度和 预 定的状态，与运载体分离。自由飞行段有效载荷在仅有引力作用 下按椭圆轨道飞行。火箭壳体或 弹头以自由飞行体的形式飞行。再入段有效载荷（弹头）或运载火箭 壳体受到气动力和地球引力影响。第17页/共46页 弹道式飞行轨道是利用主动段飞 行器的制导和控制系统获得的，在自由 飞行段对弹（箭）不加控制。改变轨道形状的方法：对飞行器 施加程序角，并通过姿态控制系统完 成。第18页/共46页 2.5.1 主动段轨道方程 轨道方程:一组确定飞行

5、器质心运动轨 迹的动力学方程。第19页/共46页 建立轨道方程的坐标系通常有两种：1)相对地球坐标系-描述飞行器相对于 地球的运动，以此建立的方程便于 地面对飞行器测速定位，落点经纬 度确定。2)惯性坐标系-轨道运动方程参数容易 在惯性坐标系导出，而且便于惯性 制导研究。主动段轨道方程如下：第20页/共46页受控飞行器姿态控制方程第21页/共46页 由于 需要姿态角，故质心运动与绕质心运动方程联立 求解。第22页/共46页 哥氏加速度，牵连加速度分 量，见P69，2-76，2-77 受控飞行器姿态 控制方程 第23页/共46页 由于 也需要姿态角，故质心运动与绕质心运动方程联立求解。第24页/

6、共46页受控飞行器姿态控制方程第25页/共46页 直接解上述各方程无法得到解析 解，因此只能用数值积分来解。最简单的数值积分方法欧拉法。设一组微分方程：第26页/共46页 若已知 瞬时的参数值 可计算出该瞬时右面的函数值 即得到在 时刻的 变化率 欲求瞬时 参数值，则：第27页/共46页 依次类推，可达到所需精度，时间 到主动段关机时刻。2.5.2 自由段轨道方程 该段只受地球引力作用，根据受力 情况，利用动力学运动方程写出其轨道 方程，利用数值积分求各点状态量。初 始速度是主动段的终点速度。利用极坐 标较简单.参看书P7078，和航天器 轨道动力学 第28页/共46页 2.5.3 再入段轨道

7、方程 该段受气体动力和地球引力作用，分析受力情况，利用动力学运动方程写 出轨道方程，利用数值积分求各点状态 量。参看书P7881，自 学第29页/共46页 2.5.4 落点计算 落点计算是一种航程计算。火箭航程：从发射点到有效载荷卫星 运行到自由滑行轨道的某固定位置 时地表面的航迹曲线。导弹航程：从发射点到落点之间的距 离，也称射程，是主动段、自由 段，再入段的三段射程叠加构成。第30页/共46页第31页/共46页 计算射程的方法：1）采用轨道计算。利用主动段、自由 段、再入段的轨道方程，进行实时 积分计算，得出三段航程的总和就 是射程。2）利用地球表面的几何关系以及球面 三角形求得。见P88

8、-92 落点确定:射程 横向距离第32页/共46页 2.5.5 落点偏差计算 飞行器在运动过程中受到内外干扰 作用，飞行轨道偏离标准轨道。运载火箭-干扰作用的后果是有效载 荷的入轨偏差。弹道导弹-偏离标准轨道的最后结果 是落点偏差。落点偏差和入轨偏差的计算原理近似。第33页/共46页 落点偏差计算主要是用两种计算方法：1）利用地面的几何关系计算落点偏差 射程偏差：横向偏差：标准射程，标准横向距离第34页/共46页 2）利用主动段飞行状态参数计算落点偏 差 摄动法和弹道求差法。摄动法：当忽略被动段由于空气动力、重力 异常等因素的影响时，飞行轨道及地表 上的射程仅是主动段终点状态参数函数 第35页

9、/共46页-惯性坐标系中，飞行器在主动 段终点距 地心的矢径。-惯性坐标系中，飞行器在主动 段终点速度矢量。-主动段飞行时间 第36页/共46页 假如弹道导弹在干扰作用下实际飞 行轨道与标准轨道的偏差不大，则将小 偏差的实际射程函数（是主动段终 点状态参数的函数）在标准射程函数关 机点近旁展开泰勒级数,并忽略二次项,可得到射程偏差线性展开 式:第37页/共46页第38页/共46页又可写成：令 其中：第39页/共46页 系数 称作射程偏导数.展开即：状态量偏差 可以写成两部分：1）等时偏差 2）关机时刻不在标准时刻偏差 即 第40页/共46页第41页/共46页代入前面 式中有：又有:第42页/共46页第43页/共46页 上述两式合写成：第44页/共46页 横向偏差也同样：称 为横向偏导数，第45页/共46页感谢您的观看！第46页/共46页