西工大飞行力学作业3

第三次飞行力学作业姓名：王涛班级：02021101学号：2011302624已知导弹质量0320mkg，导弹惯量2315.zJkgm，假设导弹发动机提供2000N的稳定推力，发动机秒流量0.46/smkgs。导弹的初始状态参数如下：0000000250/070000000VsxmHm(1)导弹气动参数如下：22000.452.50.10.0240.20.0050.250.051.2495288.15zzxyzSrefmLrefmmCCTK(2)导弹参考公式如下：204.2558800120.0065()yxYCqSrefXCqSrefqVTTHTT(3)问题一，已知飞行方案第一段，无动力滑翔段，当9100xm时，发动机秒流量0/smkgs，方案飞行弹道为*2000(0.0003141.1)5000HCOSx,采用舵偏角控制，给出舵偏角：**12()()zkHHkHH（15z），求取参数的值，并给出方案弹道。问题二，已知飞行方案第二段，有动力直线水平飞行，当910024000mxm，*3000Hm，采用舵偏角控制，给出舵偏角：**12()()zkHHkHH（15z），求取参数的值，并给出方案弹道。列写飞行动力方程组：**120()()cossinsin+coscossin0.10.0240zszkHHkHHmVPXmgmVPYmgxVyVmm（4）搭建simulink模型，对推力、质量、高度建立分段函数，并求取弹道，采取步长为0.01秒，欧拉法进行仿真解算弹道。进行第一段参数设计时，发现随着12kk绝对值的增大导弹的飞行轨迹的震荡会随之增大，综合震荡频率与高度误差，选取较少震荡，适当高度误差行1k和的2k参数设计。设计第二段参数时现随着12kk绝对值的增大导弹的飞行轨迹会发生震荡，收敛缓慢，此阶段选取更快收敛速度为标准进行参数设计。具体参数设计与分析如下：当第一段取126,1kk，第二段取126,1kk时00.511.522.5x104-4-202468距离（米）舵偏角（度）舵偏角度数变化曲线图图一：导弹舵偏角变化00.511.522.5x104-1-0.500.511.52距离（米）法向过载（g）法向过载变化曲线图图二：导弹法向过载变化曲线00.511.522.5x104-1.4-1.2-1-0.8-0.6-0.4-0.200.20.4距离（米）高度误差（米）高度误差曲线图图三：导弹高度误差曲线图00.511.522.5x1042500300035004000450050005500600065007000距离（米）高度（米）弹道变化曲线图仿真实际弹道曲线方案弹道曲线图四：导弹飞行弹道曲线由舵偏角变化曲线可以得到最大舵偏角为7.27，有着较大的舵偏角余量，可操控性、抗干扰性较强。从高度误差曲线可以看出导弹飞行轨迹比较平滑，而且高度误差相对较小，从过载曲线可以得到最大横向过载为1.8g，对导弹结构性能要求不高，设计相对简单。综合来看此种设计方案可行。