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导弹飞⾏⼒学⼒矩篇1.5俯仰⼒矩俯仰⼒矩与它是由导弹外形相对于11Ox z 平⾯不对称引起的。
⼀定常直线飞⾏时的俯仰⼒矩定长直线飞⾏:是指导弹的飞⾏速度V ，攻⾓а、舵偏转⾓δz 等不随时间变化的飞⾏状态。
但是，导弹⼏乎不会有严格的定常飞⾏。
即使导弹作等速直线飞⾏，由于燃料的消耗使导弹质量发⽣变化，保持等速直线飞⾏所需的攻⾓也要随之改变，所以只能说导弹在⼀段⽐较⼩的距离上接近于定常飞⾏。
若导弹做定常飞⾏，0z z ωαδ===即，则俯仰⼒矩系数的表达式为与a 轴交点为静平衡点。
z w ,,z αδ均为0，使作⽤在导弹上的,z αδ产⽣的所有升⼒相对于质⼼的俯仰⼒矩的代数和为零，即导弹处于纵向平衡状态轴对称导弹俯仰⼒矩系数平衡状态的全弹升⼒，称为平衡升⼒，其升⼒系数表达式为：⼆纵向静稳定性定义:导弹在平衡状态下飞⾏时，受到外界⼲扰作⽤⽽偏离原来平衡状态，在外界⼲扰消失的瞬间，若导弹不经操纵能产⽣附加⽓动⼒矩，使导弹具有恢复到原来平衡状态的趋势，则称导弹是静稳定的；若导弹产⽣的⽓动⼒矩使导弹更加偏离原平衡状态，则称导弹是静不稳定的；若产⽣的⽓动⼒0=z m 0z z z V V V0 z z z z z LLLm ωαδωαδαδωαδ========，，为时的⽓动⼒矩系数，矩为零，导弹既⽆恢复到原平衡状态的趋势，也不再继续偏离，则称到导弹是静中⽴稳定的判别导弹纵向静稳定性的⽅法是看偏导数0Bzm ααα==(即⼒矩特征曲线相对横坐标轴的斜率)的性质。
若导弹以某个平衡攻⾓Bα处于平衡状态下飞⾏，当攻⾓增加了α?（α?>0）,使作⽤在焦点的升⼒增加，当舵偏转⾓保持不变时，有附加⼒矩：改变导弹的⽓动布局，从⽽改变焦点的位置。
改变导弹内部的部位安排，以调整全弹质⼼的位置。
三俯仰操纵⼒矩定义：舵⾯偏转后形成的空⽓动⼒对质⼼的⼒矩称为操纵⼒矩。
其表达式为其中rr x x L=为舵⾯压⼒中⼼⾄导弹头部顶点距离的⽆量纲量； z m z δ为舵⾯偏转单位⾓度时所引起的操纵⼒矩系数，称为舵⾯效率。
试题名称：飞行器飞行力学（A 卷） 试题编号： 470 说 明：所有答题一律写在答题纸上 第 1 页 共 2 页一、 填空题（30分，每小题3分）1．攻角定义为导弹速度矢量在 的投影与 夹角。
2．轴对称导弹定常飞行时的纵向平衡关系式为 。
3．铅垂平面内弹道曲率半径与法向过载的关系式为 。
4．极限过载与临界迎角的关系式为 。
5．前置量导引法的导引关系式为 。
6．阵风干扰将产生 和 运动参数的初始偏差。
7．用动力系数描述的纵向短周期扰动运动动态稳定条件为 。
8．引入滚转角和滚转角速度信号的自动驾驶仪调节规律为 。
9．纵向阻尼动力系数的表达式为 。
10．轴对称导弹的主要理想操纵关系式为 。
二、问答题（30分，每小题5分）1．导弹在水平面内作侧滑而无倾斜飞行的方案有哪些？其理想控制关系式分别是怎样的？2．何谓横向静稳定性？影响飞航式导弹横向静稳定性的因素有哪些？3．前置量导引法的前置角ε∆的选取原则是什么？4．影响导弹反应舵偏的过渡过程品质指标有哪些？影响它们的传递参数分别主要是什么？5．为什么要在法向过载反馈的纵向姿态运动回路中加入限幅器？6．导弹按理想弹道飞行，其过载应满足怎样的关系式？三、分析讨论题（45分，每小题15分）1．已知调节规律z K K ϑϑδϑϑ∆=∆+∆ ，由反应此舵偏信号的zϑϑδ∆∆∆ 、、参数偏差的过渡过程曲线，讨论在ϑ∆参数偏差还为正时，舵面便出现了负偏值，即出现提前偏舵的现象、原因和结果。
2．分析弹道倾角对侧向动态稳定性的影响。
3．分析面对称导弹当存在绕1ox 轴的滚动角速度1x ω时，产生相对于1oy 轴的偏航力矩的物理成因。
试题名称：飞行器飞行力学（A 卷） 试题编号： 470 说 明：所有答题一律写在答题纸上 第 2 页 共 2 页四、 推导与证明题（25分，1小题9分，2小题9分，3小题7分）1．用矩阵法推导地面坐标系与弹道固连坐标系之间的方向余弦关系。
2．证明无倾斜稳定的导弹在外干扰作用下始终存在滚转角的稳态偏差值。
面对称导弹侧向扰动运动动态特性仿真实验航天学院2183齐凯华2011.5.15一．实验问题描述已知某面对称导弹，以320米、秒得速度在高度为9000米的高空飞行。
在某特性点处各动力系数分别为：b11=1.86;b12=0.66;b14=6.8;b21=0.02;b22=0.20;bb24=0;b24=2.34;b36=-1;b34=0.06;a33=0;b35=-0.05;b17=-0.78;b56=0.0012;b18=-0.98;b37=0.018;b27=-0.9;但该型号的导弹在该特性点上飞行时，在外界偶然干扰或持续干扰的作用下，导弹在扰动作用结束后是沿着基准弹道继续飞行，从而击中目标，还是脱离基准弹道从而造成脱靶，这是控制导弹飞行的最基本问题，导弹稳定飞行的条件和动力系数的关系，以及导弹是否会出现副翼反逆现象都是本实验要研究讨论的问题。
二．实验要求问题：1.求在此特性点处侧向扰动运动的特征方程；由问题一的特征方程求其特征根，并讨论其稳定性；2.求在此特性点处如果受到偶然干扰作用，产生02β︒∆=，,,,x y ωωβγ∆∆∆∆的过渡过程函数，并绘出相应的曲线；3.此特性点处如果受到经常干扰'20.5( 5.3)y y M N m J =⋅=的作用，,,,x y ωωβγ∆∆∆∆的过渡过程函数，并绘出相应的曲线；4．建立以动力系数14b 和24b 为变量的侧向稳定边界条件，并绘出相应的侧向稳定便捷图；5.讨论是否会出现副翼反逆现象？如果会出现，其xδ∆要为多大？要克服“副翼反逆”现象，y δ∆的偏量方向及偏转量。
三．实验目的和意义本次实验的目的在于通过对扰动运动状态方程的求解，从而研究导弹在偶然和持续干扰作用下的的稳定性问题，求得导弹侧向状态参数的过渡过程函数，认识其随时间的变化过程。
其次，由霍尔维兹判据讨论导弹的侧向运动参数14b 和24b 所构成的区域的那一部分能是导弹稳定。
《飞行力学》作业习题第一部分：建模与虚拟飞行1．分别用坐标系之间的方向余弦表和转移矩阵推导三个几何关系方程。
2．用图表示面对称型飞行器横向静稳定度的三个主要来源。
3．建立描述导弹在铅垂平面运动的数学模型。
4．思考题：使用过载的第一定义和第二定义时，下面的公式会有什么异同？5．思考题：对垂直发射的导弹，如何建立弹道坐标系并定义弹道偏角？第二部分：质点动力学1．设目标按图示方向作匀速直线运动，导弹作等速运动，试绘出追踪法的相对弹道和绝对弹道。
2．思考题：当弹目速度比不在1~ 2之间时，采用追踪法是不是在任何情况下都不能命中目标？3．思考题：无论目标怎样机动，采用平行接近法时，导弹的需用法向过载总是比目标机动时的法向过载小吗？4．思考题：导弹采用比例导引法时，当需用法向过载超过可用法向过载时，导弹能否击中目标？5．比较追踪法、平等接近法和比例导引法的优缺点。
6．设目标按图示方向作匀速直线运动，导弹作等速运动，制导站不动，试绘出导弹采用三点法时的相对弹道和绝对弹道。
7．设目标按图示方向作匀速直线运动，导弹作等速运动，制导站不动，试绘出导弹采用三点法时的相对弹道和绝对弹道。
8．思考题：通过哪些措施可以减少三点法的攻击禁区。
9．写出三点法、前置量法和半前置量法的通式，比较三种方法的优缺点，10．进行导引弹道的运动学分析时有哪些假设条件？第三部分：动态特性分析1．试分析"瞬时平衡"假设与导弹飞行中力矩平衡的实际过程的差别。
2．试用石拱桥的构造原理解释小扰动法和导弹运动方程组线性化的合理性。
3．什么是系数冻结法，这一假设的意义何在？4．扰动运动分解为纵向和侧向扰动运动需要什么条件？5．动力系数a22、a24、a25、a34、a35、a33的物理意义是什么？ 6．纵向自由扰动运动方程的特征根与扰动运动的稳定性之间有什么关系？7．说明导弹纵向扰动运动的组成与特征方程根的对应关系。
8．如何描述导弹纵向自由扰动的收敛与发散的快慢？9．纵向自由扰动运动为什么可以分解为长周期运动和短周期运动？10．推导并比较纵向扰动运动的传递函数和短周期运动的传递函数。
题号：842《飞行力学与结构力学》考试大纲一、考试内容根据我校教学及该试题涵盖专业的特点，对考试范围作以下要求：1、基本概念：压力中心；焦点；静稳定性；失速；瞬时平衡假设；纵向运动；攻击禁区；相对弹道；绝对弹道；理想弹道；理论弹道；基准运动；扰动运动；附加运动；强迫扰动运动；自由扰动运动；动态稳定性；操纵性；超调量；调节规律；特征方程及特征根。
2、坐标系及其转换：惯性坐标系；弹道坐标系；速度坐标系；弹体坐标系；坐标转换方程；迎角、侧滑角、弹道倾角、弹道偏角、姿态角、速度滚转角；作用在导弹上的力和力矩。
3、导弹运动方程的建立：导弹作为刚体的六自由度运动方程的建立；导弹作为可操纵质点的运动方程的建立；纵向运动方程的建立；平面运动方程方法的建立；轴对称和面对称导弹的操纵方法；理想操纵关系式。
4、过载：过载的概念；过载的投影；过载与运动参数之间的关系；过载与机动性的关系；过载与导弹结构强度设计之间的关系；过载与弹道形状的关系；需用过载；可用过载；极限过载；最大过载；过载与轨道半径的关系。
5、导引规律与弹道：导引弹道的研究方法、特点；相对运动方程的建立；追踪法；平行接近法；比例导引法；三点法；角度法；复合制导。
6、方案制导：方案制导的弹道方程；按要求给出方案弹道的具体方案。
7、干扰力和干扰力矩：风的干扰；发动机安装偏差；弹身对接偏差；弹翼安装偏差；控制系统误差。
8、扰动运动方程：扰动运动方程的建立；扰动运动方程与扰动源性质的关系；“系数”冻结法；扰动运动方程的拉氏解析求解方法；扰动运动方程特征根与扰动运动形态和稳定性的关系。
9、纵向扰动运动：纵向扰动运动动态特性的分析方法；纵向短周期扰动运动的分析；纵向短周期扰动运动的动态稳定条件的推导；纵向短周期扰动运动的动稳定性与静稳定性的关系；纵向短周期扰动运动的传递函数；舵面阶跃偏转时导弹的纵向操纵性分析。
10、侧向扰动运动：侧向扰动运动的建模；面对称导弹侧向扰动运动的模态分析；面对称导弹侧向扰动运动稳定边界条件及稳定边界图的确定和讨论；轴对称导弹侧向扰动运动的分析方法；航向扰动运动模型的特点；倾斜扰动运动的建模；倾斜扰动运动反映偶然和经常干扰的模态误差。
导弹飞⾏⼒学资料⼀、名词解释1压⼒中⼼：总空⽓动⼒作⽤线与飞⾏器纵轴的交点；焦点：由迎⾓α所引起的那部分升⼒Yα ?α的作⽤点；操纵效率：舵⾯偏转单位⾓度时所引起的操纵⼒矩系数；静稳定性：由迎⾓或侧滑⾓的增量?α和?β所引起的附加静稳定⼒矩具有消除?α和?β绝对值的趋势。
静稳定度：单位迎⾓α或侧滑⾓β引起的静稳定⼒矩，即m c y、m c z、m c z 。
静稳定性:由迎⾓或侧滑⾓的增量所引起的附加静稳定⼒矩具有消除该增量绝对值的趋势。
z x y4. 需⽤过载：沿给定弹道飞⾏所需要的法向过载；可⽤过载：舵⾯偏转到最⼤时平衡飞⾏器所能提供的法向过载；极限过载: 与临界迎⾓所对应的法向过载；弹体限制过载：弹体结构所能承受的最⼤法向过载。
5. 平衡迎⾓、平衡侧滑⾓和平衡舵偏⾓:飞⾏器满⾜“瞬时平衡假设”⼒矩平衡关系式时的迎⾓、侧滑⾓和舵偏⾓6. 在扰动因素的作⽤下，导弹将离开基准运动状态。
当扰动作⽤消失后，导弹经过扰动运动后，具有⼜重新恢复到原来的飞⾏状态的能⼒。
8. 失速：迎⾓增⼤到某⼀值时，如果其继续增⼤，将导致升⼒不仅不增加，反⽽猛下降的现象。
1．飞⾏器的静稳定性:恢复⼒矩具有消除附加迎⾓的趋势。
3．过载:可操纵⼒与重量的⽐值。
5．三点导引法的攻击禁区:需⽤过载超过可⽤过载的区域。
9．飞⾏器的操纵性:飞⾏器反映舵偏改变运动参数⼤⼩和快慢的能⼒。
2．瞬时平衡假设：飞⾏器每时每刻都处于⼒矩平衡状态。
4．极限过载：与失速迎⾓所对应的过载。
7．动态稳定性：⼲扰使飞⾏器偏离基准运动，⼲扰取消后，飞⾏器能恢复到基准运动状态的特性。
飞⾏器的静稳定性：恢复⼒矩具有消除附加迎⾓的趋势。
1 导引弹道、⽅案弹道:⽅案弹道：导弹按预定程序飞⾏时重⼼在空间运动的轨迹。
导引弹道：视导弹为可控质点，假设飞⾏速度是时间的已知函数，飞⾏控制系统理想⼯作，按运动学⽅程和导引⽅法所确定的弹道。
4 瞬时平衡假设的内容：A控制系统理想⼯作、⽆误差⽆时间延迟 B 忽略旋转惯量 C 忽略导弹旋转⾓速度对⼒矩的影响 D 忽略飞⾏中的随机⼲扰对作⽤在导弹上的法向⼒的影响。
导弹飞⾏⼒学第⼀章导弹飞⾏的⼒学环境第⼀章导弹飞⾏的⼒学环境⽬的要求:1、掌握描述作⽤在导弹上的空⽓动⼒和空⽓动⼒矩的坐标系定义；2、掌握作⽤在导弹上的空⽓动⼒和⼒矩的物理成因、计算公式；3、掌握攻⾓、侧滑⾓压⼒中⼼和焦点的定义及其确定⽅法。
重点、难点：作⽤在导弹上的空⽓动⼒及其⼒矩的物理成因。
教学⽅法：在已学过“空⽓动⼒学”、“⽓动⼒计算”两门课的基础上，结合多媒体演⽰和课堂分析讲解，以及飞⾏器吹风和⽓动⼒计算⽹格图等，完成教学内容的讲授。
授课时数：6个课时。
在飞⾏过程中，作⽤在导弹上的⼒主要有：空⽓动⼒、发动机推⼒和重⼒。
本章将扼要介绍作⽤在导弹上的空⽓动⼒、空⽓动⼒矩、推⼒和重⼒的有关特性。
§1–1 空⽓动⼒⼀、两个坐标系空⽓动⼒的⼤⼩与⽓流相对于弹体的⽅位有关。
其相对⽅位可⽤速度坐标系和弹体坐标系之间的两个⾓度来确定。
习惯上常把作⽤在导弹上的空⽓动⼒R 沿速度坐标系的轴分解成三个分量来进⾏研究。
⼆、空⽓动⼒的表达式空⽓动⼒R 沿速度坐标系分解为三个分量，分别称之为阻⼒X （沿ox 轴负向定义为正）、升⼒Y （沿轴正向定义为正）和侧向⼒Z （沿轴正向定义为正）。
实验分析表明：空⽓动⼒的⼤⼩与来流的动压头和导弹的特征⾯积(⼜称参考⾯积)S 成正⽐，即33oy 3oz q 212x y z X C qS Y C qS Z C qS q V ρ=??=??=?=(1–1)式中 ,,x y C C C z ——⽆量纲⽐例系数，分别称为阻⼒系数、升⼒系数和侧向⼒系数(总称为⽓动⼒系数)；ρ——空⽓密度；V ——导弹飞⾏速度；——参考⾯积，通常取弹翼⾯积或弹⾝最⼤横截⾯积。
S三、升⼒全弹升⼒Y 的计算公式如下：212yY C V S ρ= 在导弹⽓动布局和外形尺⼨给定的条件下，升⼒系数基本上取决于马赫数y C Ma 、攻⾓α和升降舵的舵⾯偏转⾓z δ（简称为舵偏⾓，按照通常的符号规则，升降舵的后缘相对于中⽴位置向下偏转时，舵偏⾓定义为正），即(),,y z C f Ma αδ= (1–2)在攻⾓和舵偏⾓不⼤的情况下，升⼒系数可以表⽰为α和z δ的线性函数，即0zy y y y C C C C δαz αδ=++ (1–3)式中 ——攻⾓和升降舵偏⾓均为零时的升⼒系数，简称零升⼒系数，主要是由导弹⽓动外形不对称产⽣的。
作用在导弹上的力和力矩作用在导弹上的总空气动力速度坐标系和弹体坐标系速度坐标系Ox y z333O：与导弹质心重合；Ox3：与导弹质心的速度矢量V重合；Oy3：位于弹体纵向对称面内与Ox3垂直，向上为正；Oz3：垂直于Ox3y3平面满足右手定则。
此坐标系与弹体速度矢量固连，为动坐标系。
弹体坐标系Ox y z111O：与导弹质心重合；Ox1：与导弹弹体纵轴重合；Oy1：位于弹体纵向对称面内与Ox1垂直，向上为正；Oz1：垂直于Ox1y1平面满足右手定则。
图一图二速度坐标系与弹体坐标系之间的关系 （1）攻角α导弹质心的速度矢量V （3ox ）在弹体纵向对称面11ox y 上的投影于1ox 的夹角，1ox 在投影的上方为正（升力）下方为负。
（2）侧滑角β速度矢量V 与纵向对称面之间的夹角。
沿飞行方向观察来流从右侧流向弹体（产生负侧向力）则β为正。
导弹的气动外形按弹翼和舵面的布局分类： 无翼式导弹：没有弹翼，只有尾翼有翼式导弹：正常式（舵在翼后），鸭式（舵在翼前），无尾式（翼与俯仰操作面连成一体），旋转弹翼式（整个机翼当作舵面一样来旋转）常见的弹翼翼型弹翼平面形状弹翼的主要几何参数：翼展l ：左、右翼端之间垂直于弹体纵向对称面的距离； 翼面积S ：弹翼平面的投影面积，常作为特征面积；平均几何弦长Ag b ： 翼面积S 对翼展长l 之比值，Ag b s l =；平均气动力弦长A b ：与实际弹翼面积相等且力矩特性相等的当量矩形翼的弦长，常作为特征长度；展弦比λ：翼展与平均几何弦长之比值，即2Ag l b l λ==； 根梢比η：翼根弦长与翼端弦长之比，又称梯形比、斜削比；后掠角χ：翼弦线与纵轴垂线间的夹角，在超音速弹翼常用前缘后掠角0χ、后缘后掠角1χ及中线后掠角0.5χ(即翼弦中点连线与纵轴垂线之间的夹角)的概念；最大厚度C :翼剖面最大厚度处的厚度，不同剖面处的最大厚度是不相同的，通常取平均几何弦长处剖面的最大厚度；相对厚度c ：翼剖面最大厚度对弦长之比，即100%cc b=⨯。
题号：842《飞行力学与结构力学》考试大纲一、考试内容根据我校教学及该试题涵盖专业的特点，对考试范围作以下要求：1、基本概念：压力中心；焦点；静稳定性；失速；瞬时平衡假设；纵向运动；攻击禁区；相对弹道；绝对弹道；理想弹道；理论弹道；基准运动；扰动运动；附加运动；强迫扰动运动；自由扰动运动；动态稳定性；操纵性；超调量；调节规律；特征方程及特征根。
2、坐标系及其转换：惯性坐标系；弹道坐标系；速度坐标系；弹体坐标系；坐标转换方程；迎角、侧滑角、弹道倾角、弹道偏角、姿态角、速度滚转角；作用在导弹上的力和力矩。
3、导弹运动方程的建立：导弹作为刚体的六自由度运动方程的建立；导弹作为可操纵质点的运动方程的建立；纵向运动方程的建立；平面运动方程方法的建立；轴对称和面对称导弹的操纵方法；理想操纵关系式。
4、过载：过载的概念；过载的投影；过载与运动参数之间的关系；过载与机动性的关系；过载与导弹结构强度设计之间的关系；过载与弹道形状的关系；需用过载；可用过载；极限过载；最大过载；过载与轨道半径的关系。
5、导引规律与弹道：导引弹道的研究方法、特点；相对运动方程的建立；追踪法；平行接近法；比例导引法；三点法；角度法；复合制导。
6、方案制导：方案制导的弹道方程；按要求给出方案弹道的具体方案。
7、干扰力和干扰力矩：风的干扰；发动机安装偏差；弹身对接偏差；弹翼安装偏差；控制系统误差。
8、扰动运动方程：扰动运动方程的建立；扰动运动方程与扰动源性质的关系；“系数”冻结法；扰动运动方程的拉氏解析求解方法；扰动运动方程特征根与扰动运动形态和稳定性的关系。
9、纵向扰动运动：纵向扰动运动动态特性的分析方法；纵向短周期扰动运动的分析；纵向短周期扰动运动的动态稳定条件的推导；纵向短周期扰动运动的动稳定性与静稳定性的关系；纵向短周期扰动运动的传递函数；舵面阶跃偏转时导弹的纵向操纵性分析。
10、侧向扰动运动：侧向扰动运动的建模；面对称导弹侧向扰动运动的模态分析；面对称导弹侧向扰动运动稳定边界条件及稳定边界图的确定和讨论；轴对称导弹侧向扰动运动的分析方法；航向扰动运动模型的特点；倾斜扰动运动的建模；倾斜扰动运动反映偶然和经常干扰的模态误差。
课程作业参考答案第一章飞行控制系统及其研究方法概论1、作用在飞行器上的力和力矩有哪些？答：作用在飞行器上的力是发动机推力、空气动力和重力。
其中发动机推力和空气动力属于可控力，可分为切向力和法向力两个分量；重力属于不可控力。
作用在飞行器上的力矩包括控制力矩与干扰力矩，控制力矩由操纵机构产生相对飞行器质心的力矩，干扰力矩包括发动机推力偏心及各种生产误差以及风干扰和操纵机构偏转误差。
2、法向控制力的建立方法有哪几种？如何实现法向控制力的作用方向？答：建立法向力有三种方法：第一种方法是围绕质心转动飞行器，使导弹产生攻角，由此形成气动升力；第二种方法是直接产生法向力，这种方法不须改变飞行器的攻角；介于两种方法之间的一个方法是采用旋转弹翼建立法向力。
建立法向力作用方向的方法有两种，分别为“极坐标控制”和“直角坐标控制”。
其中“极坐标控制”指飞行器仅能在一个纵平面内产生法向力，为了改变法向力的方向飞行器需相对自身转动；而“直角坐标控制”指飞行器能在两个垂直的纵向平面上产生法向力，为了改变法向力的空间方向不需转动飞行器。
3、为什么开环自动控制系统一般不适合与飞行控制？答：开环自动控制系统一般不适用于飞行控制，这可由下述两个原因来说明：1）假设要按给定弹道飞行：在开环控制系统中，操纵机构偏转和弹道参数之间所要求的相互联系，在随机干扰力和力矩作用下，经常是保持不了的。
2）假设要求保证将飞行器引向运动目标区域：若对目标运动事先不知道，那么，给出保证完成给定任务的操纵机构偏转程序是不可能的。
除此之外，和上述情况一样，在飞行器上作用着各种干扰力和力矩。
4、制导系统主要分成哪几类？答：如果将制导系统作用原理作为分类基础，以在什么样的信息基础上产生制导信号，利用什么样的物理现象确定目标和飞行器的坐标为分类依据，那么就可按下述广泛采用的制导系统进行分类：①自主式制导系统；②自动寻的制导系统；③遥控系统；④复合系统。
5、飞行控制系统的研究和设计方法有哪些？它的基本动力学特性和品质标准是什么？答：控制系统的整体综合问题是十分复杂的，因而在实际中采用了逐次接近法和解决同一问题的不同可能方案优选的比较分析法。
导弹侧滑转弯控制律设计导弹侧滑转弯控制律设计？说得轻松，其实这可是个技术活。
大家可能会觉得这听起来像是电影里的科幻情节——“哇，导弹转个弯，飞得又快又准，简直像开车漂移！”可是你别小看这东西，这不仅是物理学的问题，还涉及到精密的控制技术。
咱们今天就聊聊这个导弹转弯的事儿，看看背后究竟是怎么做到的，轻松点，绝对不枯燥。
首先啊，导弹不是随便一飞就能到目标的。
想象一下，导弹发射出去，飞得又快又高，但它得在空中转弯啊，不能硬生生往右转或者往左拐。
这个时候，导弹就得靠控制系统来调整它的飞行姿态，防止它偏离轨道，飞得东南西北都不对。
这里面的技术不单是精准，简直是艺术。
每一个微小的偏差，都可能导致目标扑空或者偏离。
这就像你开车，拐弯的时候你得掌握好油门和刹车的配合，不能猛踩油门，转弯后车轮打滑了，结果还得重新来。
说到导弹的转弯控制，最关键的就是那一堆复杂的控制律。
控制律就是一套规则，让导弹在飞行中如何保持稳定，怎么转弯才不会飘，甚至怎么调节机动速度，才能保证它不出差错。
这就像你学骑自行车一样，刚开始总是左右摇晃的，直到你学会了稳定的平衡，才能顺利转弯。
导弹也有自己的“平衡感”。
控制律设计的好，导弹转弯的时候就稳如老狗；设计不好，可能就像“旋转跳跃”一样，四处乱飞。
可这可不是一般的设计问题，得有点“真功夫”才行。
你以为导弹转弯就那么简单？错了。
想要设计一个好的控制律，你得搞清楚导弹的运动学特点，别小看这个。
导弹本身有质量、气动特性、外部环境因素，每个因素都会影响它的轨迹。
如果你在设计时不考虑这些，飞出去的导弹就像你没有调好方向盘的车一样，开着开着可能就撞上墙了。
所以，控制律得根据导弹的飞行特性来定，不能一刀切。
不同的导弹型号，不同的飞行环境，它们的控制律也得各有千秋。
控制律设计其实像做一道复杂的数学题。
你得在计算里找平衡，在各种数据之间进行推理，最终找到最佳的飞行路径。
就像你站在沙滩上，想画出一条直线，从你站的地方直通远方。
二、直升机空气动力学1、滑流理论英文释义中文释义备注说明momentum theory滑流理论vertical flight垂直飞行hover悬停in descent/vertical descent/vertical climb下降/上升induced power/velocity诱导功率/速度outflow流出流inflow流入流disc桨盘streamtube流管线flow pattern流型steady/unstead定常/非定常downwash/upwash下洗流/上洗流kinetic energy动能compressibility effect压缩性效应tip loss叶尖损失2、叶素理论Blade Element Theory/Elementary Blade Theory 叶素理论section shape剖面inflow angle来流角airfoil翼型blade incidence桨叶迎角lift slop 升力线斜率blade span翼展（相对于旋翼而言）leading edge前缘trailing edge后缘blade桨叶沿半径从内向外分为三个部分：inboard、mid-span、tip partsnon-uniform flow非均匀来流ideal twist儒氏旋翼blade mean lift coefficient平均升力系数与升力系数不是同一个概念三、前飞理论部分英文释义中文释义备注说明advance ratio前进比advancing side前行桨叶retreating side后行桨叶flapping motion挥舞运动flapping hinge挥舞铰flapping coefficient挥舞系数region of reversed flow反流区Equilibrium Equation力平衡方程Coriolis force/moment 哥氏力/哥氏力力矩interia force/moments惯性力restraining force约束力gravitational force/moments重力/力矩damping 阻尼mechanical damper机械阻尼器gyroscopic moment陀螺力矩crosscoupling交叉耦合oscillatory bending stress振荡弯曲应力roll moment滚转力矩resultant force/moment合力/合力矩 A be communicated to B力A传到Blead-lag hinge摆振铰feathering hinge变距铰oncoming stream direction迎流方向reference plane参考面separated flow气流分离全称:retreating blade stallblade stalling桨尖失速全称:advancing blade compressiblity drag riseazimuth angle方位角shock induced flow seperation激波-气流分离stalling characteristic失速特性free stream dynamic pressure自由来流动压boundary layer附面层asymmetry/symmetry不对称/对称flow reversl气流反向horizontal tailplane水平安定面vertical fin垂直安定面lateral/longitudinal cyclic coefficient横向/纵向周期变距headwind逆风tailwind顺风四、性能计算部分：英文释义中文释义备注说明performance assessment性能评估helicopter performance calculation直升机性能计算ground effect地面效应autorotation自转飞行high rate of climb悬停升限wind tunnel test风洞测试patrol/loiter task巡航飞行cruise speed巡航速度weight capability承重能力rate of climb 爬升率absolute ceiling绝对升限service ceiling 实用升限optimum speed 最佳速度minimum rate of descent 最小下降率maximum edurance/loiter time 最大续航时间maximum glide distance最大航行距离maximum range最大航行里程maximum speed最大速度specific range比航程dihedral action上反作用longitudinal/lateral trim equation纵向/横向配平方程shaft power轴功率power requirement需用功率induced requirement诱导功率stability 稳定性static stability静稳定dynamic stability动稳定incidence disturbance动稳定扰动的几种情况forward speed disturbanceangular velocity disturbancesideslip disturbanceyawing disturbancestability augmentation system增稳系统。
涵洞工程施工方案与质量一、圆管涵施工利用路堤为施工便道和场地，半幅施工，半幅通车。
圆管涵的施工，原则上先填1-2m后用挖掘机开挖基槽施工的方法。
在业主同意的定点厂家购买管涵。
施工准备：（1）涵洞开工前，向工程师提交本工程施工组织设计和开工报告，经工程师批准后开始施工。
（2）测量放样：按图纸设计的平面位置、标高及几何尺寸，进行施工放样。
基坑开挖：（1）将基坑控制桩延长于基坑外2m加以固定。
（2）基坑开挖应保持良好的排水，在基坑外深挖集水井以利基础底面排水彻底。
（3）基坑应开挖至设计标高+20cm处时，然后人工挖除剩余20cm土，以免机械扰动基底土。
（4）基坑开挖后应检验地基承载力，合格后，妥善修整，在最短的时间里铺垫层及浇筑基座。
若承载力达不到要求，应按监理工程师的指示进行基底处理。
圆管涵施工方法：（1）采购经监理和业主指定或认可的厂家的圆管涵。
（2）砼基座:基坑开挖后，应先进行装模，待模板安装完成并经监理工程师验收合格后，方可进行砼浇筑。
砼采用现场集中拌和，30cm一层摊铺、振捣、抹平。
（3）敷设：待基础砼强度达到75%以上时，开始安装管节，管节安装从下游开始，使接头面向上游，每节涵管应紧贴于基座上，所有管节应按正确的轴线和坡度敷设，如管壁厚度稍有不同，应使内壁齐平，在敷设过程中，应保持管内清洁无脏物。
（4）浇筑管壁处外侧砼，以固定涵管。
（5）接缝：涵管接缝宽度不大于5mm，用沥青麻絮填塞接缝内外侧形成柔性封闭层，再用两层15cm宽的浸透沥青的油毡包缠接缝。
（6）洞口砌筑：砌体应分层坐浆砌筑，砌筑前应做好砂浆封面，然后才进行砌筑。
砌筑完成后，应进行勾缝。
（7）回填土：回填材料采用批准的能充分压实的透水性好的材料，分层、对称回填，每层厚度不大于15cm，第一层厚度控制在30cm左右，用振动夯夯实达到设计标准。
（8）管节外壁必须注明适用的管顶填土高度，相同的管节应堆置一处，以便于取用，防止弄错。
（9）管节的装卸及安装用吊具进行，不允许用滚板或斜板卸管。
面对称导弹侧向扰动运动动态特性仿真实验航天学院2183齐凯华2011.5.15一．实验问题描述已知某面对称导弹，以320米、秒得速度在高度为9000米的高空飞行。
在某特性点处各动力系数分别为：b11=1.86;b12=0.66;b14=6.8;b21=0.02;b22=0.20;bb24=0;b24=2.34;b36=-1;b34=0.06;a33=0;b35=-0.05;b17=-0.78;b56=0.0012;b18=-0.98;b37=0.018;b27=-0.9;但该型号的导弹在该特性点上飞行时，在外界偶然干扰或持续干扰的作用下，导弹在扰动作用结束后是沿着基准弹道继续飞行，从而击中目标，还是脱离基准弹道从而造成脱靶，这是控制导弹飞行的最基本问题，导弹稳定飞行的条件和动力系数的关系，以及导弹是否会出现副翼反逆现象都是本实验要研究讨论的问题。
二．实验要求问题：1.求在此特性点处侧向扰动运动的特征方程；由问题一的特征方程求其特征根，并讨论其稳定性；2.求在此特性点处如果受到偶然干扰作用，产生02β︒∆=，,,,x y ωωβγ∆∆∆∆的过渡过程函数，并绘出相应的曲线；3.此特性点处如果受到经常干扰'20.5( 5.3)y y M N m J =⋅=的作用，,,,x y ωωβγ∆∆∆∆的过渡过程函数，并绘出相应的曲线；4．建立以动力系数14b 和24b 为变量的侧向稳定边界条件，并绘出相应的侧向稳定便捷图；5.讨论是否会出现副翼反逆现象？如果会出现，其x δ∆要为多大？要克服“副翼反逆”现象，y δ∆的偏量方向及偏转量。
三．实验目的和意义本次实验的目的在于通过对扰动运动状态方程的求解，从而研究导弹在偶然和持续干扰作用下的的稳定性问题，求得导弹侧向状态参数的过渡过程函数，认识其随时间的变化过程。
其次，由霍尔维兹判据讨论导弹的侧向运动参数14b 和24b 所构成的区域的那一部分能是导弹稳定。
最后讨论导弹的副翼反逆现象。
实验意义：实验意义在于能从实验中得到一般得导弹动态分析的步骤，学以致用。
实验条件已知导弹的动力系数，若干扰动条件。
实验仿真设备联想z460电脑一台。
相关书籍若干。
四．实验原理和方法（包含结果）问题1首先建立导弹的侧向扰动运动方程，对侧向扰动运动方程进行简化处理，省略高阶的小项，得到导弹的侧向扰动运动状态方程：其中侧向动力系数4⨯4维矩阵xy A 为而自由扰动运动的性质取决于一下特征方程式： 43211234()G s sI A xy s s s s A A A A =-=++++；对于实验条件中不知道攻角α，可以通过公式αϑθ=-求得，而,ϑθ可以通过以下两个动力系数的意义求5633tan ,sin (9.8)g g V b a ϑθ=-=-=；通过求解特征方程，求得特征根，根据特征根的值来判断稳定性。
程序（1）的解决了这一问题，通过MATLAB 求解特征方程得到如下结果：432() 2.120 2.814 4.5780.008967G s s s s s =+++-求解上边的特征根可以得到四个特征根 ：通过求解得到的四个特征值包括一对共轭复根，一个大的负实根，一个小的正实根。
分析知道一对共轭复根所决定的运动形态是二阶震荡运动，σ=-0.1083，σ<0,可以的得到震荡运动是衰减的，是稳定的。
一个大的负实根决定了稳定的衰减运动分量，一个小的正实根决定了不稳定的运动分量，但是其模值比较小，可以人为的控制。
由以上的分析知道在人为控制的基础上，导弹在该特性点上的自由扰动运动是稳定的。
问题2当扰动源是偶然的干扰时候，使导弹产生02β︒∆=，在此扰动下通过求解状态方程可以求得,,,x y ωωβγ∆∆∆∆的过渡过程函数，具体求解过过程如下：()()1()i t n H s i s X t i G s i e ⨯∆=∑⋅=，4;n =而()H s 是通过克莱姆法则得到的伴随行列式分别为()x s H ω,()ys H ω,()s H β,()s H γ，由此通过程序（2）上边的式子可以求得四个过渡过程函数和其函数图象：分析图形可知导弹在该特性点上是稳定的，所有的运动参数都收敛到0.导弹将继续沿着基准弹道前进。
问题3当扰动源是持续的干扰时候，'20.5( 5.3)y y M N m J =⋅=，在此扰动下通过求解状态方程可以求得,,,x y ωωβγ∆∆∆∆的过渡过程函数，具体求解过过程如下： ()(0)()(0)1()i i t n s H s X t y y G i G s i H e s ⨯∆=+∑⋅=，4;n =而()H s 是通过克莱姆法则得到的伴随行列式分别为()x s H ω,()ys H ω,()s H β,()s H γ，由此通过程序（3）上边的式子可以求得四个过渡过程函数和其函数图象：分析图形可知导弹在持续干扰的作用下是不稳定的，各运动参数为有限的偏差值，或者无穷发散。
建立以14b ，24b 为边界条件的稳定区域图在程序中以14b ，24b 将设为符号变量，分别求得1A ，2A ，3A ，4A 和R 相对于14b ，24b 的表达式：由1A ，2A ，3A ，4A 分别等于零可以求得稳定边界条件。
如图中的阴影区所示：问题5和问题四相同，为了判断导弹是否会出现“副翼反逆”现象，需要给导弹书如不同舵偏角度控制，看导弹的滚转方向是不是和舵偏方向相同，如果相同，说明没有，反之则有。
试验情况如图：ω∆和γ∆是同向的，因此得意得到不存在副由图可知，x翼反逆现象。
五．编程语言matlab六．程序放在“程序”文件夹里，分为程序1，程序2，程序3，程序4，程序5，分别对应实验报告中的问题。
具体实验结果将在图形窗口和结果窗口中显示。
七．程序操作手册打开程序文件夹，顺序执行程序即可。
八．实验体会通过本次试验，我对有翼导弹的动态分析原理和方法产生了更加深刻的认识，充分了解其操作过程和注意问题。
当然我对导弹的操作和稳定的原理也有了进一步的认识，从而对本科目的思想和方法产生粗略的理解。
当然在编程过程中更加了解编程语言及其操作过程。
这次试验让我受益匪浅。
希望以后多多参加这种试验。
附：源程序语言问题1：cleardigits(4)syms s tg=9.8;%常量V=320;H=9000;ALPHA=0;%纵向参数,AIPHA未知b11=1.86;b12=0.66;b14=6.8;b21=0.02;b22=0.2;bb24=0;b24 =2.34;b36=-1;b34=0.06;a33=0;b35=-0.05;b17=-0.78;b56=0.0012;b18=-0.98;b37=0.018;b27=-0.9;%动力系数ALPHA=atan(-b56)-asin(-a33*V/g);Axy=[-b11, -b12， -b14, 0;-(b21+bb24*ALPHA)，-(b22-bb24*b36+bb24*b56*ALPHA), -(b24-bb24*b34-bb24*a33), bb24*b35;ALPHA, -(b36-ALPHA*b56), -(b34+a33), -b35;1, b56, 0, 0];Axy;G=s.*eye(4)-Axy;vpa(G);Gs=vpa(det(s.*eye(4)-Axy))%得到问题1结果S=solve(Gs);GENZHI=vpa(S)%得到问题2结果问题2bta=2*pi/180;R=[0;0;bta;0];%方程右端项Hwx=det([R,G(:,2),G(:,3),G(:,4)]);Hwy=det([G(:,1),R,G(:,3),G(:,4)]);Hbita=det([G(:,1),G(:,2),R,G(:,4)]);Hgama=det([G(:,1),G(:,2),G(:,3),R]);%求得对应的伴随行列式wfGs=diff(Gs,s);%求得G是的微分Wx=Hwx/wfGs*exp(s*t);Wy=Hwy/wfGs*exp(s*t);bita=Hbita/wfGs*exp(s*t);gama=Hgama/wfGs*exp(s*t);Wxs=subs(Wx,s,S);Wxt=vpa(Wxs(1)+Wxs(2)+Wxs(3)+Wxs(4))%得到Wx的过渡过程函数Wys=subs(Wy,s,S);Wyt=vpa(Wys(1)+Wys(2)+Wys(3)+Wys(4))%得到Wy的过渡过程函数bitas=subs(bita,s,S);bitat=vpa(bitas(1)+bitas(2)+bitas(3)+bitas(4))%得到bita的过渡过程函数gamas=subs(gama,s,S);gamat=vpa(gamas(1)+gamas(2)+gamas(3)+gamas(4))%得到gama的过渡过程函数a=0:0.005:50;%画图程序plot(a,180/pi*subs(Wxt,t,a));figure(1)xlabel('t(s)')ylabel('ΔWx（度/s）')title('ΔWx过渡过程函数')grid onfigure(2)plot(a,180/pi*subs(Wyt,t,a),'r');xlabel('t(s)')ylabel('ΔWy（度/s）')title('ΔWy过渡过程函数')grid onfigure(3)plot(a,180/pi*subs(bitat,t,a),'m'); xlabel('t(s)')ylabel('偏航角Δβ（度）')title('Δβ过渡过程函数')grid onfigure(4)plot(a,180/pi*subs(gamat,t,a),'g'); xlabel('t(s)')ylabel('Δγ（度）')title('Δγ过渡过程函数')grid on问题3：My=20.5/5.3;H1=G;H2=G;H3=G;H4=G;H1(:,1)=[];H1(2,:)=[];H2(:,2)=[];H2(2,:)=[];H3(:,3)=[];H3(2,:)=[];H4(:,4)=[];H4(2,:)=[];HT1=vpa(-det(H1))HT2=vpa(det(H2))HT3=vpa(-det(H3))HT4=vpa(det(H4))Wx1=HT1/wfGs*exp(s*t)*My/s;Wy1=HT2/wfGs*exp(s*t)*My/s;bita1=HT3/wfGs*exp(s*t)*My/s;gama1=HT4/wfGs*exp(s*t)*My/s;Wxs1=subs(Wx1,s,S);Wxt1=vpa(subs(HT1/Gs*My,s,0)+Wxs1(1)+Wxs1(2)+Wxs1 (3)+Wxs1(4));%得到Wx的过渡过程函数Wys1=subs(Wy1,s,S);Wyt1=vpa(subs(HT2/Gs*My,s,0)+Wys1(1)+Wys1(2)+Wys1 (3)+Wys1(4));%得到Wy的过渡过程函数bitas1=subs(bita1,s,S);bitat1=vpa(subs(HT3/Gs*My,s,0)+bitas1(1)+bitas1(2)+bitas 1(3)+bitas1(4));%到bita的过渡过程函数gamas1=subs(gama1,s,S);gamat1=vpa(subs(HT4/Gs*My,s,0)+gamas1(1)+gamas1(2)+ gamas1(3)+gamas1(4));%得到gama的过渡过程函数a=0:0.02:50;%画图程序figure(1)plot(a,180/pi*subs(Wxt1,t,a));xlabel('t(s)')ylabel('ΔWx（度/s）')title('ΔWx过渡过程函数')axis([0 30 -600 50])grid onfigure(2)plot(a,180/pi*subs(Wyt1,t,a),'r');xlabel('t(s)')ylabel('ΔWy（度/s）')title('ΔWy过渡过程函数')axis([0 30 -200 500])grid onfigure(3)plot(a,180/pi*subs(bitat1,t,a),'m');xlabel('t(s)')ylabel('偏航角Δβ（度）')title('Δβ过渡过程函数')axis([0 30 -10 180])grid onfigure(4)plot(a,180/pi*subs(gamat1,t,a),'g');xlabel('t(s)')ylabel('Δγ（度）')title('Δγ过渡过程函数')axis([0 5 -1500 50])grid on问题4：syms b14 b24Axy=[-b11, -b12, -b14, 0;-(b21+bb24*ALPHA), -(b22-bb24*b36+bb24*b56*ALPHA), -(b24-bb24*b34-bb24*a33), bb24*b35;ALPHA, -(b36-ALPHA*b56), -(b34+a33), -b35;1, b56, 0, 0];Gs1=collect(vpa(det(s.*eye(4)-Axy)))%求得G(S)相对于b14和b24的多项式A1=2.120;A2=-0.1200e-2*b14+0.4824+1.000*b24;A3=0.2153e-1+.2976e-1*b14+1.861*b24;A4=0.9999e-2*b14-0.3289e-1*b24;%多项式系数 R=A1*A2*A3-A1^2*A4-A3^2;%画图ezplot(A2,[-1 7 -1 2])hold onezplot(A3,[-1 7 -1 2])ezplot(A4,[-1 7 -1 2])ezplot(R,[-1 7 -1 2])xlabel('b14')ylabel('b24')title('侧向稳定边界图')text(5,-0.6,'A2=0')text(3,-0.2,'A3=0')text(3,1.2,'A4=0')text(5,0.2,'R=0')grid on问题5：for sigemax=5:10:15;Q=-b18*sigemaxH1=G;H2=G;H3=G;H4=G;H1(:,1)=[];H1(1,:)=[];H2(:,2)=[];H2(1,:)=[];H3(:,3)=[];H3(1,:)=[];H4(:,4)=[];H4(1,:)=[];HT1=det(H1)HT2=-det(H2);HT3=det(H3);HT4=-det(H4);Wx1=HT1/wfGs*exp(s*t)*Q/s;Wy1=HT2/wfGs*exp(s*t)*Q/s;bita1=HT3/wfGs*exp(s*t)*Q/s;gama1=HT4/wfGs*exp(s*t)*Q/s;Wxs1=subs(Wx1,s,S);Wxt1=vpa(subs(HT1/Gs*Q,s,0)+Wxs1(1)+Wxs1(2)+Wxs1( 3)+Wxs1(4))%得到Wx的过渡过程函数Wys1=subs(Wy1,s,S);Wyt1=vpa(subs(HT2/Gs*Q,s,0)+Wys1(1)+Wys1(2)+Wys1( 3)+Wys1(4))%得到Wy的过渡过程函数bitas1=subs(bita1,s,S);bitat1=vpa(subs(HT3/Gs*Q,s,0)+bitas1(1)+bitas1(2)+bitas1( 3)+bitas1(4))%得到bita的过渡过程函数gamas1=subs(gama1,s,S);gamat1=vpa(subs(HT4/Gs*Q,s,0)+gamas1(1)+gamas1(2)+g amas1(3)+gamas1(4))%得到gama的过渡过程函数a=0:0.02:50;%画图hold onplot(a,subs(Wxt1,t,a));plot(a,subs(gamat1,t,a),'r')endlegend('ΔWx','Δγ',2)xlabel('t(s)')ylabel('ΔWx（度/s）,Δγ（度）')text(1.2,2,'δz=5°')text(1.6,7,'δz=15°')axis([0 2 -1 10])hold offgrid on。
