2024年飞行方案大作业VIP免费

航天飞行动力学大作业韩谨阳20153004641、方案飞行2、弹道设计3、卫星摄动与机动第一部分飞行方案卫星的摄动与机动第二部分弹道设计第三部分飞行方案大作业一、问题描述在已知导弹质量、转动惯量、发动机推力等参数的状况下，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，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）阶段二：飞行距离在，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变化参数如下：（2）（3）阶段三：飞行方案，而最终目的位置为采用比例导引法（4）规定：1）计算纵向理想弹道，给出采用瞬时平衡假设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。二、建立模型基于“瞬时平衡”假设，导弹在铅垂平面内运动的质心运动方程组为：（5）由于阶段一不考虑导弹质量随时间的变化，因此阶段一的模型需要联立公式（1）、公式（5）；其中攻角可根据瞬时平衡假设从而可得到导弹攻角与弹道倾角之间的关系（6）其中（7）其中假设公式（1）的中的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）最终一阶段，由于运用了比例导引法公式（4）的k=2，可得导弹抵达目的的相对微分方程为而导引率、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，由下图可知将代入到公式（4），得到直角坐标系下的微分方程组此外补充方程法向平衡方程：三、算法实现编程使用MATLAB软件，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=;q=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(4))/288.15).^4.2558*y(1).^2;k=-9;dk=-0.5;Hi=*cos(0.000314*1.1*y(3))+5000;dHi=-*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*alpha^2)*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);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=;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*alpha^2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*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*((288.15-0.0065*y(2))/288.15).^4.2558*y(4).^2;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)=(*sin(alpha)/m+Yb/m-g*cos(y(3)))/v;y(4)=v;end***********************************main函数************************************m(1)=287.2204;%导弹质量P=;%发动机推力g=9.8;k=5;det(1)=0.045;a(1)=0.6186;sit(1)=-0.;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;%参照面积L=2.5;%参照长度k1=-0.14;k2=-0.06;sit1(1)=sit(1);p0=1.2495;T0...