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，导弹惯量，假设导弹发动机提供2000n的稳定推力，发动机秒流量。导弹的初始状态参数如下：
导弹气动参数如下：
导弹参考公式如下：
问题一，已知飞行方案第一段，无动力滑翔段，当时，发动机秒流量，方案飞行弹道为，采用舵偏角控制，给出舵偏角：（）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，，采用舵偏角控制，给出舵偏角：（）求取参数的值，并给出方案弹道。
列写飞行动力方程组：
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**解算弹道。
进行第一段参数设计时，发现随着绝对值的增大导弹的飞行轨迹的**会随之增大，综合**频率与高度误差，选取较少**，适当高度误差行和的参数设计。
设计第二段参数时现随着绝对值的增大导弹的飞行轨迹会发生**，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，第二段取时。
图一：导弹舵偏角变化。
图二：导弹法向过载变化曲线。
图三：导弹高度误差曲线图。
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，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。
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