飞行器运动方程

飞机动力学模型建立

建立飞机飞行动力学模型飞机的本体飞行动力学模型分为非线性模型和线性模型。如图所示,线性模型常用于飞机的飞行品质特性分析和飞行控制律设计,而非线性模型通常用于飞机稳定性和操纵性特征的精确估计,从而进行各种非线性特征和线性模型的误差分析。另外,非线性模型还特别用在一些特殊的飞行任务,例如大迎角和快速机动飞行等线性模型不适用的场合。建立全量非线性六自由度运动方程 (1)刚体飞机运动的假设['3]: ①飞机为刚体且质量为常数; ②固定于地面的坐标系为惯性坐标系; ③固定于机体的坐标系以飞机质心为原点; ④忽略地球曲率,即采用所谓的“平板地球假设”; ⑤重力加速度不随飞行高度变化; 以上假设是针对几云J<3,H<30加飞机的。 (2)坐标系说明: ①地面坐标轴系凡一O。x:夕。29:在地面上选一点09,使xg轴在水平面内并指向某一方向,z。轴垂直于地面并指向地心,yg轴也在水平面内并垂直于x。轴,其指向按照右手定则确定,如图2一3(a) ②机体坐标轴系凡一d朴忆:原点O取在飞机质心处,坐标系与飞机固连,x轴在飞机对称面内并平行于飞机的设计轴线指向机头,y轴垂直

于飞机对称面指向机身右方,:轴在飞机对称面内,与x轴垂直并指向机身下方,如图2一3(b)。 (3)刚体飞机的全量六自由度非线性运动方程为: 力方程组: 力矩方程组：运动方程组：

导航方程组：符号说明: 建立飞机小扰动线化方程 (l)基本假设: ①小扰动假设:我们把运动状态与飞机基准运动状态差别很小的扰动运动称为小扰动运动。采用小扰动假设线化后的方程,在大多数情况下均能给出足够满意的结果。这是因为:a、在大多数飞行情况下,各主要气动参数的变化与扰动量成线性关系;b、飞行中即使遇到相当强烈的扰动,在有限的时间内飞机的线速度和角速度也往往只有很小的变化量。 ②飞机具有对称面(气动外形和质量分布均对称)则且略去机体内转动部件的陀螺力矩效应。 ③在基准运动中,对称平面处于铅垂位置(即θ=0), 且运动所在平面与飞机对称平面相重合(即β=O)。在满足上述条件下,可以推论出:纵向气动力和力矩对横侧参数在其基准运动状态下的倒数均等于零。横侧气动力和力矩对纵向运动参数在基准运动状态下的导数也均等于零。

大学物理A第九章简谐振动

第九章简谐振动填空题（每空3分）质点作简谐振动，当位移等于振幅一半时，动能与势能的比值为，位移等于时，动能与势能相等。（3:1,2A ） 9-2两个谐振动方程为()120.03cos (),0.04cos 2()x t m x t m ωωπ==+则它们的合振幅为。（0.05m ） 9-3两个同方向同频率的简谐振动的表达式分别为X 1=×10-2cos(T π2t+4 π ) (SI) , X 2=×10-2cos(T π2t -43π) (SI) ,则其合振动的表达式为______(SI).( X=×10-2cos(T π2t+4 π ) (SI)) 9-4一质点作周期为T 、振幅为A 的简谐振动，质点由平衡位置运动到2 A 处所需要的最短时间为_________。（ 12 T ） 9-5 有两个同方向同频率的简谐振动，其表达式分别为 )4 cos(1π ω+ =t A x m 、 )4 3 cos(32πω+=t A x m ，则合振动的振幅为。(2 A) 9-6 已知一质点作周期为T 、振幅为A 的简谐振动，质点由正向最大位移处运动到2 A 处所需要的最短时间为_________。 ( 6 T ) 9-7有两个同方向同频率的简谐振动，其表达式分别为 )75.010cos(03.01π+=t x m 、)25.010cos(04.02π-=t x m ，则合振动的振幅为。（0.01m ）质量0.10m kg =的物体，以振幅21.010m -?作简谐振动，其最大加速度为2 4.0m s -?，通过平衡位置时的动能为；振动周期是。(-3 2.010,10s J π?) 9-9一物体作简谐振动，当它处于正向位移一半处，且向平衡位置运动，则在该位置时的相位为；在该位置，势能和动能的比值为。（3π） 9-10质量为0.1kg 的物体，以振幅21.010m -?作谐振动，其最大加速度为14.0m s -?，则通过最大位移处的势能为。（3210J -?） 9-11一质点做谐振动，其振动方程为6cos(4)x t ππ=+（SI ），则其周期为。

大学物理习题解答8第八章振动与波动(1)

第八章振动与波动本章提要 1. 简谐振动 · 物体在一定位置附近所作的周期性往复运动称为机械振动。 · 简谐振动运动方程 ()cos x A t ω?=+ 其中A 为振幅，ω 为角频率，（ωt+?）称为谐振动的相位，t ＝0时的相位? 称为初相位。 · 简谐振动速度方程 d ()d sin x v A t t ωω?= =-+ · 简谐振动加速度方程 222d ()d cos x a A t t ωω?==-+ · 简谐振动可用旋转矢量法表示。 2. 简谐振动的能量 · 若弹簧振子劲度系数为k ，振动物体质量为m ，在某一时刻m 的位移为x ，振动速度为v ，则振动物体m 动能为 212 k E mv = · 弹簧的势能为 212 p E kx = · 振子总能量为 P 22222211 ()+()221=2sin cos k E E E m A t kA t kA ωω?ω?=+= ++ 3. 阻尼振动

· 如果一个振动质点，除了受弹性力之外，还受到一个与速度成正比的阻尼作用，那么它将作振幅逐渐衰减的振动，也就是阻尼振动。 · 阻尼振动的动力学方程为 22 2d d 20d d x x x t t βω++= 其中，γ是阻尼系数，2m γ β= 。（1）当22ωβ>时，振子的运动一个振幅随时间衰减的振动，称阻尼振动。（2）当22ωβ=时，不再出现振荡，称临界阻尼。（3）当22ωβ<时，不出现振荡，称过阻尼。 4. 受迫振动 · 振子在周期性外力作用下发生的振动叫受迫振动，周期性外力称驱动力 · 受迫振动的运动方程为 22 P 2d d 2d d cos x x F x t t t m βωω++= 其中，2k m ω=，为振动系统的固有频率；2C m β=；F 为驱动力振幅。 · 当驱动力振动的频率p ω等于ω时，振幅出现最大值，称为共振。 5. 简谐振动的合成与分解（1）一维同频率的简谐振动的合成若任一时刻t 两个振动的位移分别为 111()cos x A t ω?=+ 222()cos x A t ω?=+ 合振动方程可表示为 ()cos x A t ω?=+ 其中，A 和? 分别为合振动的振幅与初相位 221112212()cos A A A A A ??=++-

第三章飞行器运动方程(0901)

第三章飞行器的运动方程刚体动力学方程的推导 1.刚体飞行器运动的假设 1)认为飞行器不仅是刚体,而且质量是常数； 2)假设地面为惯性参考系，即假设地面坐标为惯性坐标； 3）忽略地面曲率，视地面为平面； 4）假设重力加速度不随飞行高度而变化； 5）假设机体坐标系的z o x --平面为飞行器对称平面，且飞行器不仅几何外形对称，而且内部质量分布亦对称，惯性积0==zy xy I I 2.旋转坐标系中向量的导数设活动坐标系b b b z y Ox 具有角速度ω （见图）。向量ω 在此坐标系中的分量为 r q p ,,，即 k r j q i p ++=ω （）其中i 、j 、k 是b x 、b y 、b z 轴的单位向量。图设有一个可变的向量)(t a ，它在此坐标系中的分量为z y x a a a ,,，即 k a j a i a a z y x ++= （）由上式求向量)(t a 对时间t 的导数： b x ω b y b z O i j k

dt k d a dt j d a dt i d a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x +++++= （）从理论力学知，当一个刚体绕定点以角速度ω 旋转时，刚体上任何一点P 的速度为 r dt r d ?=ω （）其中r 是从O 点到P 点的向径。现在，把单位向量i 看作是活动坐标系中一点P 的向径，于是可得： i dt i d ?=ω （）同理可得： j dt j d ?=ω （） k dt k d ?=ω （）将式（）、（）及（）代入式（）中，可得： )(k a j a i a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x ++?+++=ω （）或写为： a t a dt a d ?+=ωδδ （）其中k dt da j dt da i dt da t a z y x ++=δδ t a δδ 称为在活动坐标系中的“相对导数”，相当于站在此活动坐标系中的观察者所看到的向量a 的变化率。而dt a d 则称为“绝对导数”，相当于站在固定坐标系中的观察者所看到的向量a 的变化率。例如，若a 是某点的向径，则t a δδ 代表该点的相对速度（相对于动坐标系），而dt a d 则代表该点的绝对速度。 3.在机体坐标系（活动坐标系）中刚体飞行器质心动力学方程由牛顿第二定律得：

飞行器制导复习.doc

一、简答题 1.典型的制导体制有哪些？简述它们的工作原理。 (1)遥控制导以设在飞行器外部的指控站或制导站，来完成飞行器运动状态的监控，或者进行目标与飞行器相对运动参数的测定，然后引导飞行器飞行的一种制导方式。 (2)自主制导按照给定弹道生成预定导航命令或预定弹道参数信息，在发射或起飞前装订到无人飞行器的存储装置中，飞行过程中机载敏感装置会不断测量预定参数，并与存储装置中预先装订参数进行比较，一旦岀现偏差，便产生导航或导引指令，以操纵飞行器运动，完成飞行任务。这是一种自主导航或制导的方式。 (3)寻的制导利用电磁波、红外线、激光或可见光等方式测量目标和无人飞行器之间的相对运动信息，由此实时解算出制导命令，从而导引无人飞行器飞向FI标的一种方式。 (4)复合制导复合制导是指在飞行过程屮采用两种或多种制导方式。它可分为串联、并联和串并混合三种。串联复合制导就是在不同飞行弹道段上采用几种不同的制导方式；并联复合制导则是在整个飞行过程中或在某段飞行弹道上同时采用几种制导方式；而串并联混合制导就是既有串联复合也有并联复合的混合制导方式。 2.请画出一般飞行控制系统结构原理图，并简述各部分功能。要实现飞行控制的FI的，一般均釆用内、外环两重反馈控制回路的控制方法來实现，即在外环回路重点进行导航/制导控制方法的研究，从而达到指令飞行的FI的；在内坏回路重点进行稳定控制方法的研究，从而实现稳定飞行的目的。 3.导弹质心运动的动力学方程和绕质心运动的动力学方程分别在什么坐标系建立有最简单的形式？并给出这两个坐标系的定义。地心惯性坐标系：必乙，Q为坐标原点，地球的质心；X/指向J2000 地球平春分点；乙垂直

已知飞机纵向运动方程为

5-1 已知飞机纵向运动方程为 ?? ?-=+++=-+B B n p n p n p n p n p δθαθα?????)()(0 )(332 320 22 试求飞机纵向回路的频率特性 )()()(ωδωθωθδj j j W B B ??= 和 )() ()(ωδωαωαδj j j W B ??= 5-2 若系统单位阶跃响应为 )0(8.08.11)(94≥+-=--t e e t h t t 试求系统的频率特性. 5-3 试证明下述系统的幅相曲线为半圆 (1) 惯性环节1 1 )(+=Ts s G (2) 1 )(+= Ts Ks s G 5-4 绘制下列传递函数的幅相曲线: (1) s K s G =)( (2) 2 )(s K s G = (3) )0()(>= l s K s G l 5-5 若传递函数为 )()(0s G s K s G v = 式中)(0s G 为G(s)中除比例, 微分或积分环节外的部分, 且有1)(lim 00 =→s G s . 5-6 证明: (1)11lg 20||lg 20)(ωωv K L a -= ))(,(11ωωa L 为对数幅频渐近特性最左端直线或其延长线上的任一点. (2) ||lg 20)1(K L a = )1(a L 为对数幅频渐近特性最左端直线或其延长线上ω=1时的幅值. (3) 当0≠v 时,v K 11||=ω 1ω为对数幅频渐近特性最左端直线或其延长线与零分贝线的交点. 5-7 试将下述系统的传递函数按典型环节分解: (1) ) 65()1()254()144()3(50)()(2 2 3 2++-++++-= s s s s s s s s s s H s G

第三章飞行器的运动方程(0901)

第三章飞行器的运动方程 3.1 刚体动力学方程的推导 1.刚体飞行器运动的假设 1)认为飞行器不仅是刚体,而且质量是常数； 2)假设地面为惯性参考系，即假设地面坐标为惯性坐标； 3）忽略地面曲率，视地面为平面； 4）假设重力加速度不随飞行高度而变化； 5）假设机体坐标系的z o x --平面为飞行器对称平面，且飞行器不仅几何外形对称，而且内部质量分布亦对称，惯性积0==zy xy I I 2.旋转坐标系中向量的导数设活动坐标系b b b z y Ox 具有角速度ω （见图 3.1-1）。向量ω 在此坐标系中的分量为r q p ,,，即 k r j q i p ++=ω （3.1-1）其中i 、j 、k 是b x 、b y 、b z 轴的单位向量。图3.1-1 设有一个可变的向量)(t a ，它在此坐标系中的分量为z y x a a a ,,，即 k a j a i a a z y x ++= （3.1-2）由上式求向量)(t a 对时间t 的导数： b x ω b y b z O i j k

dt k d a dt j d a dt i d a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x +++++= （3.1-3）从理论力学知，当一个刚体绕定点以角速度ω 旋转时，刚体上任何一点P 的速度为 r dt r d ?=ω （3.1-4）其中r 是从O 点到P 点的向径。现在，把单位向量i 看作是活动坐标系中一点P 的向径，于是可得： i dt i d ?=ω （3.1-5）同理可得： j dt j d ?=ω （3.1-6） k dt k d ?=ω （3.1-7）将式（3.1-5）、（3.1-6）及（3.1-7）代入式（3.1-3）中，可得： )(k a j a i a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x ++?+++=ω （3.1-8）或写为： a t a dt a d ?+=ωδδ （3.1-9）其中k dt da j dt da i dt da t a z y x ++=δδ t a δδ 称为在活动坐标系中的“相对导数”，相当于站在此活动坐标系中的观察者所看到的向量a 的变化率。而dt a d 则称为“绝对导数”，相当于站在固定坐标系中的观察者所看到的向量a 的变化率。例如，若a 是某点的向径，则t a δδ 代表该点的相对速度（相对于动坐标系），而dt a d 则代表该点的绝对速度。 3.在机体坐标系（活动坐标系）中刚体飞行器质心动力学方程由牛顿第二定律得：

简谐振动

（一）简谐振动最简单和最基本的振动是简谐振动．任何复杂的振动，都可以看成为许多简谐振动的合成． 1．特点质点作简谐振动的条件是：在任何时候所受到的力与质点离开平衡位置的位移成正比，其指向与位移相反，始终指向平衡位置．所受的力与位移的关系表示为（7.1）式中为正的常数．对于弹簧振子，就是弹簧劲度系数 2．运动的微分方程及其解根据牛顿第二定律，作简谐振动的质点的微分方程写成即（7.2）式中。如下面的（7.3）和（7.4）听示，是简谐振动的圆频率。微分方程（7.2）的解是（7.3）或（7.4）式（7.3）也可以表为复数形式（7.5）但要约定取其实数部分．利用三角公式，很容易导出A，和B，C之间的关系

即（7.6） 3．速度和加速度作简谐振动的质点，它的速度和加速度很容易得到．只要将（7.3）对时间分别求导一次和求导两次即可，（7.7）（7.8）式（7.1）、（7.2）、（7.3）、（7.4）、（7.5）都是判别一个系统是否作简道振动的依椐． 4．圆频率、周期和频率之间的关系，，（7.9），，三者不是独立的，只要知道其中一个，就可以由（7.9）求出其余两个。它们是由振动系统的固有性质决定，常称为固有圆频率，固有周期和固有频率． 5．振幅和初周相（7.3）中和是两个积分常数，可由初始条件决定．将初始条件： “，， ”代入（7.3）和（7.7），得（7.10）解得

（7.11）求解质点作简谐振动的具体运动情况，也就是要确定（7.3）中的，，三个值．其中和由初始条件决定，因此一般来说，首先必须确定初始值和，而根据（7.10）或（7.11）求出和值．至于（或或），它是由系统固有性质决定的，与初始情况无关．例如对于弹簧振子，，完全由弹簧劲度系数和物体质量所决定．弹簧的大（即所谓硬的弹簧），振动的圆频率也就大。而物体的质量m大，就小． 6．简谐振动系统的能量作简谐振动的质点动能为（7.12）振动系统弹性势能为（7.13）因此系统总机械能为（7.14）系统的动能和势能各随时间作周期性变化，在振动过程中动能和势能互相转换，而总机械能保持不变．这是简谐振动的一个特性．总机械能E与振动的振幅平方A2，振动的圆频率平方成正比．动能和势能在一个周期内对时间的平均值分别是

飞行器制导复习

一、简答题 1. 典型的制导体制有哪些？简述它们的工作原理。（1）遥控制导以设在飞行器外部的指控站或制导站，来完成飞行器运动状态的监控，或者进行目标与飞行器相对运动参数的测定，然后引导飞行器飞行的一种制导方式。（2）自主制导按照给定弹道生成预定导航命令或预定弹道参数信息，在发射或起飞前装订到无人飞行器的存储装置中，飞行过程中机载敏感装置会不断测量预定参数，并与存储装置中预先装订参数进行比较，一旦出现偏差，便产生导航或导引指令，以操纵飞行器运动，完成飞行任务。这是一种自主导航或制导的方式。（3）寻的制导利用电磁波、红外线、激光或可见光等方式测量目标和无人飞行器之间的相对运动信息，由此实时解算出制导命令，从而导引无人飞行器飞向目标的一种方式。（4）复合制导复合制导是指在飞行过程中采用两种或多种制导方式。它可分为串联、并联和串并混合三种。串联复合制导就是在不同飞行弹道段上采用几种不同的制导方式；并联复合制导则是在整个飞行过程中或在某段飞行弹道上同时采用几种制导方式；而串并联混合制导就是既有串联复合也有并联复合的混合制导方式。 2.请画出一般飞行控制系统结构原理图，并简述各部分功能。要实现飞行控制的目的，一般均采用内、外环两重反馈控制回路的控制方法来实现，即在外环回路重点进行导航/制导控制方法的研究，从而达到指令飞行的目的；在内环回路重点进行稳定控制方法的研究，从而实现稳定飞行的目的。 3.导弹质心运动的动力学方程和绕质心运动的动力学方程分别在什么坐标系建立有最简单的形式？并给出这两个坐标系的定义。

地心惯性坐标系：I I I E Z Y X O ,E O 为坐标原点，地球的质心；I X 指向J2000地球平春分点；I Z 垂直于J2000地球平赤道面，指向北为正；E Y 在平赤道面内与EI X 轴、EI Z 轴形成右手旋转坐标系。发射坐标系G ：原点发射点o ，x 轴在发射水平面内指向瞄准方向，y 轴垂直发射水平面指向上方，z 轴构成右手坐标系。 4.大气层内飞行器所受力和力矩分别有哪些？产生控制力和控制力矩的方法有哪些？（1）引力、重力（2）发动机推力与推力矩（3）空气动力与气动力矩（4）控制力与控制力矩 ① 气流控制方式：利用舵面在气流中的偏转来产生控制力和控制力矩的方式，包括燃气舵、空气舵。 ② 推力矢量控制方式：利用改变推力矢量方向来产生控制力和控制力矩的方式，包括摆动发动机、喷管摆动、扰流等。 ③ 直接推力控制方式/RCS ：利用发动机直接提供控制力或控制力矩，包括冷喷发动机、可重复使用的液体发动机以及固体发动机组合等 5.简述比例导引的工作原理，说明导航比N 的取值对制导性能的影响。比例导引法：导弹速度矢量的旋转角速度与目标瞄准线的旋转角速度成比例。 6何谓惯性坐标系？何谓相对坐标系？表达一个三轴坐标系相对于另一个三轴坐标系方向的方法通常有哪几种？惯系：是指不受外力作用的质点能在其中保持静止或作匀速直线运动的参考系。实际问题中选择某一参考体固连的坐标系为惯性参考系。相对：方法：直接投影法、旋转转换法、四元素法 7分析描述飞行器姿态运动常用的参考坐标系之间的关系。 8一般制导导弹包含哪些部件？其寻的制导可以分为哪几种类型？ 9一般飞行器在大气层内飞行过程中受哪些力的作用？飞行器所受的几种空气动力的详细定义式什么？ 10比例导引中增大有效导航比N 会出现哪些结果？ 11画出导弹自动驾驶仪的典型构成。 12简述战略导弹中惯导系统的特点。惯性系统的三个基本元件是什么？ 13开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？ 14导弹的静稳定性是什么？给出导弹静稳定性的判据。 15写出导弹姿态欧拉动力学方程？二、名词解释： 1、导航：将运载体从起始点引导到目的地的技术或方法称为导航 2、制导与控制：根据实际运动轨迹与期望运动轨迹的偏差对运载体的运动状

航空飞行器飞行动力学答案

航空飞行器飞行动力学答案【篇一：尔雅航空与航天考试答案】 class=txt>a、脱壳而出 b、气垫着陆 c、乘伞而降 d、网捕而归正确答案：d 我的答案：d 2第一颗人造卫星发射于（）。1.0 分 a、 1957年8月4日 b、 1958年8月4日 c、 1957年10月4日 d、 1958年10月4日

正确答案：c 我的答案：c 3鱼鹰属于（）1.0 分 a、歼击机 b、无人机 c、运输机 d、轰炸机正确答案：c 我的答案：c 4飞机低速飞行时的马赫数可能是（）。1.0 分a、 5 b、 3 c、 0.3 d、正确答案：c 我的答案：c 5 在飞机飞行速度约为每小时800-900公里时（）。

1.0 分 a、涡扇发动机油耗率高于涡轮发动机 b、涡轮发动机油耗率高于涡扇发动机 c、涡轮发动机和涡扇发动机油耗率基本相等d、涡轮发动机和涡扇发动机的油耗率波动较大正确答案：b 我的答案：b 6 脱离速度是（）。 1.0 分 a、第一宇宙速度 b、第二宇宙速度 c、第三宇宙速度 d、第四宇宙速度正确答案：b 我的答案：b

7飞机的外部部件连接的方式主要以（）为主。1.0 分 a、拼接 b、胶水 c、焊接 d、铆接正确答案：d 我的答案：d 8关于采用无线遥控方式操作的无人机，下列说法错误的是（）。1.0 分 a、飞机成本较高 b、飞机灵活性较高 c、受到距离限制 d、存在电子干扰正确答案：a 我的答案：a 9我国的高级教练机包括（）。0.0 分

飞机纵向运动控制器设计

飞机纵向运动控制器设计摘要阐述了线性二次调节器（LQR）的基本原理和设计方法，以一类通用飞机的非线性纵向模型为研究对象，对其线性化后，应用LQR理论设计了飞机的纵向运动控制器以改善系统的性能。通过分析所设计的控制器的调节性能和抗干扰性能，并进行评估。仿真结果表明，尽管存在参数不确定性，所设计控制器能够满足飞机在复杂飞行条件下的控制要求，具有较强的鲁棒性。关键字：纵向飞行控制；LQR控制；鲁棒性

CONTROLLER DESIGN FOR AIRCRAFT LONGITUDINAL MOTION ABSTRACT The thesis describes the basic principles and design methods of Linear quadratic regulator(LQR). By taking a nonlinear longitudinal model of a generic aircraft as an example, the thesis performs a linearization for the model, and then the LQR theory is used to design aircraft longitudinal motion controller in order to improve the performance of the system. By analyzing the regulation performance and anti-jamming performance of the feedback system designed, an evaluation is carries out. The simulation results show that in despite of the uncertainty of parameter exists, the designed controller can satisfy the control requirements of aircraft under complex conditions, and it has a good robustness. KEYWORDS: Longitudinal control，LQR control，Robustness

飞行器坐标

飞行器空间坐标修正摘要随着科技的快速发展，人们追求着精益求精。毋庸置疑，精确度问题成了热点问题。特别，高精度要求的航空航天领域对精度的研究更是有很重要的理论意义和应用价值。本题的目的是利用数学的方法对飞行器的测量数据进行坐标修正，使得飞行器的空间坐标位置更加精确。针对问题一，主要产生误差的原因是电子仪器的精度和噪声干扰等。由于仪器精读造成的误差无法消除，在这里我们只考虑噪声的干扰，可以采用迭代均值法，卡尔曼滤波器模型对坐标数据进行了误差修正。针对问题二，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移。通过问题一的修正后的数据，采用vx,vy的坐标变换法，对（vx，vy，vh）进行变换并将它与所测数据进行比较，并进行数据融合对数据进行第二次修正。针对问题三，我们选择的具体飞行器为无人机。由飞行器运动方程，推导出斜距与飞行状态之间的关系。在根据所测数据，利用kalman滤波方法可得斜距估计。根据实际值、最优估计值和GPS推算值进行数据融合，对空间坐标修正。在将结果进行无人机仿真表明，使用此模型可以是无人机的空间坐标位置得到很好的修正，位置更精确。关键词：迭代均值法 kalman滤波坐标变换法飞行器运动方程数据融合一．问题的重述随着科学技术的高速发展，飞行器得到越来越广泛的运用，而飞行器的导航精度问题一直是航空航天领域研究的重要课题，惯性导航系统是一种不依赖于任何外部信息的自主式导航系统，在航空航天领域起着越来越重要的作用。由于其系统结构误差、惯性测量部件误差、标度系数误差等因素的影响，惯性导航系统的积累误差随着时间的推移而逐渐增大，这一问题严重影响到航空航天技术的发展。目前关于定位精度的研究成果主要是从物理技术(例如红外测距)方面来提高定位的精度，近年来，围绕定位坐标精度问题的相关研究也渐渐展开。因此进一步研究飞行器空间坐标修正方法有重要的理论意义和应用价值。本题的目标是利用数学的方法对飞行器的误差进行修正，并利用结果进行飞行器的仿真。附录表一中给出的数据是飞行器的空间位置坐标以及其在空间的速度，还有飞行器与观测站之间的偏向角和俯仰角。其中除了观测站的位置坐标（0,0,0）是准确，其余的数据均有一定的误差，请对给出的数据进行以下三项工作： 1.飞行器坐标的数据为观测值，由于电子仪器的精度和噪声干扰等，含有一定的误差波动，建立数学模型对飞行器坐标观测值的随机波动误差进行修正。 2.由于观测数据的仪器误差，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移，建立数学模型，对飞行器的坐标的这种误差进行修正。(提示：在短时间内，可以视为飞行器坐标含有一定的常量误差，或者飞行器的这种误差是线性变化的)。 3.结合具体的飞行器给出误差修正方案。

简谐运动位移公式推导

简谐运动位移公式推导问题：质量为m 的系于一端固定的轻弹簧（弹簧质量可不计）的自由端。如图（a ）所示，将物体略向右移，在弹簧力作用下，若接触面光滑，m 物体将作往复运动，试求位移x 与时间t 的函数关系式。图（a ）分析：m 物体在弹力F 的作用下运动，显然位移X 与弹力F 有关，进而由弹簧联想起胡克定律，但结果只有位移与时间，故要把弹力F 替换成关于X 与t 的量，再求解该微分方程。推导：取物体平衡位置O 为坐标原点,物体运动轨迹为X 轴，向右为正。设弹力为F, 由胡克定律 F =?kX ,K 为劲度系数，负号表示力与位移方向相反。根据牛顿第二定律，m 物体加速度a=dv dt =d2X dt 2=F m =-k m x (1) 可令k m =ω2 (2) 代入（a ）,得 d2X dt 2=?ω2X 或d2X dt 2+ω2X=0 (3) 显然，想求出位移X 与时间t 的函数关系式，须解出此微分方程

求解：对于d2X dt 2+ω2X=0，即X ’’+ ω2X=0 (4) (4)式属可将阶的二阶微分方程，若设X ’=u ，消去t,就要把把X ”转化为关于X 与t 的函数，那么 X ’’=dX"dt = du dx dx dt =u du dx , u du dx +ω2X=0, u du dx =?ω2X 下面分离变量再求解微分方程，然后两边积分，得 ∫udu =?ω2∫Xdx 得 12u 2=? 12 ω2 x 2+C ，即u 2=? ω2 x 2+C1 (5) u=x ’,x ’=√C1? ω2 x 2 =dx dt (6) 再次分离变量，dx √C1? ω=dt (7) 两边积分，右边=t ，但左边较为复杂，经过仔细思考，笔者给出一种求解方法：运用三角代换，令X=√C1ω cos z (7)式左边化为d cos z ωsin z =?sin zdz ωsin z =-dz ω, 两边积分，得 -–z ω =t+C2 由此可得， X=√C1ω cos (ωt+ωC2),