轨道力学((美)Howard D. Curtis著;周建华,徐波,冯全胜译)思维导图

11.-无砟轨道结构动力学理论

11. 无砟轨道结构动力学理论 11.1 列车－无碴轨道耦合动力学模型 将机车车辆视为由车体、构架及轮对组成的多刚体系统，考虑车体、前后构架及轮对的垂向、横向、沉浮、点头、侧滚、摇头自由度以及车辆悬挂系统中的非线性因素。轮轨之间的法向作用力由赫兹非线性弹性接触理论确定，切向蠕滑力先由Kalker线性蠕滑理论确定，再进行非线性修正。将钢轨视为弹性点支承基础上的Bernoulli-Euler梁，分别考虑左、右股钢轨的垂向、横向及转动自由度，钢轨支承点间隔为扣件间距。轨道板（道床板）垂向视为弹性基础上的弹性薄板，轨道板（道床板）的横向视为刚体运动，考虑平动和转动自由度，凸形挡台及CA砂浆对轨道板（道床板）的提供横向弹性约束。混凝土底座同样视为弹性地基上的弹性薄板。图11.1～图11.7为列车－无碴轨道空间耦合动力学模型。 图11.1 列车－双块式轨道耦合动力学模型（侧视图）钢轨道床板

图11.2 列车－板式轨道耦合动力学模型（侧视图） 图11.3 列车－双块式轨道耦合动力学模型端视图 图11.4 列车－板式轨道耦合动力学模型端视图钢轨 轨道板 混凝土底座

图11.5 路基上双块式轨道－有碴轨道过渡段耦合动力学模型 图11.6 路基上板式轨道－有碴轨道过渡段耦合动力学模型 图11.7 路基上板式轨道－有碴轨道过渡段耦合动力学模型（辅助轨）

11.2 无碴轨道动力学方程 将钢轨视为弹性点支承基础上Bernoulli-Euler 梁，在机车车辆荷载作用下，钢轨的垂向、横向振动以及扭转振动可表示为 ()() ()()()()4242 11,,s w N N r r r ry r r rVi Fi Vj Pj i j z x t z x t E J A F t x x P t x x x t ρδδ==??+=--+-??∑∑ （11.1） ()() ()()()()4242 11 ,,s w N N r r r rz r r rHi Fi Hj Pj i j y x t y x t E J A F t x x P t x x x t ρδδ==??+=--+-??∑∑ （11.2） ()()()22022 11 (,)(,) () s w N N r r r r r rt rTi Si Tj Pj i j x t x t J G J F t x x P t x x t x ?φ?φρδδ??==+=--+-∑∑ （11.3） 采用Ritz 法可将上述偏微分方程转换为关于钢轨正则坐标 () t q zk 、 () t q yk 、()t q tk 的二阶常微分方程组 ()4 11()()() (=1~)s w N N r y zk zk rVi k Fi Vj k Pj Z i j r r E I k q t q t F Z x P Z x k N A l πρ==??+=-+ ???∑∑ （11.4） ()4 11()()() (=1~)s w N N r z yk yk rHi k Fi Hj k Pj Y i j r r E I k q t q t F Y x P Y x k N A l πρ==?? +=-+ ???∑∑ （11.5） ()211 0()()() (=1~)s w N N r rt tk tk rTi k Si Tj k Pj T i j r r G J k q t q t F x P x k N J l πρ==?? +=-Φ+Φ ???∑∑ （11.6） 设轨道板长度为1a ，宽度为1b ，阻尼为1C ，弯曲刚度为1D ，单位面积质量为1m ，轨道板上的扣结点数为P N ，对应的扣结点枕上压力为F rv 。根据弹性薄板的振动理论，轨道板的垂向振动方程可写为 ()()()()()()()()()()()1111111111111 CA P 44424224 2N N rVi Pi Pi j Fj Fj i=1j=1 w x,y,t w x,y,t w x,y,t w x,y,t w x,y,t C m +2+++x x y y D t D t = F t x-x y-y F t x-x y-y D D δδδδ???????????-∑∑ （11.7） 采用双向梁函数组合级数逼近方法来求解轨道板振动方程，轨道板的挠度可设为

航天器开普勒轨道和非开普勒轨道的定义_分类及控制

第35卷　第4期2009年8月 空间控制技术与应用 Aer os pace Contr ol and App licati on 航天器开普勒轨道和非开普勒轨道的定义、分类及控制3 孙承启1,2 (11北京控制工程研究所,北京100190; 2.空间智能控制技术国家级重点实验室,北京100190) 摘　要:给出了航天器开普勒轨道(K O)和非开普勒轨道(NK O)的来源、定 义、分类和特点,阐明了K O和NK O之间的关系,介绍了相关的轨道控制与轨 道确定、制导与导航的涵义. 关键词:开普勒轨道;非开普勒轨道;轨道分类;轨道控制;轨道确定 中图分类号:V412.41 文献标识码:A 文章编号:167421579(2009)0420001205 Spacecraft Kepler i a n O rb its and Non2Kepler i a n O rb its: D ef i n iti on,C l a ssi f i ca ti on and Con trol S UN Chengqi1,2 (1.B eijing Institute of Control Engineering,B eijing100190,China; 2.N ationa l L aboratory of Space Intelligent Control,B eijing100190,China) Abstract:This paper describes s pacecraft’s Kep lerian orbits(K O)and non2Kep lerian orbits(NK O) including their origins,definiti ons,classificati ons and characteristics,exp lains the relati onshi p bet w een the K O and the NK O,and intr oduces briefly s ome issues related t o orbit contr ol and orbit deter m inati on, guidance and navigati on. Keywords:Kep lerian orbits;non2Kep lerian orbits;classificati on of orbits;orbit contr ol;orbit deter m inati on 3本文是作者在2008年8月30—31日国家863计划“空间非开普勒轨道动力学与控制专题讨论会”上报告的基础上修改而成的. 收稿日期:2009203216 作者简介:孙承启(1943—),男,浙江人,研究员,研究方向为航天器制导、导航与控制,空间交会对接(e2mail: sunchengqi@s https://www.360docs.net/doc/dc7867547.html,). 人类科学认识天体运动是从哥白尼(1473— 1543)开始的,开普勒(1571—1630)根据前人的天 文观测资料总结出了行星绕太阳运动的三大定律, 被后人称为开普勒三定律.开普勒和伽利略 (1564—1642)之后,牛顿(1642—1727)提出了万有 引力定律和物体运动的三大定律(后人称之为牛顿 三定律),以此为基础的牛顿力学是天体力学的基 础,也是航天动力学的基础.开普勒定律给出了行星 (也适用于航天器)轨道运动规律的运动学描述,牛 顿力学则是对这种轨道运动规律给出了动力学意义 下的解释.开普勒定律可以用牛顿力学得到严格证 明.从哥白尼的日心地动说的提出到牛顿力学的建 立是人类认识宇宙的第一次飞跃[1]. 二体问题是天体力学中的一个基本问题,它是 ? 1 ?

航天器总体设计答案总结(新)

航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题） 1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。 4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。 6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。 1）用户使用要求及技术指标要求的确定。 2）总体方案的确定。 3）总体技术指标的分析、分配及预算。 4）分系统方案及技术指标的确定。

实验一 航天器轨道计算

实验一航天器轨道要素与空间位置关系 一、实验目的 1.了解航天器轨道六要素与空间位置的关系。 2.掌握航天器轨道要素的含义。 二、实验设备 安装有Matlab的计算机。 三、实验内容 1．实验原理 航天器的六个轨道要素用于描述航天器的轨道特性，有明显的几何意义。它们决定轨道的大小、形状和空间的方位，同时给出航天器运动的起始点。这六个轨道要素分别是： ①轨道半长轴(a)：它的长度是椭圆长轴的一半，可用公里或地球赤道半径或天文单位为单位。根据开普勒第三定律，半长轴与运行周期之间有确定的换算关系。 ②轨道偏心率(e):为椭圆两焦点之间的距离与长轴的比值。偏心率为0时轨道是圆;偏心率在0～1之间时轨道是椭圆,这个值越大椭圆越扁；偏心率等于1时轨道是抛物线;偏心率大于1时轨道是双曲线。抛物线的半长轴是无穷大,双曲线的半长轴小于零。 ③轨道倾角(i)：轨道平面与地球赤道平面的夹角，用地轴的北极方向与轨道平面的正法线方向之间的夹角度量，轨道倾角的值从0°～180°。倾角小于90°为顺行轨道，卫星总是从西(西南或西北)向东(东北或东南)运行。倾角大于90°为逆行轨道，卫星的运行方向与顺行轨道相反。倾角等于90°为极轨道。 ④升交点赤经(Ω):它是一个角度量。轨道平面与地球赤道有两个交点，卫星从南半球穿过赤道到北半球的运行弧段称为升段，这时穿过赤道的那一点为升交点。相反，卫星从北半球到南半球的运行弧段称为降段，相应的赤道上的交点为降交点。在地球绕太阳的公转中，太阳从南半球到北半球时穿过赤道的点称为春分点。春分点和升交点对地心的张角为升交点赤经,并规定从春分点逆时针量到升交点。轨道倾角和升交点赤经共同决定轨道平面在空间的方位。

航天器轨道力学实验一

实验一卫星轨道参数仿真 一、实验目的 1、了解STK的基本功能； 2、掌握六个轨道参数的几何意义； 3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点。 二、实验环境 卫星仿真工具包STK 三、实验原理 （1）卫星轨道参数 六个轨道参数中，两个轨道参数确定轨道大小和形状，两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置，一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向，一个参数确定卫星在轨道上的位置。 ? 轨道大小和形状参数： 这两个参数是相互关联的，第一个参数定义之后第二个参数也被确定。 第一个参数第二个参数 semimajor axis 半长轴Eccentricity 偏心率 apogee radius 远地点半径perigee radius 近地点半径 apogee altitude 远地点高度perigee altitude 近地点高度 Period 轨道周期Eccentricity 偏心率 mean motion平动Eccentricity 偏心率

图1 决定轨道大小和形状的参数 ?轨道位置参数： 轨道倾角（Inclination）轨道平面与赤道平面夹角 升交点赤经（RAAN）赤道平面春分点向右与升交点夹角 近地点幅角（argument of perigee）升交点与近地点夹角 ?卫星位置参数： 表1 卫星位置参数 （2）星下点轨迹 在不考虑地球自转时，航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示（如图2）。直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬。

图2 航天器星下点的球面解法 在球面直角三角形SND 中： ?? ???+==??+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαα αωδ （1） 由于地球自转和摄动影响，相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合。设地球自转角速度为E ω，t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ，则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成： )(00t t S S E G G -+=ω （2） 在考虑地球自转时，星下点地心纬度? 与航天器赤纬δ仍然相等，星下点经度（λ）与航天器赤经α的关系为： ???=---=-=δ ?ωααλ)(00t t S S E G G （3） 将（1）代入上式，得到计算空间目标星下点地心经纬度()?λ,的公式，即空间目标的星下点轨迹方程为： ? ???=---?+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ?ωλ （4） 其中? 为星下点的地理纬度，λ 为星下点的地理经度，u 是纬度幅角，ωE 为地球自转角速度。由（4）中的第二式可知，i =90?时，? 取极大值?max 。i =-90?时，? 取极小值

结构力学力法习题及答案

力法 作业 01 （0601-0610 为课后练习，答案已给出） 0601 图示结构，若取梁 B 截面弯矩为力法的基本未知量 1X ，当 2I 增大时，则 1X 绝对值： A ．增大； B ．减小； C ．不变； D ．增大或减小，取决于21/I I 比值 。（ C ） q 0602 图示桁架取杆 AC 轴力(拉为正)为力法的基本未知量1X ，则有： A ．X 10=； B ．X 10>； C ．X 10<； D ．1X 不定 ，取决于12A A 值及α值 。（ A ） a D 0603 图 b 示图a 结构的力法基本体系，则力法方程中的系数和自由项为： A ．?11200P ><,; δ B ．?11200P <<,;δ C ． ?112 00P >> , ;δ D ．?11200P <>,δ 。 （ B ） X X 0604 图 a 结构取力法基本体系如图 b ，1X 是基本未知量，其力法方程可写为11111c X δ+?=?，其中： A ．??1100c >=,； B ．??1100c <=,； C ．??1100c =>,； D ．??1100c =<, 。 （ A ）

(a) (b) X 1 0605 图 a 结构的最后弯矩图为 ： A ．图 b ； B ．图 c ； C ．图 d ； D ．都不 对 。 （ A ） l 3M /4 M /4 (a) (b) M /4 3M /4 M /8M /4 3M /4 M /2 (c) (d) 0606 图示结构 f (柔 度) 从小到大时，固定端弯矩 m 为： A ．从小到大； B ．从大到小； C ．不变化; D ． m 反向 。 （ B ） 0607 图示对称结构，其半结构计算简图为图： B.原 图 （ A ） 0608 图示结构( f 为柔度)： A ． M M A C >; B ．M M A C =; C ．M M A C <; D ．M M A C =- 。（ C ）

结构力学题库第七章 力法习题解答范文

7-3 作图示连续梁的弯矩图及剪力图。 32 32 （g )32 （h ) （d) M P 图题７－3图 (a) 13P 32 V 图（f ) M 图（e ) M 1图（c) （b) 解：（１）选择基本结构，如（b ）图所示。 （２）画基本结构的荷载弯矩图、虚拟单位弯矩图，如（c ）、（d ）图示。列力法方程如下： 01111=?+P x δ （3）求系数和自由项： EI l EI l 32311211=??? =δ EI Pl l Pl EI P 162142112 1= ?? ???????=? （4）求多余约束力 32 3011 111111Pl x x P P - =?- =→=?+δδ （5）叠加法求最后弯矩值、画最后弯矩图。如（e ）图示。 P M x M M +?=11 )(32 3)323(111上拉Pl Pl M x M M P AB -=- ?=+?= (6)切出AB 、BC 段，将弯矩以远端为中心从受拉边绕向受压边，剪力画成绕杆段的远端顺时针的正方向， 内力、外力使各杆段平衡，受力如图（g ）、（h ）。以各杆段的平衡求各杆端剪力。 AB 段处于平面任意力系作用，但没有水平荷载，无轴力。

??? ???? =+=-=--=→?????=--=?--?-→==∑∑321332 19232300232300P V P V P P P V V P V l P Pl l V Y M BA AB BA BA AB BA A BC 段处于平面力偶系作用而平衡，没有水平荷载，无轴力： 32 303230P V V l V Pl M CB BC BC ==→=?-→ =∑。 7-5 作图示刚架的的弯矩图、剪力图、轴力图。 题7-5(a)图 Pl 4 61P 116 232 116 61P BC 116 N (h ) 19P 解：（１）选择基本结例构，如（b ）图示。 （２）画基本结构的荷载弯矩图、虚拟单位弯矩图，如（c ）、（d ）、(e)图示。列力法方程如下： ?? ?=?+?+?=?+?+?0 22221211212111P P x x x x δδδδ （3）求系数和自由项： 23 2111522222216P l Pl l Pl Pl l E I EI EI ?=-????+??=? 32 111211532222332296P l Pl l l Pl Pl l E I EI EI ???=-????+?-??=- ????32 311117326l l l l E I EI EI δ=??+?=?

航天器的姿态与轨道最优控制

航天器的姿态与轨道最优控制 董丽娜唐晓华吴朝俊司渭滨(第八小组) （西安交通大学电气工程学院，陕西省，西安市 710049） 【摘要】从航天器的轨道运动学方程出发, 运用线性离散系统最优控制理论, 提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法, 建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明, 本文提出的最优控制方法是正确和可行的。 【关键词】航天器轨道保持轨道机动最佳控制 Optimal Control of Spacecraft State and Orbit Dong LiNa，Tang XiaoHua，Wu ChaoJun，Si WeiBin （EE School of Xi’an Jiaotong university，Xi’an, Shannxi province, 710049）【Abstract】This paper provides a new optimal control method for orbital maintenance and maneuver ,which begins with the kinetics equation of spacecraft and is based on the linear discrete optimal control theory , establishes the relative optimal control model and gives its solution. The simulation results show that the given optimal control method in this paper is correct and feasible. 【Key word】Spacecraft ，Orbital keeping ，Orbital maneuver ，Optimal control 1 引言 一般地,常见的航天器有:运载火箭、人造卫星、载人飞船、宇宙飞船、空间站等。宇宙飞船也称太空飞船，它和航天飞机都是往返于地球和在轨道上运行的航天器（如空间站) 。

结构力学题库第七章力法习题解答范文

7-3 作图示连续梁的弯矩图及剪力图。 P C P x1 x1=1 A B l/ 2 l/ 2 l 1 题７－ 3图(a) （ b) M 1 图 （ c ) 13P 3P P 3Pl /32 32 + + 32 - Pl /419P 32 M P图M 图V 图 （ d) （ e ) （ f ) V AB P V BC V CB V BA 3Pl 3P l A B 3232 B C 13P19P 3P 3P 3232 32 32 （g) （ h) 解：（１）选择基本结构，如（b）图所示。 （２）画基本结构的荷载弯矩图、虚拟单位弯矩图，如（c）、（ d）图示。列力法方程如下： 11 x11P 0 （ 3）求系数和自 由项： 11 2 1 1 l 2l 3EI 3EI 1 1 Pl 1 Pl 2 1 P E I 2 4 l 16EI 2 （ 4）求多余约束力 11 x1 1P0 1 P

x 1 1 1 3Pl 32 （ 5）叠加法求最后弯矩值、画最后弯矩图。如（ e）图示。 M M 1 x 1M P M AB M 1 1 M P 1 ( 3Pl )3Pl (上拉 ) 3232 (6)切出 AB、 BC 段，将弯矩以远端为中心从受拉边绕向受压边，剪力画成绕杆段的 远端顺时针的正方向，x 内力、外力使各杆段平衡，受力如图（g）、（ h）。以各杆段的平衡求各杆端剪力。 AB 段处于平面任意力系作用，但没有水平荷载，无轴力。

M A 0 3Pl l V BA 3P P 19 P V BA l0 32 2 32 32 P Y 0 2 13P V AB P V BA0 V AB P V BA 32 BC 段处于平面力偶系作用而平衡，没有水平荷载，无轴力： M 0 3Pl VBC l 0 VBC VCB 3P 。 32 32 7-5 作图示刚架的的弯矩图、剪力图、 轴力图。 P P l B C l 2I 2I l l 2I I 2I I l M 2 图原结构 X 2 基本结构 A D M 1图 X 2=1 (b) l (c) l X 1 X 1=1 (d) 1 题7- 5(a) 图 Pl 61P 116 Pl 4 19 P 19P l 13 Pl + 2 232 2 3 2 23 2 - - 55P 61P Pl 19P 116 + 19P -116 M P图2 232 23 2 3P l M 图 V 图 N 图 23 2 ( e )( f) ( g ) ( i ) 6155P

轨道工程

北京交通大学函授学历班 铁道工程 （轨道部分） 自学指导书 彭华编 使用教材：铁道工程 使用年级：2003级 使用专业：土木工程（铁道工程方向）层次：专升本、本科 北京交通大学土木建筑工程学院 2004年3月

绪论 明确本门课程的性质、地位和作用。铁道工程是土木工程（铁道工程方向）专业的专业课之一，是一门综合性、总体性和实践性较强的课程，涵盖轨道和选线等内容，需要掌握铁路轨道的基本理论和计算方法，掌握铁路勘测与设计的基本原理、概念和方法，能够进行基本的铁路平、纵断面设计。 一般了解世界铁路的由来和发展；一般了解我国铁路的建设概况；熟悉铁路运输的性质和特点。 重点掌握铁路的基本建设程序。 第一章轨道结构 第一节概述 轨道是铁路的主要技术装备之一，是行车的基础。轨道是由钢轨、轨枕、道床、道岔、联结零件及防爬设备组成。轨道是由不同力学性能部件组成的工程结构物。 熟练理解轨道的各个组成部分，并理解其功能与作用。 第二节钢轨 钢轨是铁路轨道的主要组成部件，它的功用在于引导机车车辆的车轮前进，承受车轮传来的巨大压力，并传递到轨枕上。其工作条件十分复杂。理解掌握钢轨的功能要求。 钢轨的类型是以每米大致质量kg数来表示。掌握我国铁路钢轨的主要类型。 理解钢轨断面设计原则，掌握钢轨断面的四个主要参数。熟记60轨的钢轨高度为176mm，底部宽度为150mm。 一般了解钢轨的材质和机械性能。其取决于钢轨的化学成份、物理力学性能、金属组织及热处理工艺。

重点掌握钢轨的接头和轨缝。我国钢轨的标准长度为12.5m和25m，对75kg/m钢轨只有25m长一种。钢轨和钢轨之间用夹板和螺栓连结，称为钢轨接头，我国接头形式采用相对悬空式。由于热胀冷缩的需要，在钢轨接头处需要预留轨缝，掌握轨缝设置的要求和计算方法。 了解钢轨伤损产生的原因，产生的部位和伤损的分类。理解钢轨的合理使用的目的和意义。 第三节轨枕 轨枕承受来自钢轨的各向压力，并弹性地传布于道床，同时，有效地保持轨道的几何形位，特别是轨距和方向。掌握轨枕按构造及铺设方法、材质的分类。 一般了解木枕的特点、断面构造（长度为2.5m）。 重点掌握混凝土枕的特点，熟悉其类型和外形及尺寸情况，掌握Ⅱ型和Ⅲ型枕的异同及使用条件，了解我国铁路目前混凝土枕的现状。 重点掌握轨枕间距的设置方法。 一般了解混凝土宽枕的特点及使用条件。 第四节联结零件 其包括钢轨接头联结零件和钢轨与轨枕联结零件。 掌握钢轨接头联结零件是由夹板、螺栓、螺栓垫圈等组成。了解各个零件的特点。 钢轨与轨枕联结零件是通过中间联结零件实现的，中间联结零件也称扣件。一般了解木枕扣件的构造与特点，熟练掌握混凝土枕扣件的分类、适用条件、构造及特点。 第五节道床

课程名称航天器轨道动力学与控制

课程名称：航天器轨道动力学与控制 一、课程编码：0100035 课内学时：32学分：2 二、适用学科专业：航空宇航科学与技术、航天器自主技术 三、先修课程：工科数学分析、线性代数； 四、教学目标 通过本课程的学习了解航天器轨道动力学与控制基础知识、基本原理与设计方法，掌握航天器轨道的基本运动特性和航天器轨道设计与优化相关工具，能够根据任务要求进行初步的航天器轨道设计，提升数学建模，分析和解决航天器轨道控制与优化问题的能力。 五、教学方式：课堂教学 六、主要内容及学时分配 1.航天器轨道动力学与控制基本理论2学时 1.1轨道动力学中的时间系统与坐标系统 1.2航天器轨道动力学模型 1.3航天器轨道动力学中的基本概念 2.航天器轨道动力学中的二体问题与多体问题2学时 2.1二体问题的解析解和轨道根数 2.2二体问题的轨道状态与轨道根数 2.3多体问题与圆型限制性三体问题 3.航天器轨道摄动理论与方法6学时 3.1航天器轨道摄动方程 3.2中心引力场非球形摄动 3.3日地月引力摄动 3.4太阳光压摄动 3.5大气阻力摄动 4.航天器轨道动力学与轨道设计6学时 4.1航天器同步轨道设计与控制 4.2航天器回归轨道设计与控制 4.3航天器冻结轨道设计与控制 4.4航天器编队飞行轨道设计与保持 4.5航天器星座轨道设计与保持 5.航天器轨道机动与轨道转移4学时 5.1航天器的霍曼转移轨道 5.2航天器调相轨道机动

5.3航天器共拱线非霍曼转移轨道 5.4航天器最优脉冲转移轨道 6.航天器借力飞行轨道的设计与优化4学时 6.1借力飞行的基本概念与原理 6.2借力飞行的轨道特性分析 6.3多天体借力飞行序列设计 6.4航天器多天体借力飞行轨道设计 7.航天器基于动平衡点的轨道设计与优化6学时 7.1三体系统轨道动力学模型 7.2三体系统轨道动平衡点及其稳定性 7.3三体系统轨道动平衡点附近周期轨道 7.4三体系统中的转移轨道设计 七、考核与成绩评定 考核方式：闭卷考试 平时成绩40%包括3-4次课后作业，课堂随机提问与考勤 期末考试：60% 八、参考书及学生必读参考资料 教材：杨嘉墀，航天器轨道动力学与控制（上）[M]，北京，宇航出版社，1995. 参考书： 1.崔平远，深空探测轨道设计与优化[M]，北京，科学出版社，2013. 2.杨嘉墀，航天器轨道动力学与控制（下）[M]，北京，宇航出版社，2001. 3.Howard D.curtis，轨道力学[M]，北京，科学出版社，2009. 4.章仁为，卫星轨道姿态动力学与控制[M],北京，北京航天航空大学出版社，2006. 九、大纲撰写人：乔栋

基于STK的航天器轨道仿真与设计

《基于 STK 的航天器轨道仿真与设计》 课程设计报告 班级 ： 341511班 组长 ：王楷 组 员 ：邹希、赵俊杰、聂秋华 日期 ： 2007年 12月 20日

目录 一、介绍STK的应用背景和主要功能................................- 1 - 1. STK 应用背景.............................................................................................- 1 - 2. STK 主要功能.............................................................................................- 1 - 二、嫦娥奔月的设计过程.........................................- 2 - 1．各国的探月计划............................................................................................- 2 - 2．设计要求.......................................................................................................- 4 - 3. 设计思路.....................................................................................................- 5 - 4. 设计中使用的参数......................................................................................- 5 - 5. 地球停泊轨道分析与设计..........................................................................- 5 - 6. 地月转移轨道分析与设计..........................................................................- 5 - 三、基于STK模型描述语言的航天器三维造型及动画制作.............. - 13 - 1. STK/VO 模块简介....................................................................................- 13 - 2. STK/VO 设计要求....................................................................................- 13 - 3. STK/VO 设计模型选择............................................................................- 13 - 4. 中巴地球资源卫星简介............................................................................- 14 - 5. 中巴地球资源卫星模型设计....................................................................- 14 - 6. 动画制作...................................................................................................- 16 - 四、收获与体会 ............................................... - 17 - 五、参考文献 ................................................. - 17 - 六、成员分工 ................................................. - 17 -

飞行器设计与工程专业本科生培养方案-航天学院-哈尔滨工业大学

飞行器设计与工程专业本科生培养方案 一、培养目标 本专业培养具有良好的数学、力学基础和飞行器总体设计、气动设计、结构与强度分析、试验技术等专业知识，能够从事航空航天工程等领域的设计、科研与技术管理等，也可在其它领域从事产品机电一体化设计和控制等方面应用研究、技术开发工作的飞行器设计学科高级工程技术复合型、创新型人才。 二、培养要求 本专业的学生应掌握飞行器总体设计、飞行器结构设计、空气动力学、控制系统原理、飞行器制造工艺及设计、实验等方面的基本理论和专业知识，具有飞行器总体设计、气动设计、结构与分析设计、大型先进通用计算软件的应用能力及相关的处理与分析实际问题的能力。 毕业生应获得以下几方面的知识和能力： 1.掌握数学和自然科学基础，掌握飞行器设计的基本理论、基本知识； 2.掌握飞行器设计的分析方法和实验方法； 3.具有飞行器设计的工程能力； 4.熟悉航空航天飞行器设计的有关规范和设计手册等； 5.了解飞行器设计的理论前沿、应用前景和发展动态； 6.掌握文献检索、资料查询的基本方法，具有一定的科学研究和实际工作能力； 7.具有本专业必需的计算、实验、测试、文献检索和基本工艺操作等基本技能和较强的计算机应用能力，对飞行器设计问题具备系统表达、建模、分析求解、论证及设计的能力； 8.掌握一门外语，能熟练阅读本专业外文资料，具有一定的听说能力和跨文化的交流与合作能力； 9.具有较好的人文艺术和社会科学素养，较强的社会责任感和良好的工程职业道德，较好的语言文字表达能力和人际交流能力； 10.了解与本专业相关的法律、法规，熟悉航空航天领域的方针和政策。 三、主干学科 航空宇航科学与技术、力学。 四、专业主干课程 主要包括理论基础课：理论力学、材料力学、自动控制原理、飞行器结构动力学、计算机辅助设计、可靠性工程、空气动力学；空间飞行器设计方向专业主干课程：航天器轨道动力学、航天器姿态动力学与控制、航天器总体设计；导弹及运载火箭设计方向主干课程：导弹飞行力学、远程火箭弹道学及制导方法、导弹及运载火箭总体设计。

航天技术概论复习大纲及参考答案 (大连大学)

1.二体运动：在初步分析中，往往可以把天体运动简化并抽象为两个m、M的质点(位于天体质心)在相互引力作用下的运动。这就是“二体运动”。 2.星下点轨迹：航天飞行器运行时，它和地心连线与地球表面交点的集合叫做星下点轨迹。 3.等离子鞘：再入体以超高速进入大气层时会产生激波。再入体表面与周围部分气体呈粘滞状态，表面热量散发速度降低。在激波与再入体之间形成一个温度高达几千度的高温区。高温气体和再入体表面材料的分子分解、电离和重新复合的结果，形成一个等离子区。它像鞘套一样包围着再入体，故称等离子鞘。 4.轨道控制：对卫星的质心施加外力，以改变质心运动轨迹的技术称为轨道控制。 5.被动式姿态控制：其控制力由空间环境或卫星动力学特性提供，不需要消耗星上能源，如利用气动力、太阳辐射压力或重力剃度可实现卫星的姿态控制和轨道被动控制。 6.章动：当陀螺的自转角速度w不够大时，则除了自转和进动外，陀螺的对称轴还会在铅垂面内上下摆动，即q角会有大小波动，称为章动。 7.姿态捕获：是各类卫星一种需要经常执行的控制模式，其捕获方式可分为全自动、半自动和地面控制，根据姿态捕获的目的和星上能源情况确定。 8.比冲：比冲是发送机每秒钟消耗1kg推进剂所得到的推力值。比冲记为Ie,其大小表示了发动机性能的好坏，是火箭发送机最重要的性能参数。 9.平动点：在由飞行器m、小天体M2及天质量天体M1构成的三体问题中，若M2相对于M1作圆周运动(如月球和地球)，则在M2的运动平面上有不同的5个点。若飞行器m进入这些点时相对于M1的运动速度与M1至M2的向径垂直，并且角速度与M2相对M1运动的角速度相等，则此后m在M1与M2的引力作用下，将继续保持这种运动状态。即m与M2以相同角速度绕M1作圆周运动。因此，在以M1为原点，以M1和M2的连线为坐标轴的旋转坐标系中，m处于静止状态。这5个点称为“平动点”。 10.微重力：在实际的航天飞行中，航天器除受引力作用外，不时还会受到一些非引力的外力作用。例如，在地球附近有残余大气的阻力，太阳光的压力，进入有大气的行星时也有大气对它的作用力。根据牛顿第二定律，力对物体作用的结果，是使物体获得加速度。航天器在引力场中飞行时，受到的非引力的力一般都很小，产生的加速度也很小。这种非引力加速度通常只有地面重力加速度的万分之一或更小。为了与正常的重力对比，我们就把这种微加速度现象叫做“微重力” 11.遥控：遥控是一种上行信号，有时也称为前向链路信号，它是根据下行(或返回链路)中的遥测信号分析、判断、决策后作出的一种响应，响应变为命令，发送给过境的航天器，航天器上有相应的遥控接收机、解调器和译码器，译码器恢复出来的命令，用来启动执行机构干预航天器的轨道、姿态、调整内部分系统的工作状态、运动参数或更换备份分机。 12.轨道根数：是对选定的二个质点，在牛顿运动定律和平方反比定律的重力吸引下，确定特定轨道所必须的参数。确定卫星空间位置的参数叫做轨道要素。 13.第一宇宙速度：物体在地面附近绕地球做匀速圆周运动的速度叫做第一宇宙速度，发射人造地球卫星，必须具有第一宇宙速度（7.91km/s）。 14.地形匹配制导：利用地形轮廓特征获取导信息，控制导弹飞向目标的制导技术。 15.GPS制导：GPS（全球定位系统）制导的工作原理是利用弹上安装的GPS接收机接收4颗以上导航卫星播发的信号，来修正导弹的飞行路线，提高制导精度。 16.轨道倾角：轨道倾角，简称倾角。指航天器绕地球运行的轨道平面与地球赤道平面之间的夹角，分为顺行轨道、逆行轨道和极轨道。人造卫星轨道平面与赤道平面之间的夹角。

结构力学力法习题及答案

力法作业 01 （0601-0610 为课后练习，答案已给出） 0601 图示结构，若取梁 B 截面弯矩为力法的基本未知量 ，当 增大时，则 绝对值： A．增大； B．减小； C．不变； D．增大或减小，取决于 比值。（ C ） 0602 图示桁架取杆 AC 轴力(拉为正)为力法的基本未知量 ，则有： A． ； B． ； C． ； D． 不定，取决于 值及

值。（ A ） 0603 图 b 示图a 结构的力法基本体系，则力法方程中的系数和自由项为：A． B． C． D． 。（ B ） 0604 图 a 结构取力法基本体系如图 b， 是基本未知量，其力法方程可写为 ，其中：

A． ； B． ； C． ； D． 。（ A ） 0605 图 a 结构的最后弯矩图为： A．图 b； B．图 c ； C．图 d ； D．都不 对。（ A ） 0606 图示结构 f (柔度) 从小到大时，固定端弯矩 m 为： A．从小到大； B．从大到小； C．不变化; D． m反向。（ B ）

0607 图示对称结构，其半结构计算简图为图： （ A ） 0608 图示结构( f 为柔度)： A． B． C． D． 。（ C ）

0609 图 a 所示结构，取图 b 为力法基本体系，则基本体系中沿 方向的位移 等于： A．0; B．k; C． D． 。（ C ） 0610 图a所示结构，取图b为力法基本体系，EA，EI均为常数，则基本体系中沿 方向的位移 等于： A．0； B， ； C． ； D． 。 ( C )

力法书面作业，按题目要求完成0611 试确定图示结构的超静定次数。

课程名称航天器智能任务规划与优化技术

课程名称：航天器智能任务规划与优化技术 一、课程编码：0100037 课内学时：32学分：2 二、适用学科专业：航空宇航科学与技术专业的硕士、博士 三、先修课程：航天器姿态动力学与控制、航天器轨道动力学与控制 四、教学目标 通过本课程讲解，学习航天器智能任务规划与优化技术，了解未来航天器在轨智能自主控制技术的发展趋势，提高对航天器前沿自主技术的理解，掌握智能任务规划和优化的核心思想及基本算法，提升智能控制软件编程能力，并能够使用相关知识建模方法和规划技术对现实问题进行建模求解。 五、教学方式 授课 六、主要内容及学时分配 1.导论2学时 1.1智能任务规划技术定义 1.2自主任务规划技术研究内容及发展 1.3自主任务规划及优化技术在航天器上的应用 2.经典自主任务规划原理4学时 2.1经典规划知识表示方法 2.2状态空间规划 2.3规划空间规划 2.4常用的智能规划方法 3.航天器任务规划知识表示方法4学时 3.1知识表示和推理方法 3.2规划知识表示内容和描述逻辑 3.3时间区间和约束表示 3.4航天器规划知识表示情景实例 4.航天器任务规划中的时间处理及规划技术5学时 4.1时态参照和关系 4.2定性时态关系 4.3定量时态关系 4.4时间约束处理原理及方法 4.5基于多时间约束的航天器任务规划方法 5.航天任务的启发式规划技术4学时 5.1启发式概念 5.2规划中启发式信息设计 5.3规划空间规划的启发式信息 5.4组合启发式任务规划技术 5.5启发式航天器任务规划系统设计 6.航天器多智能体规划4学时 6.1多智能体规划问题

6.2规划智能体协商技术 6.3多智能体规划方法 6.4多智能体规划应用及发展 7.航天器接近轨迹规划与优化技术4学时 7.1轨迹规划问题描述 7.2接近轨迹规划方法 7.3时间最优的交会轨迹规划 7.4基于遗传算法的接近轨迹规划与优化 8.自主姿态规划与优化方法5学时 8.1多约束姿态规划问题 8.2姿态约束描述 8.3基于RRT的航天器姿态规划方法 8.4多约束自主姿态规划与优化方法 七、考核与成绩评定 考核：航天器任务规划系统设计与实现（50%），平时成绩（50%） 八、参考书及学生必读参考资料 1.Malik Ghallab,Dana Nau,Paolo Traverso．Automated Planning:Theory and Practice [M]．北京：清华大学出版社，2004.（姜云飞，杨强，凌应标等译） 2.谷文祥，殷明浩，徐丽等.智能规划与规划识别[M].北京:科学出版社，2010. 3.S tuart Russell and Peter Norvig.Artificial Intelligence:A Modern Approach[M].United States of America:Prentice hall,2010. 九、大纲撰写人：徐瑞