哈工大飞行器结构设计大作业指导书_最终版

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飞行器结构设计(打印版)

在弹体坐标系下，由受力平衡和力矩方程得
Ra Rb G cos Ral1 Gl2 cos 0 fRa Fa
两坐标轴方向过载为：
nx ( P Fa) / mg 0 ny ( Ra Rb) / mg 0
可得
nx P / mg 0 fGl2 cos / mg 0l1 ny G cos / mg0
M N Yi Ji Fj
——舱段剖面上的正应力；
M ——由弯矩 M 产生的正应力；
N ——由轴向力 N 产生的正应力；
M ——作用在舱段剖面上的弯矩； N ——作用在舱段剖面上的轴向力；
J i ——减缩剖面的惯性矩；
Yi ——第 i 个元件到减缩剖面中性轴的距离；
F j ——减缩剖面的面积。
可知，从 0 至 90 度，随增大， nx 变大， n y 变小。 4 波动系数 K：反映当舵面偏角发生变化时，导弹的过载系数变化的程度。第四次课（教材 23 页-35 页） 1 地空导弹典型弹道上所选的特征点有：最大推力点，导弹进入控制飞行的初始点，机动飞行段的速压点，机动飞行的终点。 2 压心：作用在物体上空气动力合力的作用点。 3 刚心：一个剖面上，所有作用力的合力，只产生纯弯曲的作用点。 4 设计载荷：使用载荷乘以安全系数。 P des
R ——连接框外径；
q ——连接框的支反剪流。
第八次课（教材 52 页—61 页） 1 梁式翼面结构中，翼梁一般沿翼面最大厚度线布置或沿翼弦的等百分比线布置，翼肋按顺气流方向排列或沿垂直于翼梁弹性轴方向布置。 2 玻璃钢蜂窝夹层结构中，弹翼主体上蜂窝纵向沿展向排列，翼前后缘蜂窝纵向沿翼弦方向排列。 3 展弦比：展向长/弦向长。 4 翼面的相对厚度：翼面最厚位置厚度/弦长长度。第九次课（教材 62 页—70 页） 1 普通肋开减轻孔是因为腹板剩余强度一般较大，减轻孔边缘翻边是为提高腹板的抗弯能力。 2 铆缝设计与计算主要是确定铆钉的直径，间距，边距与排距。第十次课（教材 70 页—76 页） 1 第一强度理论是最大拉应力准则；第二强度理论是最大伸长线应变准则；第三强度理论是最大剪应力准则；第四强度理论是最大形变能准则。 2 夹层结构夹芯参数为格子形状，边长，箔厚与变密度格子。第十一次课（教材 76 页—84 页） 1 在多榫式接头中，齿中部厚度小于齿厚，是为了减少齿的精加工面，齿外端厚度比齿根略小，装配时外端起导向作用。（教材 77 页图 3.44）

哈工大飞行器制造课程设计

哈工大飞行器制造课程设计一、概述飞行器制造课程设计是哈工大航空航天学院飞行器制造工程专业的重要实践环节。

该课程设计的目标是培养学生掌握飞行器制造的基本技能和知识，提高学生的工程实践能力，为未来的工作和研究打下坚实的基础。

二、设计任务学生需要在规定的时间内，完成以下任务：1.设计并制作一个小型无人机（微型飞行器）；2.进行飞行控制系统的设计和实现；3.进行地面测试和飞行试验；4.编写设计报告，包括设计方案、设计图纸、实验数据和结论等。

三、设计方案1.总体设计微型飞行器采用固定翼布局，翼展不超过250三n,总重量不超过50go采用电动推进系统，由微型无刷电机和螺旋桨组成。

飞行控制系统采用开源的Pixhawk飞控板,通过GPS实现定点悬停和自主导航。

5.结构设计机体结构采用轻质材料，如碳纤维复合材料或轻质铝合金。

机翼采用对称翼型，尾翼采用V型尾翼。

起落架采用折叠式设计，便于收纳和携带。

结构设计中需考虑强度、刚度和稳定性要求。

6.动力系统设计动力系统包括微型无刷电机、螺旋桨和电池。

根据飞行性能要求,选择合适的电机、螺旋桨和电池型号，并进行匹配优化。

同时需要考虑散热和噪音问题。

7.飞行控制系统设计飞行控制系统包括传感器、控制器和执行器。

传感器包括GPS.陀螺仪、加速度计和气压计等，用于获取飞行器的位置、姿态和高度信息。

控制器采用PiXhaWk飞控板，通过算法实现对飞行器的稳定和控制。

执行器包括舵机和电机驱动器等，用于实现对飞行器的操作和控制。

飞行控制系统的设计需要保证系统的稳定性和可靠性，防止出现失控和坠机等安全问题。

四、实验测试与结果分析在完成设计和制作后，需要进行地面测试和飞行试验，对微型飞行器的性能进行评估和分析。

具体测试内容包括：1.地面测试：对微型飞行器的各项性能指标进行测试，如起飞重量、最大速度、最大爬升率、续航时间等。

同时检查机载设备的正常运行情况，如GPS、传感器、控制器等。

2.飞行试验：在室外场地进行飞行试验，测试微型飞行器的实际飞行性能和稳定性。

哈工大再入飞行器视景仿真大作业重点讲义资料

H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y再入飞行器制导及三维视景仿真研究报告院系：航天学院控制科学与工程系姓名：学号：联系电话：日期： 2015/8/11 再入飞行器制导控制技术发展现状1.1再入飞行器制导控制的特点和国内外现状再入飞行器的制导控制技术一直以来是各国飞行器研究领域的焦点，再入飞行器的飞行方式不同于其他飞机，需要经其他载具搭载然后再次进入大气层，因此这种飞行器具有超高的飞行速度，能够实现在一小时内到达全球任意地方。

所以这种超高声速的飞行器的精确控制显得尤为重要。

而控制模型的特点往往具有很强的非线性，而且在飞行过程中误差容易积累，最后导致末端制导时容易产生较大的误差；并且受到外界因素，如空气密度，风向等影响较大；在控制其姿态时，各个通道之间往往耦合程度很高；因为其速度高于声速数倍，因此在控制室必须具备快速调整和快速响应的能力。

而随着科技的不断进步，已经有诸如X-37B等的飞行器频频亮相，而我国在这方面也不甘示弱，2007年，一种由轰-6战机挂载的超高声速飞行器进入了公众视野，虽然这款飞行器的具体参数还尚未被公开，但这款被公众称为“神龙”的飞行器被认为可以和X-37B一较高下。

而因为多数超高声速飞行器都是通过自身惯性进行滑翔的，且不同的飞行器在不同的环境下其控制律也不尽相同，而且绝大多数的被控对象都是非线性系统，且在实际高速运行当中会受到很大的外界干扰，这些因素都对再入飞行器的精确制导问题提出了挑战。

1.2一种超高声速飞行器的控制策略简介面对这一系列的挑战，有学者提出了名为“基于自适应神经模糊系统的高超声速飞行器的载入预测制导”的理论模型。

(《兵工学报》2014年12月第35卷第12期)当今再入飞行器制导的方法主要有标准轨道法和预测制导法两大类。

标准轨道法是提前在飞行器的计算机中预编入相应的轨道和相关信息，由飞行器自主寻找和矫正预设轨道。

飞行器结构设计_终版_

结构形式承力方案主要受力元件的布置材料基本剖面的形状尺寸元件间的连接形式内部装置的布置固定方法及满足各特殊要求的构造措施等
飞行器结构设计
注：题号前标★的都是老师最后一节课圈的重点。第一次课： ★1 航空器举例：飞机，飞航式导弹，热气球等 ★2 飞行器质量为结构质量和有效载荷质量。第二次课： 1.4—1.7 节一、判断： 1. 铍合金即是金属材料又是功能材料。× 2. 玻璃钢之所以适合做隔热材料因线膨胀系数小。× 3. 高合金钢脆，易断裂。× 4. 材料的塑性、切削性、可焊性、热塑性、热流动性均影响材料加工性。√ 5. 结构固有频率计算属于静强度计算。× 6. 单翼是零件。× 7. 要求不失稳的元件应选用比强度大的材料。× 二、填空： ★1. 导弹弹体结构材料希望轻而强，通常用比强度和比刚度来表征这种材料的综合性能。 ★2. 镁合金在盐雾中易腐蚀，高强度合金钢易氢脆。（钛、镁合金、合金钢、铝） 3. 结构设计中有两种强度计算，方案设计用设计计算，技术设计用校核计算。 4. 许用应力法指结构在使用载荷作用下不产生永久变形，破坏载荷法指结构在设计载荷作用下P ≤ P 。三、简答： ★断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力。结构设计中方案设计主要内容：（1）方案的内容应包括：结构形式，承力方案、主要受力元件的布置、材料、基本剖面的形状尺寸，元件间的连接形式，内部装置的布置，固定方法及满足各特殊要求的构造措施等。（2）对拟定的方案是否满足要求作相应的估计。（3）进行方案论证第三次：一、判断： 1. 外载荷是指导弹从出厂到击中目标整个过程最大。错 2. 与刚性假设相比，考虑弹翼弹性时，由于压心是变化的会产生一种附加攻角。对 3. 导弹总体方案设计完成了质心定位、气动计算、稳定性操纵性计算、风洞试验。对 4. 导弹运输环节不能作为弹翼的设计情况。错 5. 导弹机动飞行时攻角大可作为弹翼设计情况。对 6 过载指作用在到导弹上可控力合力与重力之比。× 7. 波动系数反应了舵偏角与过载系数间的关系。√ 8. 过载系数是一无量纲的系数。√

简单飞行器设计大作业

简单飞行器设计大作业
**一、设计目标**
本次设计的目标是设计一个简单的飞行器，能够在空中稳定飞行，并具备一定的操控性能。

**二、设计要求**
1. 飞行器能够安全起飞和降落。

2. 具备简单的航向控制能力。

3. 能够在空中稳定飞行一段时间。

**三、设计方案**
1. 飞行器整体采用轻量化材料制作，以减小重量，提高飞行效率。

2. 采用电动马达作为动力源，驱动螺旋桨产生升力。

3. 飞行器的控制系统采用遥控器进行控制，通过调整马达的转速实现飞行器的升降和航向控制。

**四、技术实现**
1. 选择合适的材料制作飞行器的机架和外壳。

2. 安装电动马达和螺旋桨，并进行动力系统的调试。

3. 设计并制作遥控器，实现对飞行器的远程控制。

4. 进行飞行测试，对飞行器的性能进行评估和优化。

**五、总结与展望**
通过本次简单飞行器设计大作业，我们初步掌握了飞行器设计的基本流程和方法。

在未来的工作中，可以进一步优化飞行器的设计，提高其性能和可靠性，为实际应用提供更好的解决方案。

以上示例仅供参考，你可以根据具体的设计要求和实际情况进行修改和完善。

哈工大飞行器结构设计历年复习题

1 作用在普通肋上的空气动力载荷，被认为仅有两个梁腹板提供支反力，忽略桁条与蒙皮的参与，这是根据传力的刚度比分配原则。（对） 2 加强肋的支撑是翼梁、辅助梁与蒙皮。（对） 3 在薄壁结构中，凡在集中载荷处都应采用中间元件。（对） 4 结构设计中应使梁凸缘面积适应内力变化。（对） 5 翼梁腹板的剪力图是阶梯变化的，根部最大。（对） 6 根肋将分布力转化为集中力。（对） 7 在蒙皮的计算模型中，屏格蒙皮看作受弯硬板，整个蒙皮看作承剪薄板。（对） 8 单梁翼面整体受力计算模型中，支座是由翼梁的固定支座和辅助梁的铰支座组成的。（对） 1 加强框和梁构成了弹身的受力基础。（对） 2 当一个横向集中载荷作用在硬壳式舱段上，由载荷作用端到支座端蒙皮的剪流分布不变（对） 3 在全弹身受载中，剪力由弹身两侧壁受剪切传递，弯矩由弹身上下壁板受挤压传递。（对） 4 在梁式舱段中，蒙皮提供的支反剪流载荷作用处沿长度方向逐渐减小。（对） 5 纵梁的轴向内力由载荷作用处到另一端是逐渐减小的。（对） 6 作用在梁上的集中载荷，蒙皮不但受剪且逐渐参加承受轴向压力，一定距离后，轴向压力的沿周缘蒙皮达到均值。（对） 7 在垂直于耳片式翼面的接头载荷中，弯矩由主接头传递，是通过螺栓受剪，耳片受拉压传递的。（对） 8 从舱段间接头传力过程看，前连接框将分布力转化为集中力（为适应连接接头的传力特性），后连接框将集中力转化为分布力（以适应蒙皮的传力特性）。（对） 1 弹翼的是功用产生升力、法相力，改变压心位置。（对） 2 单梁式翼面中翼梁沿最大厚度分布。（对） 3 ‘小展弦比’是指较小的翼面。（错） 4 单块式弹翼纵墙与桁条沿翼肋等百分线布置。翼肋顺气流方向布置。（对） 5 梁式翼面中，弯矩靠梁凸缘，剪力靠梁腹板，扭矩靠蒙皮、梁及纵墙组成的壁室来传递（对） 6 实心壁板弹翼中，弹翼与弹身连接长度占弦长的 20%-30%。（对） 7 蜂窝夹层板件组合式弹翼，适用于面积较大的弹翼。（对） 8 夹层结构弹翼抗弯能力大、耐热绝热好。（对） 1 整体结构翼面在气动外形方面优于其他翼面。（对） 2 薄翼型是指相对厚度比小于 0.05 的翼面。（对） 3 在设计翼面与助推器连接接头时，需要考虑翼面与助推器受力协调及助推器热膨胀。（对） 4 翼梁按垂直于弹身轴线布置时，翼梁处于最大厚度线上。（错）<等百分线分布时最大> 5 翼肋垂直于翼梁时，翼型准确。（错）<顺气流方向布置> 6 蒙皮厚度可按强度条件或刚度条件来确定。（对）

哈工大飞行器控制大作业

H/km V/m/s a1 a2 a3 a4 a5
1.067 546.9 1.488 104.7 66.54 1.296 0.129
4.526 609.2 0.132 91.97 54.93 1.126 0.106
8.21 701.5 0.7748 76.51 41.52 0.9 0.076
14.288 880.3 0.3528 46.44 21.59 0.514 0.036
加入这个惯性环节，相当于让系统的带宽降低，使高频段被及时的衰减，此时，系统的时域响应和频域响应都有很大的好转。最终，系统仿真的 Simiulink 框图如下图所示：
仿真时把�� 、�� 、�� 都当做 1，��1 、��2 由公式求出后，设计控制器 C 和 I，以求系统可
�� 5 �� 2 + ��1 ��5 �� + ��2 ��5 − ��3 ��4 ∙ �� 2 + (��1 + ��4 )�� + ��1 ��4 + ��2 公式中各个系数所对应的数据见下表：
此时，得到的系统时域及频域图像如下：
可以看出，在未加任何校正环节的情况下，系统的时域响应是发散的，很不稳定。由开环 Bode 图可以看出，此时系统根本就没有穿越 0db 线，没有剪切频率，高频也没有衰减，导致系统还没有进行工作就已经不稳定了。

哈工大飞行器结构设计实验报告

飞行器结构设计实验一、实验目的通过参观航天馆内的实物及模型结合课堂学习内容，加深对蜂窝夹层结构、陀螺副翼、舱段的结构形式、舱段承力元件等的理解。

二、实验内容1、蜂窝夹层结构图1 蜂窝夹层结构图2 蜂窝夹层结构局部放大图夹芯层形似蜂窝的一种夹层结构，又称蜂窝夹层结构（见图1和图2）。

这种结构的夹芯层是由金属材料、玻璃纤维或复合材料制成的一系列六边形，四边形及其他形状的孔格，在夹芯层的上下两面再胶接（或钎焊）上较薄的表板。

早期使用的轻质巴萨木夹层不耐潮，抗腐性差,不耐火,人们遂把注意力转向金属蜂窝夹层。

1945年试制成最早的蜂窝夹层结构。

蜂窝结构比其他夹层结构具有更高的强度和刚度,与铆接结构相比,结构效率可提高15%～30%。

夹层的蜂窝孔格大小、高矮及其构成格子的薄片厚度等决定表板局部屈曲、孔格壁板屈曲的临界应力及夹层结构的保温性能。

这些尺寸的选择，一般要保证能够承受一定的去取载荷的前途下具有一定的保温性能。

蜂窝结构的受力分析与一般夹层结构相同。

在航空航天工业中,蜂窝结构常被用于制作各种壁板,用于翼面、舱面、舱盖、地板、发动机护罩、尾喷管、消音板、隔热板、卫星星体外壳、刚性太阳电池翼、抛物面天线、火箭推进剂贮箱箱底等。

2、陀螺副翼图1 陀螺副翼结构1— 安定面 2—盖板 3—风轮 4—螺钉 5—副翼 6—锁紧销 7—销套 8—止动件 9—卡箍 10—轴座 11、12—上下板 13—转轴图1是陀螺副翼。

它位于安定面的翼尖后缘，由上下板、风轮和转轴等组成。

工作原理：风轮轴被嵌在上下板的铜套座中，上下板由螺钉连接成一体。

平时锁紧销6插在销套7内，副翼被锁在中立位置。

导弹发射后，止动件8尾部的易熔材料被发动机燃气熔化，在弹簧作用下，锁紧销被拔出，陀螺副翼便被开锁。

图2 陀螺副翼工作原理导弹在飞行过程中，受到气动力作用，风轮在气动力作用下作高速旋转，自转角速度为Ω ，方向如图2所示，相当于一陀螺转子。

由二自由度陀螺的进动性知0ω ⨯Ω=J M 进动。

哈工大4系飞行器控制实验指导书

飞行器控制实验指导书控制科学与工程教学实验中心2005年3月目录一、实验目的和意义二、实验的基本要求三、Matlab语言基础四、实验项目(一) 实验一飞行器纵向稳定系统综合设计(二) 实验二飞行器侧向稳定器观测器的设计(三) 实验三飞行器爬升率与空速的保持与指令控制(四) 实验四飞行器3维飞行动画仿真实验一、实验目的和意义作为航天学院的学生，掌握飞行器控制方面的知识是必要的。

仅仅通过课堂教学，学生很难切实地掌握飞行器控制的知识，很难熟练地应用飞行器控制的方法。

为了使学生更深刻地理解飞行器控制方面的知识，开设本实验是必要的。

通过飞行器控制实验，可以使学生更直观地理解课堂上学到的理论，使学生能真正做到理论与实际相结合，会应用课堂上所学到的理论来进行飞行器控制系统的设计，同时，使学生掌握用Matlab来进行飞行器控制系统分析与设计的方法。

二、实验的基本要求1．要求学生能较熟练地使用控制系统分析设计软件（Matlab）来进行系统分析与设计。

2．要求学生能熟练地使用Matlab软件进行编程，并在该软件环境下进行调试。

3．要求学生掌握模态控制理论（模态可控、模态可观结构分析；模态控制器设计，模态观测器设计），并编制相应的matlab函数。

4．要求学生能使用所编制的程序进行飞行器控制系统的分析与综合。

三、Matlab语言基础(一) matlab软件的编程环境1．找到MatlabMatlab软件应用程序的图标为，matlab软件被正确安装后，可以将该图标拖曳到桌面上或快捷工具栏中以方便使用。

2．启动Matlab点击Matlab图标会弹出如下窗口(二) 飞行器控制实验中要用到的matlab语句1．赋值语句：A=[0 1 0;0 0 1;-6 -11 -6]2．矩阵的维数：[行,列]=size(A)3．矩阵的秩：n=rank(A)4．矩阵的逆：B=inv(A)5．求特征值和特征向量：[V,eva]=eig(A') V为A T的广义模态矩阵，eva=diag(λ1,…,λn)6．矩阵的转置：A因为是实数阵所以转置可以用A’，A’是A的共扼转置而U,V等复数阵的转置要用conj(V’);7．子阵的抽取：A(i:j,m:n); A(:,1);A(i,j)8．矩阵四则运算：（维数要一致）表达式与标量数值运算同9．循环语句：for i=1:1:n+1程序行end10．条件判断：if(a~=b)程序行end11．结果显示控制：语句后面加“;”则不显示结果。

哈工大机械设计大作业

工业大学机械设计作业设计计算说明书题目: 轴系部件设计系别: 英才学院班号: 1436005: 璐日期: 2016.11.12工业大学机械设计作业任务书题目：轴系部件设计设计原始数据：图1表 1 带式运输机中V带传动的已知数据方案dP（KW）(/min)mn r(/min)wn r1i轴承座中心高H（mm）最短工作年限L工作环境5.1. 2 4 960 100 2 180 3年3班室外有尘机器工作平稳、单向回转、成批生产目录一、带轮及齿轮数据 (1)二、选择轴的材料 (1)三、初算轴径d min (1)四、结构设计 (2)1. 确定轴承部件机体的结构形式及主要尺寸 (2)2. 确定轴的轴向固定方式 (2)3. 选择滚动轴承类型，并确定润滑、密封方式 (2)4. 轴的结构设计 (2)五、轴的受力分析 (4)1. 画轴的受力简图 (4)2. 计算支承反力 (4)3. 画弯矩图 (5)4. 画扭矩图 (5)六、校核轴的强度 (5)七、校核键连接的强度 (7)八、校核轴承寿命 (8)1. 计算轴承的轴向力 (8)2. 计算当量动载荷 (8)3. 校核轴承寿命 (8)九、绘制轴系部件装配图（图纸） (9)十、参考文献 (9)一、带轮及齿轮数据已知带传动输出轴功率P = 3.84 kW，转矩T = 97333.33 N·mm，转速n = 480 r/min，轴上压力Q= 705.23 N，因为原本圆柱直齿轮的尺寸不满足强度校核，故修改齿轮尺寸为分度圆直径d1 =96.000 mm，其余尺寸齿宽b1 = 35 mm，螺旋角β = 0°，圆周力F t = 2433.33 N，径向力F r = 885.66 N，法向力F n = 2589.50 N，载荷变动小，单向转动。

二、选择轴的材料因传递功率不大，且对质量及结构尺寸无特殊要求，故选用常用材料45钢，调质处理。

三、初算轴径d min对于转轴，按扭转强度初算，由参考文献[1]式10.2估算最小直径d≥√9.55×106dd0.2[d]3=d√dd3式中：P —轴传递的功率，kW；n —轴的转速，r/min；[τ] —许用扭转应力，MPa；C —由许用扭转切应力确定的系数。

哈工大飞行器制造课程设计

哈工大飞行器制造课程设计
哈尔滨工业大学飞行器制造课程设计通常涉及以下几个方面：
1.飞行器结构设计：学生需要了解飞行器的结构原理，掌握飞行器结构设计的基本原则和方法，以及进行必要的实验和计算分析。

2.材料力学：飞行器制造需要深入了解材料力学的基本原理和方法，包括材料的力学性能、应力分析、应变分析、强度和刚度等。

3.制造工艺：学生需要了解飞行器制造的工艺流程，包括材料加工、焊接、机械加工、表面处理等工艺技术，以及相应的设备和工具。

4.航空材料：学生需要了解航空材料的基本性质和应用，包括铝合金、钛合金、复合材料等，以及其加工和处理方法。

5.质量控制：学生需要了解质量管理的基本原则和方法，包括质量控制、过程控制、检验和试验等方面的知识和技能。

具体而言，哈工大飞行器制造课程设计可能会要求学生设计并制造一个小型飞行器，如无人机或小型飞机等。

在这个过程中，学生需要运用所学的理论知识和实践技能，进行结构设计、材料选择、制造工艺制定和质量控制等方面的工作。

最终目标是设计出符合要求且性能优良的飞行器。

通过这样的课程设计，学生可以更加深入地了解飞行器制造的全过程，提高自己的实践能力和综合素质，为未来的学习和职业发展打下坚实的基础。

第1章绪论(哈工大飞行器控制课件)

• [5] 郭素云，陀螺仪原理及应用，哈尔滨工业大学出版社，1985 • [6] 刘兴堂，导弹制导控制系统分析、设计与仿真，西北工业大学出版社，2006 • [7] 雷虎民，导弹制导与控制原理，国防工业出版社，2006 • [8] 周荻，寻的导弹新型导引规律，国防工业出版社，2002
6 DOF
1.1 飞行器简介
• a) b) • a) b) c) 飞行器的特点：人造的；离开地面运动，而且具有6个运动自由度。飞行器的分类(何庆芝)：航空器：大气层内飞行；航天器：大气层外飞行；导弹和火箭：能够自主或半自主地飞向目标。
1.1.1 航空器
航空器----飞机，特点： a) 气动流形，有较大的翼面和舵面(结构上) b) 飞行速度较低 (1Mach) c) 飞行高度较低 (10km)
1.4 参考书目-1
• [1] 钱杏芳，导弹飞行力学，北京理工大学出版社，2000 • [2] 邓正隆，惯性技术，哈尔滨工业大学出版社，2006 • [3] 孟秀云，导弹制导与控制系统原理，北京理工大学出版社，2003 • [4] 秦永元，惯性导航，科学出版社，2006
1.4 参考书目-2
1.2 飞行器的基本结构
导弹为例： • 整流罩 • 导引头 • 战斗部 • 仪器舱 • 发动机 • 机翼 • 舵面
1.3 课程主要内容-1
制导控制系统基本组成原理：
1.3 课程主要内容-2
惯性器件(陀螺仪、加速度计) 惯性导航原理(平台式、捷联式) 飞行器运动方程组(16个方程式、线性化) 舵系统(电动、液压、气动、直接力) 飞行稳定控制系统(侧向回路、滚转回路) 制导方式(遥控、雷达、红外、电视、激光、复合) 导引规律(追踪、平行接近、比例)
飞行器制导与控制

哈尔滨工业大学飞行器设计与工程专业本科生培养方案

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。

飞行器装备大作业指导书

一、要求与说明
1. 本课程大作业分2个作业，每个学生分别提交2个作业，第一个作业分为9个题目，每个学生完成其中规定的一个题目。

2. 学生必须按照相关规范，在规定的时间内大作业，并提交纸质文件。

3. 要求每名学生独立完成作业内容，如有抄袭、伪造等作弊行为则取消成绩，大作业的分数计入期末考核成绩。

参考文献：机械制造装备设计、金属切削机床、金属切削机床设计等
二、作业题目
注：如果感觉没有参数，可以自定。

附件课程大作业封皮
《飞行器制造工艺与装备》课程大作业题目：________________________________________________
姓名：_______________________
学号：_______________________
授课教师：_______________________
哈尔滨工业大学航空宇航制造系
2011年月日。

哈工大《飞行器设计综合实验》卫星编队飞行设计及仿真实验

一、实验名称卫星编队飞行设计及仿真实验二、实验要求本实验进行卫星编队飞行（Satellite Formation Flying）的仿真，卫星编队由一个主星和两个从星组成。

主星采用圆轨道（Round Orbit），轨道的半长轴为7765km,轨道倾角为63.4度，要求卫星模型具有合适的大小。

三、实验步骤1、双击桌面上的STK9图标，启动软件在弹出的warning窗口中，单击Continue Startup按钮，然后新建场景，单击Create a New Scenario；2、设置场景的属性，在弹出的窗口中修改场景的名称name，同时设置仿真分析的起始时间为1 Jul 2007 12:00:00.000 UTCG和终止时间2 Jul 2007 12:00:00.000 UTCG，设置完成后点击ok按钮，然后我们即可在Object Browser（对象浏览器）中看到新建的场景Scenario1，如果自动跳出一个叫做“Insert STK Objects”的窗口，选折关闭；3、在STK浏览窗口左侧，单击Satellite三次，这样在场景中就会生成三颗卫星；4、在对象浏览器中选中satellite1，单击右键，在弹出的菜单中选折Rename，这样就可以修改卫星的名字，我们将这颗卫星命名为Main（主星）；5、双击卫星Main，在弹出的对话框中，选中basic目录下的Orbit栏；6、我们在设置数据前，先修改轨道数据的格式：单击数据方框右侧的图标，选中“Format....”按钮，然后将“Precision”选项框下的对勾去掉，点击oK；7、然后我们按表一所给的轨道参数修改Main卫星的长半轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近心点角距、真近点角等轨道参数值，设置完成后的结果如图一所示；图一选中3D Graphics项下的Model选项，拖动Log Scale选项条调整卫星模型至合适大小，建议调整值为1.8。

哈工大大作业

《飞行器制造工艺与装备》课程大作业题目：火箭贮箱接焊接技术发展现状研究*名：**学号： **********授课教师：王扬张宏志得分哈尔滨工业大学航空宇航制造系2016年6月26日摘要贮箱是导弹弹体上重要的质量组成部分，负责存放推进剂，其主要由上下箱底和箱筒段组成，其有着不同的结构，不同的结构应用于不同的导弹上，在设计时需要考虑弹体设计的六大原则。

其焊接方式主要有氩弧焊、变极性等离子弧焊接技术、局部真空电子束焊接技术、气脉冲TIG和MIG焊接技术、搅拌摩擦焊技术等，其在焊接贮箱中各有其优势。

关键词：贮箱；结构特点；焊接技术目录摘要 (2)1贮箱概述 (3)1.1贮箱介绍 (3)1.2贮箱功能 (3)2贮箱结构特点 (3)2.1贮箱的组成 (3)2.1.1箱底 (3)2.1.2箱筒段 (3)2.2贮箱分类 (4)2.3贮箱的布局 (5)3贮箱技术要求 (6)3.1贮箱的设计要求 (6)3.2供液装置及其设计要求 (7)3.2.1对供液装置的设计要求 (7)3.2.2典型的供液装置 (7)4国内外贮箱焊接技术发展 (10)4.1氩弧焊 (10)4.2变极性等离子弧焊接技术 (10)4.3局部真空电子束焊接技术 (11)4.4气脉冲TIG和MIG焊接技术 (12)4.5搅拌摩擦焊技术 (13)5总结 (15)参考文献 (16)1贮箱概述1.1贮箱介绍采用液体发动机的导弹，必须有专用盛装液体推进剂的容器，我们把盛装液体推进剂的容器称为贮箱。

由于液体发动机必须同时具有燃烧剂和氧化剂供应系统，所以贮箱有氧化剂箱和燃烧剂箱之分。

在液体导弹上，贮箱是弹体重要的组成部分，而且火箭的质量，尺寸和飞行特性主要是由贮箱的质量，尺寸，布局决定的。

1.2贮箱功能贮箱主要用于盛放发动机正常工作所需要的推进剂；贮箱是弹体完整外形的重要组成部分，并连接前后部件，使导弹具有一定的气动力特性，它参加总体受力并承受内压作用，另外，在其上还可以安装部分控制元件，遥测元件以及其他元件。

航空器设计作业指导书

航空器设计作业指导书一、概述航空器设计作业是航空工程专业中的一门重要课程，旨在培养学生对航空器设计的全面理解和实践能力。

本指导书将详细介绍航空器设计作业的目标、要求和步骤，帮助学生顺利完成作业并提升设计水平。

二、作业目标1. 理解航空器设计的基本概念和原理；2. 熟悉并掌握航空器设计的工具和方法；3. 运用所学知识，进行航空器设计与分析；4. 培养团队合作精神和解决实际问题的能力。

三、作业要求1. 独立或团队完成航空器设计作业；2. 根据指导书提供的设计要求和约束条件进行设计；3. 使用专业软件进行航空器设计和仿真分析；4. 撰写设计报告，详细叙述设计过程和结果。

四、作业步骤1. 确定设计要求和约束条件：- 定义设计目标和性能需求；- 确定空间和重量限制；- 制定安全性和可靠性考虑。

2. 进行概念设计：- 研究和分析相似航空器的设计；- 提出多个创新和合理的设计方案；- 评估每个方案的优缺点。

3. 选择最佳设计方案：- 综合考虑性能、重量和成本等因素；- 进行系统级设计和验证。

4. 进行详细设计：- 细化各个子系统的设计；- 确定材料、零件和工艺要求；- 进行结构和性能分析。

5. 使用专业软件进行仿真分析：- 使用飞行动力学仿真软件对飞行性能进行评估； - 运用CAD和CAE软件进行结构和气动特性仿真。

6. 优化设计：- 根据仿真结果，对设计进行优化调整；- 进行多次迭代，逐步改进设计。

7. 撰写设计报告：- 阐述研究背景和目的；- 描述设计方案和详细设计过程；- 呈现仿真结果和优化分析。

五、参考资料1. Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach (AIAA Education Series)2. T.H.G. Megson, Aircraft Structures for Engineering Students (Butterworth-Heinemann)3. 美国航空航天协会(AIAA)官方网站注：本指导书仅提供作业概要指导，具体要求以教师布置的作业为准。

航天器总体设计作业【哈工大】

2017年《航天器总体设计》课程作业1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。

（1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。

嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。

着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。

（2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。

（3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。

发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。

（4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。

（5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。

2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务（1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。

研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。

（2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。

（3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。

“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。

（4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列运载火箭进行多方面改进设计，控制系统采用冗余技术，增加故障检测、逃逸救生等功能，增加运载火箭的可靠性、安全性。

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