哈工大《飞行器设计综合实验》高桦实验一
《飞行控制技术综合实践》多旋翼高级阶段HIL仿真实验
《飞行控制技术综合实践》多旋翼高级阶段HIL仿真实验课程名称：飞行控制技术综合实践实验项目名称：多旋翼高级阶段HIL仿真一、Rflysim仿真平台介绍RflySim采用基于模型设计（Model-Based Design，MBD）的思想，可用于无人系统的控制和安全测试。
因MATLAB/Simulink支持MBD的整个设计阶段，所以选择它们作为控制/视觉/集群算法开发的核心编程平台；同时，因Python是免费的且有丰富的视觉处理库，支持它作为顶层视觉与集群算法开发。
除了MATLAB/Simulink 和Python，RflySim还有其他开源的软件和工具，也包括为此专门设计的软件和工具。
1.RflySim是一套专门为教育和研究打造的基于Pixhawk /PX4 和MA TLAB/Simulink的快速开发平台。
2.基于Windows平台，一键安装。
3.采用基于模型的开发理念，应用软件在环（SIL）和硬件在环（HIL）仿真加速开发过程。
4.RflySim允许开发者无需接触C++，而是直接使用MATLAB/Simulink设计底层控制器（如姿态控制器和位置控制器）和顶层应用（如顶层决策和自主飞行），并直接将其部署到多旋翼自驾仪上。
5.可以很方便的修改多旋翼模型的参数来适配你自己的多旋翼飞行器进而采用SIL和HIL验证控制算法。
二、Rflysim仿真平台（1）Rflysim环境配置1.获取安装包，从官方途径获取最新.iso的镜像，用Windows资源管理器来加载镜像2. 启用WSL子系统功能：开启WSL子系统功能：双击“0.UbuntuWSL\ En ableWSL.bat”脚本（先关闭杀毒软件以免拦截），在“用户账户控制”窗口点击“是”，即可自动开启WSL子系统。
电脑首次执行本命令，需要在弹出窗口中输入“Y”来确认并重启电脑。
3. 一键安装脚本：点击MATLAB的“浏览文件夹”按钮，定位到刚才加载iso镜像得到文件夹，鼠标右键OnekeyScript.p ，点击“运行”按钮（或在窗口输入OnekeyScript 命令）4. 推荐安装配置-首次运行（2）单机控制接口实现1.Pixhawk固件还原（需联网）方法如下：1）打开QGC地面站软件，断开Pixhawk；2）如下图所示，点击工具栏齿轮图标进入载具设置页面，再点击“Firmware”（固件）标签进入固件烧录页面；3）用USB 线连接Pixhawk 自驾仪到电脑，此时软件会自动识别Pixhawk 硬件，如下图所示所示，在界面右侧弹出固件配置窗口，勾选第一项“PX4 ***”，然后点击“确定”，QGC 开始自动下载（需联网，无法联网请参考下一页使用本地固件）并安装最新的PX4 固件到Pixhawk中；2.Pixhawk硬件在环仿真模式4•完成固件烧录后，自驾仪会自动重启并连接到QGC上；此时，如右图所示，进入“Airframe（机架）”标签页，选择机架类型为“HILQuadcopterX”，然后点击右上角的“ApplyandRestart”（应用并重启）按钮，此时自驾仪会自动重启；•重启后QGC会自动寻找串口并连接到Pixhawk，此时查看各个配置页，确保Pixhawk进入硬件在环仿真模式。
飞行器动力工程《专业综合设计与制作》课程实践报告
《专业综合设计与制作》课程实践报告专业：飞行器动力工程指导老师：小组成员：日期：年月日目录一、小组团队成员具体工作 (3)二、专业设计与制作的对象描述 (4)三、专业基础理论及专业设计原理 (5)四、专业设计方案及方案分析 (15)1. ............................................................................................................................................. 设计方案. (17)1) .................................................................................................................................... 喷嘴壳体 (18)2) .................................................................................................................................... 旋流器 (18)3) .................................................................................................................................... 旋流室 (18)4) .................................................................................................................................... 喷口 (18)2. ............................................................................................................................................. 方案分析. (19)(1) 喷雾锥角a P (19)(2) 喷雾射程L (19)(3) 雾化粒度 (20)(4) 雾滴尺寸分布 (21)五、方案实施 (22)六、产品说明 (23)参考文献 (26)、小组团队成员具体工作Number!提出总体改进思路方向、分配组员任务、资料汇总、提出设计方案、进行方案分析、方案的实施。
高校飞行器制造工程专业的综合实验课程教学研究
ａ ｉ ｔ ｏ ｃｉｎ ａ ｄ ｎ ｅｓａ ｄｎ ｏ ｈ ｓ ｅ ｉｌ ｋ ｏ ｅ ｇ ｗｈ ｎ ｔ ｅ ｆ ｉｈ ｌ ｈ ｂｌ ｉ ｙ ｆ ａ ｔ ｎ ｕ ｄ ｒｔｎ ｉｇ ｆ ｔｅ ｐ ｃａｔ ｎ ｗｌｄ ｅ ｏ ｙ ｅ ｈ ｙ ｉ ｓ ａｌ ｅ ｎ ｔ
ｅ ｐ ｒｍ ｅ ｓ ｘ ｅ ｉ ｎｔ．
ｉ ｄ ｐ ｎ ｅ ｔｅ ｐ ｒ ｅ ｔ ｉ ｈ ｂ ｌ ｎ ｏ ｆ ｕ ｅ ｈ ｏ ｏ ｉｓ ｓ ｒ ｓ Ｔｈ ｏ ｒ ｔｃ ｏ ｏ ｉ ｓ ｓ ｒｅ ｎ ｅ ｅ ｄ ｎ ｘ ｅ ｉ ｎ ｓｗｈ ｃ ｅ ｏ ｇ ｔ ｏ ｒｔ ｃ ｎ ｌ ｇ ｅ ｅ ｉ ． ｅ ｆ ｕ ｅ ｈ ｌ ｇ ｅ ｅ ｓ ｍ ｅ ｎ ｉ ｉ ｃｕ ｅｔ ｅ ａｒ ｒ ｆ ｄ ｇ ｔ ｌ ｅ ｉ ｎ ａ ｄ ｍ ａ ｕ ａ ｔ ｒ ｇ ｍｅ ｈ ｄ ｍｅ ａ ｈ ｅ ｏ ｒ ｎ ｙ ｄ ｇ ｔ ｌ ｎ ｌ ｄ ｉ ａ ｉ ｉ ｓｇ ｎ ｎ ｆ ｃ ｕ ｉ ｔ ｏ ， ｔ ｌ ｅ ｔ ｔ ｏ ｍｉ ｇ ｗａ ， ｉ ｉ ｈ ｃ ｔ ａ ｄ ｎ ｓ ｈ ｆ ａ
近 年 来 ，依 托 国防重 点学 科 、特 色 专 业 、 “１ ２ １工程 ”、 “ ８ ９ ５工程 ”等 学科 建设 ， 高校 飞 行 器 制 造 工 程 专业 加 大 了对 本 科 生 教 学 和 实 践 设 施 的 投 入 ，购 置 了一 大批 高 精 的软 硬 件 设 备 。但 本科 生 的专业 综合 实验课 却 未充分 利用 上
从飞机 制 造 百年历 史 可 以得 出结论 ：人类在 制 造领 域 取得 的新 技术 、 新工 艺和 新方法 成 果 ，
都会 被积 极地 应用 到 飞机 制造过 程 中 ¨ 。作 为 培养 我 国 航 空航 天 制 造 骨 干 人 才 的 高 校 飞行 器
航天器综合测试作业【哈工大】
航天器综合测试作业1.卫星系统组成：结构与机构、电源与配电、测控（通信）、数管（综合电子）、姿态与轨道控制、热控、总体电路、有效载荷2.测试分类：（1）按研究阶段分类方案原理性验证、模样测试、正样测试、飞行试验。
根据实际情况还可能增加应用阶段的飞行试验、飞行前检验（2）按系统规模分类元器件级测试、设备级测试、分系统级测试、整星测试3.测试系统组成：计算机、测量、激励、匹配转换器、被测设备4.测试系统发展趋势：（1）50年代非电量转换为电量测量（2）60年代电子测量替代机械开关测量（3）70年代计算机辅助测量（4）80年代微处理器自动测量（5）90年代分布式测量（6）00年代网络测量（7）10年代智能测量、嵌入式测量最终测试目标将是全自主、嵌入式、智能测试、免测试（省去人工干预）5.根据测试项目设计测试方法（1）蓄电池充放电功能测试方法：首先对充电控制器设定一条充电控制曲线（V-T曲线），然后使SAS通过星上充电控制器对电池充电，并监测充电电流及充电控制器的充电状态，当充电控制器结束对蓄电池的充电后，按照上述方法计算并判断电池的充电量是否已达到电池的额定容量。
（2）蓄电池放电功能测试方法采用模拟负载或卫星其他分系统作为负载，使用蓄电池供电，将蓄电池充满，观测放电过程，同时避免过放电。
6.蓄电池过充过放的危害（1）蓄电池过充电的危害蓄电池充电电流大于蓄电池可接受电流时会过充电，产生电解水的副反应，发生热量，使电池温度不正常升高，若不加以控制，会造成大量失水、电容量下降、变形等故障。
（2）蓄电池过放电的危害蓄电池放电到标准终止电压的时候内阻会变大，电池电解液浓度会变得非常稀薄，进而严重损害蓄电池的电气性能及循环使用寿命。
7.电源系统测试应注意的问题（1）太阳电池阵模拟器：模拟太阳阵输出电功率，作为电源使用由计算机程控，模拟卫星进出阴影状态，设置试验状态（2）星表插头：连接太阳阵模拟器到卫星，供电通道，检测火工品状态，火工品保险控制，蓄电池充电、状态监测（3）脱落插头：卫星供电线，设备开关控制线，火工品状态监视线（4）控制台：显示母线电压，负载电流，开关状态，手动控制（5）火工品电路：直接由蓄电池组供电，保证火工品大电流放电的需要；压紧行程开关保护，在星箭分离前处于断开状态，避免干扰及误指令；火工品加电/断电开关，磁保持继电器控制，火工品工作前接通，火工品动作执行后断开；火工品启动开关，非磁保持继电器控制，指令指令期间处于接通状态；回路保护插头，保护装置，卫星对运载对接后接通；静电泄漏保护电阻，为火工品提供静电泄漏通路，避免静电干扰引起误爆。
哈工大航天学院课程-空间飞行器动力学与控制-第1课-绪论
“礼炮1号”空间站
空间飞行器动力学与控制 第一课 绪论
1981年4月，世界上第一 架垂直起飞、水平着陆、可 重复使用的美国航天飞机 “哥伦比亚号”试飞成功， 标志着航天运载器由一次性 使用的运载火箭转向重复使 用的航天运载器的新阶段， 标志着人类在空间时代又上 了一层楼，进入了航天飞机 时代。
美国“哥伦比亚号”航天飞机
空间飞行器动力学与控制 第一课 绪论
人类自20世纪60年 代开始探测火星的尝试。 大约半数火星探测任务 成功。 2008年05月25日 ， 美国“凤凰”号火星探 测器成功降落在火星北 极区域，其核心任务是 寻找水和生命痕迹。 2008年11月，凤凰 号与地面控制中心失去 联络。
“凤凰”号挖掘臂挖掘火星土壤的情景
空间飞行器动力学与控制 第一课 绪论
1988年11月15日，前苏联的暴风雪号航天飞机从 拜科努尔航天中心首次发射升空，47分钟后进入距 地面 250公里的圆形轨道。它绕地球飞行两圈，在 太空遨游三小时后，按预定计划于 9时25分安全返 航，准确降落在离发射点12公里外的混凝土跑道上， 完成了一次无人驾驶的试验飞行。
“水手2号”探测器
空间飞行器动力学与控制 第一课 绪论
1966年1月，前苏联两艘载人飞船第一次在轨道上成功 交会对接，并实现了两位航天员从一艘飞船向另一艘飞船 的转移。
前苏联“联盟号”载人飞船
前苏联“上升号”载人飞船
空间飞行器动力学与控制 第一课 绪论
1971年4月19日，前苏联“礼炮1号”空间站入 轨成功，其质量约18t，总长14m，轨道高度200～ 250 km，轨道倾角51.6º ，成为人类第一个空间站。
空间飞行器动力学与控制 第一课 绪论
13～14世纪，中国的火箭技术与其他火药兵器一 同传到阿拉伯国家和印度，后又传入欧洲。至18世 纪后期，印度军队在抗击英国和法国军队的多次战 争中就曾大量使用火药火箭并取得了成功结果，由 此推动了欧洲火箭技术的发展。 曾在印度作战的英国人康格里夫(William Congreve)在19世纪初对印度火箭作了改进，他确定 了黑火药的多种配方，改善了制造方法并使火箭系 列化，最大射程可达3km。这些初期火箭的原理都 成为了近代火箭技术的最初基础。
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）
飞行方案大作业(1)
[键入文档标题][键入作者姓名]2015300464第一部分飞行方案1、方案飞行2、弹道设计3、卫星摄动与机动第三部分卫星的摄动与机动第二部分弹道设计飞行方案大作业一、 问题描述在已知导弹质量、转动惯量、发动机推力等参数的情况下，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9100x m <，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：***2000cos(0.000314 1.1)5000(-)+(-)z H x k H H k H H ϕϕδ=⨯⨯⨯+=⨯⨯ （1）阶段二：飞行距离在240009100m x m >>，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改变参数如下：**3050(-)+z H mk H H k H ϕϕδ== （2）0.46/s m kg s = （3）阶段三：飞行方案24000&&0x m y >>，而最终目标位置为30000m x m = 采用比例导引法**00**sin sin tan ()(-)+()θθηηθθθδθθθθ=⨯--=-=-=-=-m T T Tm T mz dq r V V dty y q x x d dq k dt dtk q q k k （4） 要求：1） 计算纵向理想弹道，给出采用瞬时平衡假设0z z z z m m δααδ+=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(),(),()y n W s W s W s αδδϑδ 。
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：cos sin sin cos cos sin b b b b dV m P X mg dt d mV P Y mg dt dx V dt dy V dtαθθαθθθ⎧=--⎪⎪⎪=+-⎪⎪⎨⎪=⎪⎪⎪=⎪⎩ （5） 因为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α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z =-z z zm m δαδα （6） 其中 X Y b x refb y ref C qS C qS == （7）其中假设公式（1）的**(-)+()θθδθθθθ=-z k k 中的=-9=-0.5，；θθk k又因为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）最后一阶段，因为利用了比例导引法公式（4）的k=2，可得导弹到达目标的相对微分方程为而导引率*θ=d dq k dt dt、其中k=2； 因为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另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******************************function dy=jieduan1(t,y)dy=zeros(4,1);m=320;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(4))/288.15).^4.2558*y(1).^2;k=-9;dk=-0.5;Hi=2000*cos(0.000314*1.1*y(3))+5000;dHi=-2000*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****************************** function dy=jieduan2(t,y)dy=zeros(4,1);m=320-0.46*t;g=9.8;P=2000;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******************************** function dy=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)=(2000*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=2000; %发动机推力g=9.8;k=5;det(1)=0.045;a(1)=0.6186;sit(1)=-0.000002024;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; %参考面积L=2.5; %参考长度k1=-0.14;k2=-0.06;sit1(1)=sit(1);p0=1.2495;T0=288.15;T(1)=T0-0.0065*H(1);p(1)=p0*(T(1)/T0)^4.25588;q(1)=1/2*p(1)*V(1)^2; %大气密度计算公式Cx(1)=0.2+0.005*a(1)^2;Cy(1)=0.25*a(1)+0.05*det(1)*180/pi; %升力系数Y(1)=Cy(1)*q(1)*S;X(1)=Cx(1)*q(1)*S;SIT(1)=(P*sind(a(1))+(Y(1)-m(1)*g*cos(sit(1))))/m(1)/V(1);Q(1)=atan(-H(1)/(30000-x(1)))+pi;r(1)=6708.2039;R(1)=-V(1)*cos(Q(1));n(1)=Q(1)+pi;SIT1(1)=k/r(1)*(V(1)*sin(n(1)));mza=-0.1; %俯仰力矩系数对攻角的偏导数mzdet=0.024; %俯仰力矩系数对舵偏角的偏导数t=0;i=0;dt=0.01;ms=0.46; %质量秒消耗量while H>0 & H1>0 %运用迭代法求解i=i+1;t=t+dt;det(i+1)=k1*(sit(i)-sit1(i))+k2*(SIT(i)-SIT1(i));a(i+1)=-mzdet/mza*det(i)*180/pi;Cy(i+1)=0.25*a(i)+0.05*det(i)*180/pi;Cx(i+1)=0.2+0.005*a(i)^2;Y(i+1)=Cy(i)*q(i)*S;X(i+1)=Cx(i)*q(i)*S;m(i+1)=m(i)-ms*dt;sit(i+1)=sit(i)+(P*sind(a(i))+(Y(i)-m(i)*g*cos(sit(i))))/m(i)/V(i)*dt;V(i+1)=V(i)+(P*cosd(a(i))-(X(i)+m(i)*g*sin(sit(i))))/m(i)*dt;x(i+1)=x(i)+V(i)*cos(sit(i))*dt;H(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit(i))*dt;Q(i+1)=atan(-H(i)/(30000-x(i)))+pi;sit1(i+1)=k*(Q(i)-Q(1));H1(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit1(i));SIT(i+1)=(sit(i+1)-sit(i))/dt;r(i+1)=(H(i)^2+(30000-x(i))^2)^(1/2);R(i+1)=(r(i+1)-r(i))/dt;n(i+1)=acos(-R(i)/V(i))+pi;SIT1(i+1)=k/r(i)*(V(i)*sin(n(i)));T(i+1)=T0-0.0065*H(i+1);p(i+1)=p0*(T(i+1)/T0)^4.25588;q(i+1)=1/2*p(i+1)*V(i+1)^2;endplot(x,H);hold on[t,y]=ode45('jieduan1',[0 39.0564],[250 0 0 7000]);plot(y(:,3),y(:,4));hold on[t,y]=ode45('jieduan2',[39.0564 115],[192.768 -0.009 9100 2998.71]);plot(y(:,3),y(:,4));其中每一段的初始值，均为上阶段的结束值所以每一阶段计算结束后，需要再给出所有数据的结果，找到每一段距离相对应的数据，即为初始值。
哈工大大物实验报告
哈工大大物实验报告哈工大大物实验报告一、引言哈尔滨工业大学（以下简称哈工大）是中国著名的理工科大学之一，拥有丰富的实验资源和实验条件。
大物实验是哈工大理工科学生必修的一门实践课程，旨在通过实验操作，加深学生对物理学原理的理解和掌握实验技能。
本文将对哈工大大物实验进行报告，以便更好地总结和分享实验经验。
二、实验目的大物实验旨在培养学生的实验操作能力和科学研究精神。
通过实验，学生能够掌握物理学中的基本测量方法和实验技巧，提高数据处理和分析的能力，培养科学研究的思维方式。
三、实验内容1. 实验一：测量光的折射率本实验通过测量光在不同介质中的折射角和入射角，计算出光的折射率。
实验中使用了光学仪器和角度测量仪，通过准确的测量和数据处理，得到了较为准确的折射率结果。
2. 实验二：测量电磁感应现象本实验通过改变磁场的强度和方向，测量感应电动势的大小和方向，验证了电磁感应定律。
实验中使用了恒定磁场和线圈，通过改变线圈的位置和方向，观察到了感应电动势的变化规律。
3. 实验三：测量物体的密度本实验通过测量物体的质量和体积，计算出物体的密度。
实验中使用了天平和容积瓶，通过准确的质量测量和体积测量，得到了物体的密度结果。
四、实验结果和分析1. 实验一的结果表明，光在不同介质中的折射率与介质的光密度和折射角有关。
通过实验数据的处理和分析，得到了光的折射率与介质的关系曲线，并与理论值进行了比较，结果较为接近。
2. 实验二的结果表明，感应电动势与磁场的变化规律相关。
通过实验数据的处理和分析，得到了感应电动势与磁场强度和线圈位置的关系曲线，并验证了电磁感应定律。
3. 实验三的结果表明，物体的密度与质量和体积有关。
通过实验数据的处理和分析，得到了物体的密度与质量和体积的关系曲线，并计算出了物体的密度值。
五、实验心得大物实验是一门非常重要的实践课程，通过实验操作和数据处理，我深刻体会到了实验科学的严谨性和精确性。
在实验过程中，我学会了正确使用实验仪器和测量工具，掌握了准确测量和数据处理的方法。
哈工大单片机实验报告
软件实验在软件实验部分，通过实验程序的调试，使学生熟悉MCS-51的指令系统，了解程序设计过程，掌握汇编语言设计方法以及如何使用实验系统提供的调试手段来排除程序错误。
实验一清零程序一、实验目的掌握汇编语言设计和调试方法，熟悉键盘操作。
二、实验内容把2000~20FFh的内容清零。
三、程序框图四、实验过程（1）实验中定义R0为循环次数，利用定义了初值的数据指针DPTR不断加1指向需要被清零的外部数据存储器单元。
（2）再利用MOVX语句，将外部存储器指定内容清零。
（3）用CJNE比较语句判断循环是否结束。
五、实验结果及分析问题回答：清零前2000H~20FFH中为内存里的随机数，清零后全变为0。
六、实验源程序;清零程序ORG 0000HMOV DPTR,#2000HMOV R0,#0FFHORG 0660HMAIN: MOV A,#00HMOVX @DPTR,AINC DPTRDJNZ R0,MAINEND实验二拆字程序一、实验目的掌握汇编语言设计和调试方法。
二、实验内容把2000h的内容拆开，高位送2001h低位，低位送2002h低位，2001h、2002h高位清零，一般本程序用于把数据送显示缓冲区时用。
三、程序框图四、实验过程（1）定义数据指针DPTR为2000H，将其中内容送入累加器A中，利用高低四位交换语句SWAP可将高四位移至低四位，再用语句ANL与0FH进行与操作取出高四位送入2001H低位（2）再次让数据指针DPTR为2000H，将其中内容送入累加器A中，直接与0FH相与取出低四位送入2002H低位。
五、实验结果及分析问题回答：将ANL A,#0FH改为ORL A,#0F0H可以实现将高位置为1。
六、实验源程序;拆字程序ORG 0000HMAIN: MOV DPL, #00HMOV DPH, #20HMOVX A, @DPTRSWAP AANL A, #0FHINC DPTR-3-MOVX @DPTR, AMOV DPL,#00HMOVX A, @DPTRANL A, #0FHINC DPTRINC DPTRMOVX @DPTR, AEND实验三拼字程序一、实验目的进一步掌握汇编语言设计和调试方法。
航空工程师飞行器设计与测试报告
航空工程师飞行器设计与测试报告项目名称： [飞行器名称]项目组成员： [成员姓名]日期： [日期]1. 项目概述本项目旨在设计和测试一款 [飞行器类型]，旨在 [目标]。
该项目包含以下关键阶段：概念设计阶段：确定飞行器总体设计方案，包括尺寸、形状、材料和动力系统等。
详细设计阶段：制定详细的飞行器设计图纸，并进行必要的计算和模拟。
制造阶段：根据设计图纸，利用 [制造方式] 制造飞行器原型。
测试阶段：对飞行器原型进行地面测试和飞行测试，以验证设计方案和性能指标。
2. 设计方案2.1 总体设计[飞行器名称] 采用 [设计方案概述]，包括 [主要设计特点]，例如：机翼设计： [翼型，翼展，后掠角等]机身设计： [机身尺寸，材料等]尾翼设计： [尾翼类型，尺寸等]动力系统： [动力系统类型，功率等]2.2 关键技术本项目采用了以下关键技术：[技术1]： [简要描述][技术2]： [简要描述][技术3]： [简要描述]2.3 计算和模拟在设计过程中，我们利用 [软件名称] 进行了一系列计算和模拟，以验证设计方案的可行性，包括：[模拟类型1]： [模拟结果][模拟类型2]： [模拟结果]3. 制造过程[飞行器名称] 原型采用 [制造方式] 制造，包括以下步骤：[步骤1][步骤2][步骤3]4. 测试结果4.1 地面测试我们对飞行器原型进行了以下地面测试：[测试内容1]： [测试结果][测试内容2]： [测试结果]4.2 飞行测试我们对飞行器原型进行了以下飞行测试：[测试内容1]： [测试结果][测试内容2]： [测试结果]5. 结论通过设计和测试，我们成功研制了 [飞行器名称]，并验证了其 [性能指标]。
测试结果表明，该设计方案能够满足项目目标，并具有良好的 [优点]。
6. 未来展望未来，我们将继续改进 [飞行器名称] 的设计，提升其性能，并探索其在 [应用场景] 的应用潜力。
7. 参考文献[参考文献列表]8. 附录[设计图纸，测试数据等]备注: 以上只是一个简单的报告模板，具体内容需要根据实际情况进行修改。
哈工大《飞行器设计综合实验》高桦实验一
一、实验题目卫星姿态控制物理仿真实验二、实验目的1、掌握飞行器姿态控制系统的光纤陀螺传感器和喷气执行机构、飞行器姿态模拟单轴气浮实验转台、数字信号处理器DSP控制器的功能、性能及应用方法；2、通过演示实验，掌握飞行器姿态控制物理仿真实验原理；3、掌握控制算法和DSP软件开发技术及用C语言在飞行器姿态控制物理仿真专业技术中的应用编程及实验方法。
三、实验任务1、以喷气装置作为执行机构，编写C语言，进行软件设计、编程和实验调试。
2、完成单轴陀螺定姿的转台闭环控制实验，进行姿态角机动20°的控制。
四、实验控制系统原理及框图图1 飞行器姿态控制实验转台系统框图单轴气浮实验转台控制系统原理主要是通过敏感器件（如陀螺，码盘等）测量转台姿态角及角速度等信息，通过DSP控制系统软件计算与理想（设定）状态的误差，并形成控制信息，操纵执行机构（如喷气装置，飞轮等），使转台回到设定位置。
五、控制算法及说明：喷气控制单回路姿态控制动力学方程为：dj T T J +=θ ，()00θθ=t ，()00θθ =t 式中，0θ、0θ 为姿态角、姿态角速度的初值，且00θθ =。
喷气推力器取为理想继电特性，并以线性姿态角θ作为反馈信号，当不计姿态角给定量（0=r θ）时，有控制方程0,0>-θj T()=t T j0,0<+θj T式中，0j T 为()t T j 的幅值。
系统的方框图如图2所示。
图2 喷气推理器取为理想继电特性的单回路姿态稳定系统方框图研究非线性控制系统常用的一种分析方法是相平面法，即在有姿态角θ和姿态角速度θ构成的直角坐标平面（相平面）上，研究θ与θ 间的运动轨迹（相轨迹），进而可获得关于系统过渡过程时间、超调量、极限环等主要姿控指标。
图3 理想喷气推理器的单回路姿态稳定系统的相轨迹图4 相平面法的DSP 实现原理图控制算法为0,≤+s U=U0,>-s U式中，U 为输出的控制量，f θ为角度预期值，M 为气浮转台的力矩，J 为气浮转台的转动惯量。
哈工大 2013自命题试题参考书目
哲学原理
《辩证唯物主义与历史唯物主义原理》第五版
李秀林等主编
中国人民大学出版社2004
858
西方哲学史
《西方哲学简史》
赵敦华著
北京大学出版社2001
859
自然辩证法原理
《自然辩证法概论》
黄顺基主编
高等教育出版社2004
618
马克思主义基本原理概论
《马克思主义基本原理概论》
教育部高校统编教材
高等教育出版社2007年8月-9月出版
2008\2009年版
《马克思主义中国化若干问题研究》
李占才、周家伦
同济大学出版社2009
《毛泽东思想和中国特色社会主义理论体系概论》
马克思主义理论研究和建设工程重点教材
高等教育出版社2010年
865
中国近现代史
中国近现代史纲要（2009年修订版）
《中国近现代史纲要》教材编写课程组
高等教育出版社2009年
《信号与系统》
王宝祥
哈工大出版社
《信号与系统》（上、下）
郑君里
高等教育出版社
《数字电路》
龚之春
电子科技大学出版社
080904电磁场与微波技术
804
电磁场与电磁波
《电磁场与电磁波》
邱景辉
哈工大出版社2001
《电磁场与电磁波习题解答》
马汉炎
哈工大出版社2002
《电磁场与电磁波》
赵家升
电子科技大学出版社
《电磁场与电磁波》
866
思想政治教育原理与方法
《思想政治教育学原理》
张耀灿、陈万柏
高等教育出版社2001年版
619
社会学理论基础
《社会学概论新修》（第三版）
哈工大_控制系统实践_直升机实验报告
三自由度直升机系统实验指导书钱玉恒杨亚非编哈尔滨工业大学航天学院控制科学与工程系2010年5月目录第一章绪论1.1 实验背景 (2)1.2 三自由度直升机系统实验装置简介 (2)第二章数学模型的建立2.1 俯仰轴数学模型分析 (5)2.2 横侧轴数学模型分析 (6)2.3 旋转轴数学模型分析 (6)2.4 直升机数学模型简化 (7)2.5 直升机数学模型方程组及传递函数建立 (7)2.6 系统状态空间数学模型的建立 (7)2.7 螺旋桨电机给定电压的推导 (8)第三章控制器设计3.1 PID控制器设计 (9)3.2 状态空间控制器设计 (14)3.3 LQR原理与PID原理的比较 (19)第四章控制算法的实物验证试验4.1 系统基本参数和特性 (20)4.2 PID控制器的实物试验 (22)4.3 LQR控制器的实物试验 (25)4.4 模糊控制器的实物试验 (27)4.5 三种控制策略性能的横向比较 (36)第一章绪论1.1 实验背景1. 1.1 实验来源实验基于固高科技有限公司GHP三自由度直升机控制实验系统，这是一个自动控制和航空航天实验系统。
该系统是研究直升机飞行控制技术的平台,它主要由电机、电机驱动器、位置编码器、运动控制器及接口板等元件组成。
系统可分为直升机实验本体、电控箱及由运动控制卡和PC机组成的控制平台等三大部分。
1.1.2 实验目的和意义该系统是一个典型的多输入多输出系统（MIMO），能把控制直升机飞行姿态和速度算法在平台上实验，用于实现各种控制算法验证。
例如PID、LQR、H∞和模糊控制等控制算法均可以平台上实验。
1.1.3 实验研究及分析本系统的特点为多输入/多输出、非线性、强交叉耦合性、传递函数和状态方程不易描述，为控制系统中较为复杂的被控对象。
虽然人们在飞行器方面进行过各种算法研究，但大多数研究只局限于仿真平台，仍未摆脱实验对象的理想化模式。
此系统不仅具备直升机动力系统和电子控制装置的原理特征，还具备实验性强、实验现象直观的特点。
哈工大航天学院课程-空间飞行器动力学与控制-第2课-近地空间环境
空间飞行器动力学与控制 第二课 近地空间环境
（2）按大气成分的均匀性质划分
均质层 从地面至约90km高度的大气层，基本上包含对 流层、平流层和中间层。均质层大气通过湍流使大 气成分均匀混合，大气成分基本均一，平均摩尔质 量为常数。均质层遵从流体静压方程和理想气体状 态方程。 非均质层 均质层顶之上，大气成分随高度有明显变化的大 气层，基本上包含热层和外层大气。非均质层大气 的平均摩尔质量随高度而降低。
空间飞行器动力学与控制 第二课 近地空间环境
太阳是决定地球高层大气性质的最主要的因素。 太阳的电磁辐射进入大气以后，其中的紫外、远紫 外辐射和波长更短的X射线立即被大气吸收，来自外 空的高能带电粒子也在这里被大气吸收，吸收的能 1000 ~ 2000C 的高温。 量加热大气，使其达到
空间飞行器动力学与控制 第二课 近地空间环境
空间飞行器动力学与控制 第二课 近地空间环境
在1989年9月29日的特大太阳质子事件期间， 地球同步卫星GOES 5,6,7号的太阳能电池电流急 剧下降0.1A；而在1989年10月19日的质子事件中 GOES 5,6,7号卫星的太阳电池功率损失更多，为 1989年9月事件的6倍。1991年3月22日的质子事 件使日本1990年8月发射的电视卫星B35A损失掉 所有的太阳能电池功率,而使卫星遭破坏。
空间飞行器动力学与控制 第二课 近地空间环境
高层大气环境是受太阳活动控制的，当太阳活 动剧烈时，高层大气的温度和密度也随之发生剧烈 变化。大气密度的变化直接影响航天器的运行轨道、 姿态和寿命。以圆形轨道为例，一个轨道高度为 300km的卫星，如果质量面积比为100kg/m2 ，在太 阳活动较高时（如太阳黑子数为200），其寿命约为 10天。而在太阳活动较低时（如太阳黑子数为6）,该 卫星的运行寿命约为50天，是前者的5倍。
航天器电源系统设计作业【哈工大】
航天器电源系统设计作业1.电源系统在主电源、储能电源、功率调节三方面的方案初步设计步骤包括哪些方面。
确定电源系统的技术指标要求首先要充分了解飞行任务特点、航天器结构构型方案、工作寿命要求、有效载荷方案，从而确认航天器总体对电源系统的设计要求：电源系统的任务、供电要求（长期功率,峰值功率,平均功率,脉冲功率）、工作寿命及可靠性要求、质量及体积要求、环境试验要求、研制经费和航天器总体的制约条件等。
①主电源的方案选择与设计包括：太阳电池类型（品种和规格）、太阳电池阵的布局及安装方式（本体安装、单轴跟踪、双轴跟踪）、太阳电池阵输出功率预估、太阳电池阵的质量和面积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求②储能电源的方案选择与设计包括：蓄电池的类型（品种和规格）、蓄电池组的组成形式、蓄电池组容量、放电深度要求（满足各种工况下的航天器对功率的需求）、蓄电池组的最大输出功率需求、蓄电池组充放电循环寿命需求、蓄电池组的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求③功率调节的方案选择与设计包括：能量传输方式（直接能量传输系统、峰值功率跟踪系统）、母线电压调节方式（不调节、半调节和全调节母线）、母线电压的选择和母线供电品质要求、太阳电池阵、蓄电池组的功率调节与控制方式、电源控制设备的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求2.空间环境对电源系统的影响包括哪些方面。
针对原子氧侵蚀影响、等离子体环境的表面充放电影响的预防措施。
①地球空间环境：引力场、中性大气、真空、电离层、磁场与磁层、高能粒子辐射环境、微流星体和空间碎片（1）对轨道的影响：地球引力场、高层大气、日月摄动、太阳辐射压力（2）对姿态的影响：地球磁场、高层大气、地球引力场、太阳辐射压力（3）空间环境对结构和材料的影响：辐射损伤（电磁辐射损伤；高能粒子辐射损伤）、材料放气、污染、材料表面原子氧侵蚀、撞击损伤、接触表面黏着和冷焊（4）空间环境对航天器的充电和放电影响：真空放电、表面静电充放电、体内放电、低压放电（5）空间环境对电子器件的影响：热环境、辐射损伤、单粒子事件（6）空间环境影响对航天器研制各阶段的要求：可行性论证阶段、方案设计阶段、研制阶段、发射阶段、运行阶段、发生异常和故障阶段（7）空间环境对电源系统的影响：太阳总辐照度变化的影响、化学损伤的影响、高能带电粒子的辐射损伤影响、等离子体环境的表面充放电影响、机械损伤的影响、温度环境的影响、空间污染的影响②原子氧侵蚀影响的预防措施：(1)选用抗原子氧侵蚀能力强的互联材料，或选择满足任务寿命要求的互连片的厚度，同时开展地面验证试验。
哈工大物化实验思考题及答案
物理化学实验实验一 燃烧热的的测定1. 说明恒容燃烧热(V Q ）和恒压燃烧热(P Q )的差别和相互联系。
区别：恒容燃烧热在数值上等于燃烧过程中系统内能的变化值，恒压燃烧热在数值上等于燃烧过程中系统地焓变联系：对于理想气体 P v Q Q nRT =+∆2. 在这个实验中，那些是体系，那些是环境实验过程中有无热损耗这些热损耗实验结果有何影响答：内筒和氧弹作为体系，而外筒作为环境。
实验过程中有热损耗。
有少量热量从内筒传到外筒，使得内筒水温比理论值低，而使得燃烧焓偏低。
3. 加入内筒中水的温度为什么要选择比外筒水温低低多少合适为什么 答：因为本实验中要尽量避免内外筒之间的热量交换，而内筒中由于发生反应，使得水温升高，所以内筒事先必须比外筒水温低，低的数值应尽量靠近化学反应使内筒水温升高的值，这样，反应完毕后，内外筒之间达到一致温度，而外筒温度在反应开始前和反应后数值相等，说明热量交换几乎为0，减小了实验误差。
4. 实验中，那些因素容易造成误差如果要提高实验的准确度，应从哪几方面考虑答：内外筒开始反应前的温度差造成误差，我们应提高软件质量，使软件调试出的温度如（3）所述，有利于减小误差。
又如点燃火丝的燃烧带来的一定的热量，造成误差，应寻求一种让反应自发进行的方法，或寻求一种更好的点火材料。
实验二 Pb-Sn 体系相图的绘制1．是否可用加热曲线来做相图为什么答：不能。
加热过程中温度难以控制，不能保持准静态过程。
2．为什么要缓慢冷却合金做步冷曲线答：使温度变化均匀，接近平衡态。
3．为什么坩埚中严防混入杂质答：如果混入杂质，体系就变成了另一多元体系，使绘制的相图产生偏差。
实验三 化学平衡常数及分配系数的测定1. 配1、2、3各溶液进行实验的目的何在根据实验的结果能否判断反应已达到平衡答：实验1是为了计算I 2在CCl 4和H 2O 中的分配系数。
实验2、3是为了计算和比较平衡常数K ，当2Kc ≈3Kc 时，可判断反应已达到平衡。
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。
哈尔滨工业大学《综合实验》教学大纲及内容简介
主要教材：
参考文献：
7
第 5 单元 蛋白质分离实验技术 ( 6 学时、李冬梅、赵贞)
实验目的：
学习 SDS—聚丙烯酰胺凝胶电泳测定蛋白质分子量的原理，掌握垂直板电泳的操作
方法，运用 SDS-PAGE 测定蛋白质分子量及染色鉴定。
实验内容:
（一）聚丙烯酰胺凝胶的配制
主要教材：自编
参考文献： 《仪器分析》 黄一石主编 化学工业出版社 《等离子体发射光谱分析》 辛仁轩编著 化学工业出版社
6
第 4 单元 水质检测实验技术 ( 6 学时、欧阳红) 实验目的：
了解差减燃烧法测定水中总有机碳的原理和方法 实验内容:
1.开氧气钢瓶总阀，调节分压至 0.4Mpa，打开仪器开关。调解仪器内的载气分压为 200Kpa，流量为 130 ml/min。打开计算机电源开关,进入 TOC-control V 系统,双击 Sample Table Editor（编辑样品表）, 输入用户名和密码,然后点击 New（新建）。在出现的小 框内选择 Sample Run（样品运行），确定进入,最后,点击 connect（连接）,点击 operation setting send（执行命令），使 TOC 与计算机连机。
量
NI
P
Fe
结果计算
M（mg/kg）=C×V/W
式中：M 一一土样中金属的含量，； C－一测定浓度，g·mL-1； V－一试液定容体积，mL； W 一一扣去土壤水分的干样重，g。
所需仪器： 美国 PerkinEimer 公司 5300DV 等离子体原子发射光谱 莱伯泰科有限公司 EH35A Plus 电热板
1. 气体定量泵
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一、实验题目
卫星姿态控制物理仿真实验
二、实验目的
1、掌握飞行器姿态控制系统的光纤陀螺传感器和喷气执行机构、飞行器姿态模拟单轴气浮实验转台、数字信号处理器DSP控制器的功能、性能及应用方法；
2、通过演示实验，掌握飞行器姿态控制物理仿真实验原理；
3、掌握控制算法和DSP软件开发技术及用C语言在飞行器姿态控制物理仿真专业技术中的应用编程及实验方法。
三、实验任务
1、以喷气装置作为执行机构，编写C语言，进行软件设计、编程和实验调试。
2、完成单轴陀螺定姿的转台闭环控制实验，进行姿态角机动20°的控制。
四、实验控制系统原理及框图
图1 飞行器姿态控制实验转台系统框图
单轴气浮实验转台控制系统原理主要是通过敏感器件（如陀螺，码盘等）测量转台姿态角及角速度等
信息，通过DSP 控制系统软件计算与理想（设定）状态的误差，并形成控制信息，操纵执行机构（如喷气装置，飞轮等），使转台回到设定位置。
五、控制算法及说明：
喷气控制单回路姿态控制动力学方程为：
d j T T J +=θ ，()0
0θθ=t ，()00θθ =t 式中，0θ、0θ 为姿态角、姿态角速度的初值，且0
0θθ =。
喷气推力器取为理想继电特性，并以线性姿态角θ作为反馈信号，当不计姿态角给定量（0=r θ）时，有控制方程
0,0>-θj T
()=t T j
0,0<+θj T
式中，0j T 为()t T j 的幅值。
系统的方框图如图2所示。
图2 喷气推理器取为理想继电特性的单回路姿态稳定系统方框图
研究非线性控制系统常用的一种分析方法是相平面法，即在有姿态角θ和姿态角速度θ 构成的直角坐标平面（相平面）上，研究θ与θ 间的运动轨迹（相轨迹），进而可获得关于系统过渡过程时间、超调量、极限环等主要姿控指标。
图3 理想喷气推理器的单回路姿态稳定系统的相轨迹
图4 相平面法的DSP 实现原理图
控制算法为
0,≤+s U
=U
0,>-s U
式中，U 为输出的控制量，f θ为角度预期值，M 为气浮转台的力矩，J 为气浮转台的转动惯量。
J
M S f /21ωωθθ+-=
六、软件流程图
图6 控制软件流程图
七、实验程序：
见附一。
八、实验结果分析：
数据结果（附表二和附表三）：
根据实验数据可以知道，实验成功地实现了对卫星单轴姿态控制物理仿真的闭环控制功能，我们的理想机动角度为10°，实际的稳定角度为9.95°。
误差：9.95100.051f θθθ∆=-=-=<︒
，满足控制精度要求
相对误差：0.05100%0.5%10f e θ
θ∆==⨯=。
动态特性分析：
根据实验记录的数据我们知道：峰值角度为9.95°机动时间 5.1t s =。
波形图分析：卫星从初始姿态-0.33°开始机动，喷皮控制系统开始工作，由于一开始喷气产生的力矩比较小，姿态角缓慢地接近0°。
工作到3s 时，喷气产生的力矩比较大，姿态角上升的比较快，当机动到
5.1s 时，卫星机动结束，卫星姿态角也趋于稳定。