統(tǒng)性模型：

主要進行飛況飛行品質(zhì)分淅而飛行控制律設計建立飛機飛行動力學模型飛機的本體飛行動力學模型分為非線性模型和線性模型。如圖所示，線性模型常用于飛機的飛行品質(zhì)特性分析和飛行控制律設計，而非線性模型通常用于飛機穩(wěn)定性和操縱性特征的精確估計，從而進行各種非線性特征和線性模型的誤差分析。另外,非線性模型還特別用在一些特殊的飛行任務，例如大迎角和快速機動飛行等線性模型不適用的場合。統(tǒng)性模型：

主要進行飛況飛行品質(zhì)分淅而飛行控制律設計靠線桂模型：主要進行仿真瞼證

和非線性分析建立全量非線性六自由度運動方程⑴剛體飛機運動的假設['3]:飛機為剛體且質(zhì)量為常數(shù)；固定于地面的坐標系為慣性坐標系；固定于機體的坐標系以飛機質(zhì)心為原點；忽略地球曲率，即采用所謂的“平板地球假設”；重力加速度不隨飛行高度變化；以上假設是針對幾云J<3,H<30加飛機的。(2)坐標系說明：地面坐標軸系凡一O。x:夕。29:在地面上選一點09,使xg軸在水平面內(nèi)并指向某一方向,z。軸垂直于地面并指向地心,yg軸也在水平面內(nèi)并垂直于x。軸，其指向按照右手定則確定，如圖2—3(a)機體坐標軸系凡一d樸憶:原點O取在飛機質(zhì)心處，坐標系與飛機固連,x軸在飛機對稱面內(nèi)并平行于飛機的設計軸線指向機頭,y軸垂直于飛機對稱面指向機身右方，：軸在飛機對稱面內(nèi)，與X軸垂直并指向機身下方，如圖2—3(b)。a、地面坐標軸系今一/,?？譞機僉建標軸系乩一時圖2-3常用坐標系說明(3)剛體飛機的全量六自由度非線性運動方程為:力方程組:w=rv^^-gsm6?+云笊陽+V=pw-n/+gcos5sin0+—{Yaero詩二qM—/wgcosHcos。十才(Z理?+Zpjv^uisfan)力矩方程組：Lb-ULLW-、成)一頃3pq)一匚W-Fp)=mk=r-Jfwp「頃'-p")-。{p+E-L&_pq)二w；二uLU”『)四-婦(/-")-+中)-頃-")=此=、運動方程組：0-i/cos。-rsinc?iff=—-—(qsin°+rcos?)cos。&二prq0tan0-rcos?tan0導航方程組：L=Ncos審cusE二口一sing/cosd4次5仗sin8sin?)斗fcos{ysin/9c0s^)已=usinif/co?0+Wcowcos^+sinsinsin。)一w(-CDsyrsm質(zhì)+sinsin0cosh-usin(9jvcos^sin^■-v/cos^cos^符號說明:m.g芝機質(zhì)量.聲一力加速必J/E機機翼面積、'了?戰(zhàn)T助弦長和展&W.V,Ki重度矢量在分別在體妣系2二匕的投影;尹e「體軸系郴利「地蛹系旋轉(zhuǎn)務速度矢瑩分痢在體^X.y.zh的投影tX『,"、\氣動力在體軸系各軸上的投影；犬3皿七6乙6推力在體軸系各軸上的投影，君*.*；￡機的的仰角、果轉(zhuǎn)化和偏航角：飛機迎角、佇滑角和繞速度軸矢、冊】滾轉(zhuǎn)角；f\/1Z涎L速淺矢量,&機.航跡幼*航跡偏轉(zhuǎn)角;頃”飛機體軸系下各軸的轉(zhuǎn)動慣量：W、L峪機體軸系下各軸的慣性積；LJ）.Y.1飛機所受弁刀'平一力、琪i刀動發(fā)劫機推刀：R,M.\合力扣分吼至冰軸丟「_】?；.匚的投.影；與心，"飛機位置矢量在地軸系上的投影和飛機高度：如"/?。幾哥降舵偏角、氾熒餉角、尤2,鴕偏角和油：應置;建立飛機小擾動線化方程（l）基本假設：①小擾動假設:我們把運動狀態(tài)與飛機基準運動狀態(tài)差別很小的擾動運動稱為小擾動運動。采用小擾動假設線化后的方程,在大多數(shù)情況下均能給出足夠滿意的結果。這是因為:a、在大多數(shù)飛行情況下，各主要氣動參數(shù)的變化與擾動量成線性關系;b、飛行中即使遇到相當強烈的擾動，在有限的時間內(nèi)飛機的線速度和角速度也往往只有很小的變化量。I—，—0②飛機具有對稱面（氣動外形和質(zhì)量分布均對稱）則且略去機體內(nèi)轉(zhuǎn)動部件的陀螺力矩效應。在基準運動中，對稱平面處于鉛垂位置（即。=0）,且運動所在平面與飛機對稱平面相重合（即B=0）。在滿足上述條件下，可以推論出：縱向氣動力和力矩對橫側參數(shù)在其基準運動狀態(tài)下的倒數(shù)均等于零。橫側氣動力和力矩對縱向運動參數(shù)在基準運動狀態(tài)下的導數(shù)也均等于零。因此在擾動運動中,縱向氣動力和力矩只與縱向運動參數(shù)有關，而橫側向氣動力和力矩也只與橫側運動參數(shù)有關。這樣擾動運動方程組可以分離為彼此獨立的兩組:一組只包含縱向參數(shù)，即飛機在鉛垂平面內(nèi)作對稱飛行時的運動參數(shù)'「'八八「"八—二.J?稱為縱向擾動運動方程組;另一組只包含橫側參數(shù)，即飛機在非對稱面內(nèi)的運動參數(shù)占'W'如戶’L'」「心"?等，稱為橫側向擾動運動方程組。如果飛機的基準運動不僅是在對稱面內(nèi)飛行,而且是等速直線運動，則這時的基準運動稱為“對稱定常直線飛行”，簡稱“對稱定直飛行”。在該條件下,擾動運動方程不僅是線性和縱橫分離的，而且是常系數(shù)線性微分方程組。如果飛機的基準運動是非定常的，則得到的擾動運動方程將是變系數(shù)線性微分方程組，實際工程上常采用“系數(shù)凍結法”將變系數(shù)線性微分方程在一定條件下轉(zhuǎn)化為常系數(shù)線性微分方程求解。(2)四階縱向小擾動線化方程組：假設飛機基準狀態(tài)為水平飛行，即MSAT-_月匚。莒(。.一七---+t性)A7'm御mAM頊sin((?-%)膈也一山--LM一一凹S:也△丁《mK.,瀝三mV,(L5)通=w式中下標o表示飛機基準狀態(tài)運動參數(shù)值。將DU1AZ,AD和AT的表達式回帶入式Q-5),并轉(zhuǎn)化為狀態(tài)空間形式，得:P「；：ScL4m」"?&L*4m'_/S'訂F.'L0(〕竺手(GY+qg"%))

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