mz0mβymx0+m?α+m?=0?β+m?=0+m?β+m+m?β+高等數(shù)學(xué)、理論力學(xué)、工程數(shù)學(xué)、控制原理、氣Ws6-2導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)特性分析中的典型問(wèn)題（2）彈性飛行器的伺服氣動(dòng)（熱）彈性問(wèn)題。這里所謂彈性飛行器問(wèn)題，其中應(yīng)考慮剛性飛行器動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)的柔性、非定常氣動(dòng)力和飛（3）其它附加影響因素的分析，如飛行器慣性交感、運(yùn)動(dòng)交感、氣動(dòng)交感和控制交感的影響；快速旋轉(zhuǎn)部件和擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的慣性；液體在貯箱中的晃s6-3干擾力和干擾力矩U=U0ρρ0ρρρ0ρ圖tan?α1=UcosθV?Usinθ?α1=tan?α1=Ucosθ?cosθ2=?sinθ2=tg?1sinθ?β=tg?1FdMd=qSCΔC(xgxj)pp推力偏心角ηp：推力線與彈身理論軸線的夾角若n個(gè)導(dǎo)彈的推力偏心距分別為l1,l2,…,ln，于是偏差的算n均方根偏差σl來(lái)表示，其值等于lσ=l Σ(lil)2npp lηp=η+3ση22Fyd=PsinηpFxd=?P(1?cosηp)Md=?P(xp2+x′)sinηp(x′?)p2p2論上要求對(duì)稱翼型彈翼的翼弦平面通過(guò)彈身軸線，也就個(gè)角度我們稱之為安裝角。但是由于存在著工藝誤差，就形成了安裝角?k，見(jiàn)圖σ一對(duì)彈翼綜合產(chǎn)生的安裝角均方根偏差?k，按均方根值相加的規(guī)定，應(yīng)為?k=222++σ?2??2?k=σ?1Fd=qSC?kMd=qSC?k(xg?xF)為ll控制元件有制造公差以及測(cè)試儀器的準(zhǔn)確性受到限制而形成的誤差11Δcb1等于Δcb1由制造誤差h2在A艙段上產(chǎn)生的附加攻角Δca2b1lBc+δ22在動(dòng)態(tài)分析中，常常稱δ,為假訊號(hào)或舵面假偏角。經(jīng)常干擾:干擾因素經(jīng)常作用于導(dǎo)彈上，在動(dòng)態(tài)特性分析時(shí)，總是用干擾力和干擾力矩s6-4導(dǎo)彈的穩(wěn)定性和操縱性一。）：(t)+ΔV(t))彈不能恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)，甚至偏差越ε有時(shí)刻，擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的所有參數(shù)?x(t)均滿足不等式則稱基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)x0(t)對(duì)于偏量?x(t)是穩(wěn)定的。如果滿足條件|?x(0)|≤δ和式(6—22)外，還存在下述關(guān)系t→∞s6-5導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)方程的線性化dx1)dx1)|fn=Fnf1=f1(x1,x2,x3,…,xn))f2=f2(x1,x2,x3,…,xn)fn,xn)x110(t))x220(t)xn(t)〉……|…… fn0d0=Fn0dxf=Fdtf0=F0f-f0=F-F00Δf=f-f0,ΔF=F-F0(dx)dxdx0(dx)dxdx000Δ|f|=f-fΔ|f|=f-f00+|f0-f0|（dt)dtdt（dtdt)=f+Δf+f0-f0dΔxdx00dtdtdΔxdx00dtdtf(x1,x2,x3,…,xn)=f0(x10,x20,x30,…,xn0)0Δx2f,x2,x3,…,xn)-f0(x10,x20,x30,…,xn0)「δf(xxx…xn「δf(xxx…xn)],x2,x3,…,xn)]20Δx2f