飞行器轨迹仿真大作业

飞行器轨迹仿真大作业

[文档副标题]

1. 积分方法

1） 欧拉积分

1(,)n n n n x x h f x t +=+?

2） 二阶龙格库塔

112121()

2

(,)

(,)n n n n n n h

x x k k k f t x k f t h x hk +=++==++

3） 四阶龙格库塔

1123461212232224

3(22)(,)

(,)

(,)

(,)

h i i i i h h

i i h h

i i i i x x K K K K K f t x K f t x K K f t x K K f t h x hK +=++++==++=++=

++

2. 计算例子

实现自由落体运动的轨迹求解。

(,)h v D v h v

g m ?=??=--??

00100/,10000,5v m s h m m kg ===，阻力系数0.02d C =，小球半径0.1r m =, 209.81/g m s =，重力加速度取常数，大气密度采用插值计算。求落地速度和落地时间，观察速度的变化规律。

大气密度变化规律：

[高度/M] 0.0 1000 3000 5000 7000 9000 11000 15000 20000

[密度/kg/m^3] 1.225 1.112 0.909 0.736 0.589 0.466 0.364 0.194 0.088

3. 图形

3.1 用Euler 法画出的图

图1 速度随时间的变化图

图2 高度随时间的变化

3.2 用Runge-Kutta 法画的图形

时间t

速度v

01020

30405060

时间t

高度h

图3 高度随时间变化图

图4 速度随时间变化图

4. 结果分析

表一 不同积分法对应的落地时间和落地速度

由迭代结果可知，小球的高度，速度变化规律是：开始加速度为负，并逐渐趋近于0，速度由100m/s 逐渐减小到0，

此时高度逐渐上升但上升的速度逐渐变

01020

30405060

时间t

高度

h

01020

30405060

时间t

速度v

慢，到达最高点后速度由正变负，绝对值不断变大，小球加速下降。

图5 有无空气阻力时速度时间图像对比

图6 有无空气阻力时高度时间对比

从图中可以看出，随着时间的增加，有阻力时速度和高度和无阻力时的速度和高度差值越来越大。

:

5. 代码

代码1：

1020

30405060

时间t

速度v

10

20

3040

50

60

时间t

高度h

代码2：

飞行器仿真原理

在无风、无侧滑的情况下，飞行器航迹坐标系下的运动学方程[2]为： cos()sin sin()cos cos cos cos sin()sin sin s v p t p s s t p s s t d m p Q mg d d m p Y mg d d mv p Y d θψαθαγγθθαγγ?=+Φ--????=+Φ+-????-=+Φ+?? （1） 其中m 为飞行器质量；v 为速度；p 为发动机动力；α为迎角；p Φ为发动机安装角；Q 为空间阻力；θ为俯仰角；s γ为滚转角；Y 为升力；s ψ为偏航角。 图1显示了机体坐标系下的飞行器受力情况；图2表示了地面坐标系和航迹坐标系的关系；其中，d d d Ox y z 表示地面坐标系，地面坐标系固定于地面，原点选在 地面的某一点，d y 铅直向上，d x 和d z 在水平面内。h h h Ox y z 表示航迹坐标系，航 迹坐标系原点在飞行器质心，h x 沿飞行器速度向量v ，即飞行器飞行方向，h y 在包含v 的铅垂直平面内，h z 垂直于铅垂平面。 图1 飞行器受力分析 图2 地面坐标系和轨迹坐标系 为了更清晰、简练地描述这些运动学的量，我们令 cos()/sin()cos cos /sin()cos sin /x p y p s s z p s s n p Q mg n p Y mg n p Y mg ααγγαγγ???=+Φ-??????=+Φ+??????=+Φ+???? （2） 称x n 、y n 、z n 为过载，把（2）式代入（1）式得到 []()()()()sin ()()()cos ()()cos ()()s v t z t t y t t x t d n t t g d d v t n t t g d d v t t n t g d θψθθθ?=-??????=-??????-=?? （3） 从式（3）可以明确看出：x n 、y n 、z n 反映了飞行器因主动运动而产生的加速度，而sin θ和cos θ则是由于飞行器的重力产生的加速度。

飞行器系统仿真

《飞行器系统仿真与CAD 》学习报告 第一部分仿真(40) 题目1：给定导弹相对于目标的运动学方程组为 q k q V q V q r q V q V r m m ,sin )sin(),cos(cos r(0) = 5km, q(0) = 60deg, (0) = 30deg,V = , V m = , 1Ma = 340m/s, k = 2 （1） 建立系统的方框图模型； （2） 用MATLAB 语言编写S —函数 （3） 用窗口菜单对(1), (2)进行仿真，动态显示结果; （4）用命令行对(1), (2)进行仿真，以图形显示结果 答： （1） （2）用MATLAB 语言编写S 函数 function [sys,x0,str,ts]=CAD1_sfun(t,x,u,flag) switch flag case 0 [sys,x0,str,ts]=mdlInitializeSizes; case 1 sys = mdlDerivatives(t,x,u); case 3 sys = mdlOutputs(t,x,u); case {2,4,9} sys = []; otherwise

error('unhandled flag=',num2str(flag)) end function [sys,x0,str,ts]=mdlInitializeSizes sizes=simsizes; =3; =0; =3; =0; =1; =1; sys=simsizes(sizes); str=[]; x0=[5000,pi/3,pi/6]; ts=[0 0]; function sys=mdlDerivatives(t,x,u) vm=*340; v=*340; k=2; dx(1)=vm*cos(x(2))-v*cos(x(2)-x(3)); dx(2)=(v*sin(x(2)-x(3))-vm*sin(x(2)))/x(1); dx(3)=k*dx(2); sys=dx; function sys=mdlOutputs(t,x,u) sys=x; 调用S函数的模型框图 (3)框图仿真结果：

适航管理的考试重点

1、影响飞行安全的主要因素：人、环境、设备。 2、适航的定义：民用航空器的适航性是指该航空器包括其部件及子系统整体性能和操纵特性在预期运行环境和使用限制下的安全性和物理完整性的一种品质。这种品质要求航空器应始终处于保持符合其型号设计和始终处于安全运行状态。 3、航空器必须满足以下两个条件方能称其是适航的：（1）航空器必须始终满足符合其型号设计要求；（2）航空器必须始终处于安全运行状态。 4、试航管理就是适航性控制。 5、我国政府明确规定：民用航空器的适航管理是由中国民用航空局负责。民用航空器适航管理的宗旨是：保障民用航空安全，维护公众利益，促进民用航空事业的发展。 6、民用航空器的适航管理分为：初始适航管理和持续适航管理。 初始适航管理，是在航空器交付使用之前，适航部门依据各类适航标准和规范，对民用航空器的设计和制造所进行的型号合格审定和生产许可审定，以确保航空器和航空器部件的设计、制造是按照适航部门的规定进行的。初始适航管理是对设计、制造的控制。持续适航管理，是在航空器满足初始适航标准和规范、满足型号设计要求、符合型号合格审定基础，获得适航证、投入运行后，为保持它在设计制造时的基本安全标准或适航水平，为保证航空器能始终处于安全运行状态而进行的管理。持续适航管理是对使用、维修的控制。 7、适航管理的特点：（1）权威性或法规性（2）国际性（3）完整性和统一性。适航管理的完整性包含着整体完整性和过程完整性两个方面。适航管理的完整性既是客观的需要，也是把握客观事物发展规律的要求。（4）动态发展性（5）独立性8、适航管理按照工作性质的不同分为三种类型：（1）立法、定标（2）颁发适航证件（3）监督检查

-非线性电路混沌现象的探究以及基于Multisim的仿真设计

非线性电路混沌现象的探究以及基于Multisim的仿真设计

摘要 本文从非线性电路中的混沌现象着手，详细回顾了混沌电路的实验原理、实验方法以及实验现象，并通过一元线性回归对有源非负阻的伏安特性曲线实进行了拟合。此外，本文也着重通过MultiSim软件，对实验中的混沌电路进行了仿真，仔细记录了仿真下来的各个波形。同时，也利用该软件，通过搭建电路，用示波器获得了有源非线性负阻的伏安特曲。 关键词 混沌电路有源非线性负阻MultiSim软件

一、引言 混沌是二十世纪最重要的科学发现之一，被誉为继相对论和量子力学之后的第三次物理革命，它打破了确定性与随机性之间不可逾越的分界线，将经典力学研究推进到一个崭新的时代。由于混沌信号是一种貌似随机而实际却是由确定信号系统产生的信号，使得混沌在许多领域（如保密通信，自动控制，传感技术等）得到了广泛的应用[1]。 20多年来混沌一直是举世瞩目的前沿课题和研究热点，它揭示了自然界及人类社会中普遍存在的复杂性、有序性和无序的统一，大大拓宽了人们的视野，加深了人们对客观世界的认识。目前混沌控制与同步的研究成果已被用来解决秘密通信、改善和提高激光器性能以及控制人类心律不齐等问题。 混沌(chaos)作为一个科学概念，是指一个确定性系统中出现的类似随机的过程。理论和实践都证明，即使是最简单的非线性系统也能产生十分复杂的行为特性，可以概括一大类非线性系统的演化特征。混沌现象出现在非线性电路中是极为普遍的现象，通过改变电路中的参数可以观察到倍周期分岔、阵法混乱和奇异吸引子等现象。 二、混沌电路简介 对电路系统来说，在有些二阶非线性非自治电路或三阶非线性自治电路中，出现电路的解既不是周期性的也不是拟周期的，但在状态平面上其相轨迹始终不会重复，但是有界的，而且电路对初始条件十分敏感，这便是非线性电路中的混沌现象。 根据Li-York定义，一个混沌系统应具有三种性质： （1）存在所有阶的周期轨道； （2）存在一个不可数集合，此集合只含有混沌轨道，且任意两个轨道既不趋向远离也不趋向接近，而是两种状态交替出现，同时任一轨道不趋于任一周期轨道，即此集合不存在渐近周期轨道； （3）混沌轨道具有高度的不稳定性。 可见，周期轨道与混沌运动有密切关系，表现在两个方面： 第一，在参数空间中考察定常的运动状态，系统往往要在参量变化过程中先经历一系列周期制度，然后进入混沌状态； 第二，一个混沌吸引子里面包含着无穷多条不稳定的周期轨道，一条混沌轨道中有许许多多或长或短的片段，它们十分靠近这条或那条不稳定的周期轨道。 根据文献[2][3]，混沌主要特征表现在： （1）敏感依赖于初始条件； （2）伸长与折叠； （3）具有丰富的层次和自相似结构； （4）在非线性耗散系统中存在混沌吸引子。 同时，混沌运动还具有如下特征： （1）存在可数无穷多个稳定的周期轨道； （2）存在不可数无穷多个稳定的非周期轨道； （3）至少存在一个不稳定的非周期轨道。 非线性电路是指电路中至少包含一个非线性元件的电路。事实上一切实际元件都是非线性的。因为给任何元件上加足够大的电压或电流后都将破坏其线性。

自制航空器适航取证要求

自制航空器适航取证要求 根据AP-21-39程序要求，自制航空器取证时，对取证申请人（也即航空器自制者）的设计、制造等都有相应的要求。 一、对申请人的设计、制造要求 大多数情况下，申请人只有一架航空器申请特许飞行证。因此，局方不要求自制者有详细的设计数据、质量保证体系、TC/PC持证人获得批量重复生产航空器的管理程序。通常，仅要求自制者提供充分的和足够的文档或日志，包括航空器详细的设计、制造和检查过程。 （1）这些记录必须清楚的表明，哪些是自制，哪些是组装，由谁检查，执行这些工作的日期。 （2）自制者必须提供充分的信息确定“大部分”，下列文件必须包括: ●《自制航空器制造和组装检查单》 ●制造者履历本，包含任何形式日志，所有步骤的相片和详细记录； ●图片/录像； ●图纸和工程说明； ●散件生产商提供的相关数据（如适用）； ●相关文件（例如计划）和使用的参考（例如，工作手册）； ●使用的任何商业援助，包括收入的记录； ●使用的任何非商业援助的记录； ●物品存货和历史； ●收据和目录； ●航空器履历本。 二、对申请人的其它要求 （1）驾驶员执照

自制航空器特许飞行证的申请人应持有局方颁发的或认可的相应等级的驾驶员执照。该航空器仅允许由特许飞行证的申请人驾驶。该限制应记录在特许飞行证的使用限制中。 （2）目视飞行规则运行的仪表和设备 自制航空器应按照CCAR91.403条的要求安装目视飞行规则运行所需的仪表和设备。 （3）无线电通信设备 如果自制航空器上安装了无线电通信设备，必须按照局方规定的频率同地面通信站进行通信。同时必须满足CCAR 91.411条关于无线电通信设备的要求。 三、申请取限用类特殊适航证的要求 在依据颁发的特许飞行证完成规定的飞行试验项目之后，驾驶员应在航空器履历本中以日志形式记录“航空器已经完成了规定的飞行小时数，并且在其正常的速度范围内和拟进行的所有机动范围内是可操控的，没有表现出任何危险的操作特性或设计特征”的内容。此后，申请人可以按照CCAR 21部第21.171条“局方同意的其他情况”，申请限用类特殊适航证，从而解除第一类特许飞行证所要求的飞行试验区域的限制。 申请人根据AP-21-39程序要求提交资料并提出申请，通过局方进行的必要的适航检查后将获颁限用类特殊适航证。该证件对航空器的运行要求和限制与套材组装航空器所获得特殊适航证的限制基本相同。 以上仅对自制航空器适航取证要求进行了粗略的说明，希望能够为航空爱好者自制轻型航空器并合法飞行有所帮助，也欢迎通过天天飞官网做进一步了解或微信平台与我们交流探讨。

四旋翼飞行器仿真-实验报告

动态系统建模仿真实验报告（2） 四旋翼飞行器仿真 姓名： 学号： 指导教师： 院系： 2014.12.28

1实验容 基于Simulink建立四旋翼飞行器的悬停控制回路，实现飞行器的悬停控制； 建立GUI界面，能够输入参数并绘制运动轨迹； 基于VR Toolbox建立3D动画场景，能够模拟飞行器的运动轨迹。 2实验目的 通过在 Matlab 环境中对四旋翼飞行器进行系统建模，使掌握以下容： 四旋翼飞行器的建模和控制方法 在Matlab下快速建立虚拟可视化环境的方法。 3实验器材 硬件：PC机。 工具软件：操作系统：Windows系列；软件工具：MATLAB及simulink。 4实验原理 4.1四旋翼飞行器 四旋翼飞行器通过四个螺旋桨产生的升力实现飞行，原理与直升机类似。四个旋翼位于一个几何对称的十字支架前，后，左，右四端，如图 1 所示。旋翼由电机控制；整个飞行器依靠改变每个电机的转速来实现飞行姿态控制。 图1四旋翼飞行器旋转方向示意图

在图 1 中， 前端旋翼 1 和后端旋翼 3 逆时针旋转， 而左端旋翼 2 和右端的旋翼 4 顺时针旋转， 以平衡旋翼旋转所产生的反扭转矩。 由此可知， 悬停时， 四只旋翼的转速应该相等，以相互抵消反扭力矩；同时等量地增大或减小四只旋翼的转速，会引起上升或下降运动；增大某一只旋翼的转速，同时等量地减小同组另一只旋翼的转速，则产生俯仰、横滚运动；增大某一组旋翼的转速，同时等量减小另一组旋翼的转速，将产生偏航运动。 4.2建模分析 四旋翼飞行器受力分析,如图 2 所示 图2四旋翼飞行器受力分析示意图 旋翼机体所受外力和力矩为： 重力mg , 机体受到重力沿w z -方向； 四个旋翼旋转所产生的升力i F (i= 1 , 2 , 3 , 4)，旋翼升力沿b z 方向； 旋翼旋转会产生扭转力矩i M (i= 1 , 2 , 3 , 4)。i M 垂直于叶片的旋翼平面，与旋转矢量相反。 力模型为：2i F i F k ω= ，旋翼通过螺旋桨产生升力。F k 是电机转动力系数， 可取826.1110/N rpm -?，i ω为电机转速。旋翼旋转产生旋转力矩Mi(i=1,2,3,4)，

模拟仿真软件介绍

模拟仿真软件介绍 模拟仿真技术发展至今，用于不同领域、不同对象的模拟仿真软件林林总总，不可胜数，仅对机械产品设计开发而言，就有机构运动仿真软件，结构仿真软件，动力学仿真软件，加工过程仿真软件（如：切削加工过程仿真软件、装配过程仿真软件、铸造模腔充填过程仿真软件、压力成型过程仿真软件等），操作训练仿真软件，以及生产管理过程仿真软件，企业经营过程仿真软件等等。这里仅以一种微机平台上的三维机构动态仿真软件为例，介绍模拟仿真软件的结构和功能。 DDM（Dynamic Designer Motion）是DTI（Design Technology International）公司推出的、工作于AutoCAD和MDT平台上的微机全功能三维机构动态仿真软件，包含全部运动学和动力学分析的功能，主要由建模器、求解器和仿真结果演示器三大模块组成（见图1）。 1.DDM建模器的功能 1）设定单位制。 2）定义重力加速度的大小和方向。 3）可以AutoCAD三维实体或普通图素（如直线、圆、圆弧）定义运动零件。 4）可以定义零件质量特性：

图1 DDM仿真软件模块结 ①如果将三维实体定义为零件，可以自动获得其质量特性。 ②如果用其他图素定义零件，则可人工设定质量特性。 5）可以定义各种铰链铰链用于连接发生装配关系的各个零件，系统提供六种基本铰链和两种特殊铰链。 基本铰链： ①旋转铰——沿一根轴旋转。 ②平移铰——沿一根轴移动。 ③旋转滑动铰——沿一根轴旋转和移动。 ④平面铰——在一个平面内移动并可沿平面法线旋转。 ⑤球铰——以一点为球心旋转。 ⑥十字铰——沿两根垂直轴旋转。 特殊铰链：

适航心得——我学适航

适航心得——我学适航 孙卓亚 150146324 经过一个学期的《民用航空器适航管理》课程，我收获良多，通过一学期对《民用航空器适航管理》的学习，我知道了适航管理就是适航性控制。了解到了民用航空器的适航管理是以保障民用航空器的安全性为目标的技术管理，是政府适航部门在制定了各种最低安全标准的基础上，对民用航空器的设计、制造、使用和维修等环节进行科学统一的审查、鉴定监督和管理。 中国目前只能算得上是民航大国，因为我们的航空器基数大，但并不能称得上是民航强国，因为我们的飞机研发、制造、维修都不能处在世界一流的行列。在浏览中国民用航空器规章中，发现大部分规章都是由英文直接翻译过来的。导致许多规章内容在汉语看来都非常生硬。 非常感谢能在媛妈的课堂得到许多锻炼，制作并展示了“一周民航不安全事件盘点” 、“ARJ21取得适航证的血泪历程”，让我比别人更深刻了解取证过程的艰辛，由于民航飞机产品的国际性，还要接受来自美国等发达国家的近乎苛刻的监督，要想出口国产飞机，不仅要取得中国民航局颁发的型号合格证，更要通过国外的各种认证。ARJ 21要想成为像B737、A320等成熟且成功的机型，还有很长的 路要走，这也是我们民航人肩上所承担的使命。也让我了解到事实上ARJ 21很大程度上是扮演为C919客机铺路的角色。 在课堂上，能感觉到媛妈一直努力地将一门偏文科、大部分依靠死记硬背的枯燥的知识转化成有趣的知识讲，循循善诱，时不时地举一些例子和引用现在已经工作的学生的亲身经历来化解课堂的单调。媛妈真的是为数不多地以学生为本的好老师（绝非拍马屁），而且给学生有独立思考和展示自己的机会。 通过本课程，我知道了一架飞机的研发设计、生产制造、维修保养各个方面都在挑战着一个国家高端装备制造业的水准。一架飞机的诞生是一个极其漫长的过程，其中充满了各种未知的挑战，也许这正是中国民航人坚持不懈为之奉献的魅力所在。时代在发展，虽然我所在的专业就业形势比较乐观，但要一直学习新知识，要不满足于做一个机务。我们每一个人都要为中国民航事业而奋斗，为祖国撑起万里蓝天。 专业术语缩写 ICAO 国际民航组织

PSCAD的电力系统仿真大作业

电力系统分析课程报告姓名 ******* 学院自动化与电气工程学院 专业控制科学与工程 班级 ******* 指导老师 ******* 二〇一六年五月十三

一、同步发电机三相短路仿真 1、仿真模型的建立 选取三相同步发电机模型，以三相视图表示。励磁电压和原动机输入转矩Ef 与Tm均为定常值，且发电机空载。当运行至时，发电机发生三相短路故障。同步发电机三相短路实验仿真模型如图1所示。 图1 同步发电机三相短路实验仿真模型 2、发电机参数对仿真结果的影响及分析 衰减时间常数Ta对于直流分量的影响 三相短路电流的直流分量大小不等，但衰减规律相同，均按指数规律衰减，衰减时间常数为Ta，由定子回路的电阻和等值电感决定（大约）。pscad同步发电机模型衰减时间常数Ta对应位置如图3所示（当前Ta=）。 图3 同步发电机模型参数Ta对应位置

1）Ta=时，直流分量的衰减过程（以励磁电流作为分析）如图4所示。 图4 Ta=发生短路If波形 2）Ta=时，直流分量的衰减过程（以励磁电流作为分析）如图5所示。 图5 Ta=发生短路If波形 短路时刻的不同对短路电流的影响 由于短路电流的直流分量起始值越大，短路电流瞬时值就越大，而直流分量的起始值于短路时刻的电流相位有关，即直流分量是由于短路后电流不能突变而产生的。 Pscad模型中对短路时刻的设置如图6所示 图6 Pscad对于短路时刻的设置 1）当在t=时发生三相短路，三相短路电流波形如图7所示。 图7 t=时三相短路电流波形 2）当在t=时发生三相短路，三相短路电流波形如图8所示。 图8 t=6时三相短路电流波形 Xd、Xd`、Xd``对短路电流的影响 1) Xd的影响 Pscad中对于Xd的设置如图9所示： 图9 Pscad对于D轴同步电抗Xd的设置 下面验证不同Xd时A相短路电流的稳定值。 i.Xd=（标幺制，下同）时，仿真波形如图10所示 图10 Xd=时A相短路电流波形 ii.Xd=10时，仿真波形如图11所示 图11 Xd=时A相短路电流波形 2）Xd`的影响 在Pscad中暂态电抗Xd`的设置如图13所示： 图13 Pscad对于暂态电抗Xd的设置 下面验证不同Xd`时A相短路电流的暂态过程。 i.Xd`=时A相短路电流的波形如图14所示：

[旋翼,飞行器,轨迹]四旋翼飞行器飞行轨迹的仿真研究

四旋翼飞行器飞行轨迹的仿真研究 四旋翼飞行器是一种体型较小、无人驾驶，能够在空中实现自主飞行并能完成一些既定动作及任务的飞行器，近年来四旋翼飞行器越来越受到国际的关注。国际上已将四旋翼飞行器应用在军用、民用等领域，都取得了不错的成就，但是国内的研究相对较少，仍处于起步阶段。 研究四旋翼飞行器的首要任务就是研究它是如何飞行的，即进行动力学分析。首先研究飞行器在空中如何受力飞行，如何根据电机转速来控制飞行姿态。将飞行器在空中的几种飞行姿态分析清楚这是研究四旋翼飞行器的首要任务。为了实现对四旋翼飞行器的有效控制，必须在准确建立了各种飞行状态下的数学模型的基础上。论文对飞行控制算法进行了详细的研究，分析和设计了角度和位置系统PID控制算法，最后通过MATLAB仿真验证PID控制算法的可行性。 1.飞行器动力学分析及建模 1.1 坐标系的建立。四旋翼飞行器飞行参数必须在坐标系下才能进行描述。对于飞行器来说常用的坐标系有大地坐标系和机体坐标系。四旋翼飞行器的飞行参数主要是用来控制飞行器的稳定飞行工作，因此选取适当的坐标系可以对此研究有很大的帮助。机体坐标系是用来描述飞行器的飞行姿态的，而大地坐标系是用来描述飞行器在飞行环境中的位置。 1.2 飞行器飞行状态。四旋翼飞行器在飞行空间中有6个自由度，飞行器的飞行运动表现为上升或下降、空中悬停、滚转、俯仰、偏航这五种运动形式。(1)上升或下降：要想实现四旋翼飞行器在垂直方向上的上升即同时增加四个电机的转速即可。当电机的转速增加时，旋翼的转速随之增加，这样飞行器的升力将大于重力即为Fmg，这样飞行器就可以垂直上升了。(2)悬停状态：升力等于重力F=mg时，飞行器在空中保持平衡，静止在某一高度。(3)滚转状态：机身的左旋翼转速增加，同时右旋翼的转速减小，其余旋翼的转速保持不变，这样机身将沿X轴方向倾斜，产生的倾斜角即为滚转角。(4)俯仰状态：机身的前旋翼的转速增加，或者后旋翼的转速减小，其余旋翼的转速保持不变，这样机身将沿Y轴方向倾斜，产生的倾斜角即为俯仰角。(5)偏航状态：当四旋翼飞行器的前后电机转速同时增加，左右两个电机转速同时减小时，飞行器就处于偏航状态。 1.3 四旋翼飞行器的建模。在一般情况下，控制器的分析和设计都需要将实际的系统先抽象成数学模型，先在理论上对模型进行研究和设计。用一些能够尽量简单而全面的表达式来体现实际系统的各项性能，我们将在这个系统上面对控制器进行设计和分析。四旋翼飞行器的建模工作主要分为两个部分，第一部分是飞行器的力学建模，第二部分是飞行器的运动学建模。 2.结论 本文先是对四旋翼飞行器进行了动力学分析，分析了飞行器的受力情况和飞行器的五种飞行状态。在此基础上完成了飞行器的力学建模和运动学建模，得到了飞行器的非线性模型。接着分析研究了采用PID控制算法进行角度和位置控制，还研究了积分分离的PID控制算法。最后搭建了MATLAB/simulink仿真平台，验证了PID控制效果。在后续的研究中，将深入讨

一般类旋翼航空器适航标准(CCAR-27AA)

一般类旋翼航空器适航标准(CCAR－27AA) 目录 A分部总则 §27．1 适用范围B分部飞行 总则 §27．21 证明符合性的若干规定 §27．25 重量限制 §27．27 重心限制 §27．29 空机重量和相应的重心 §27．31 可卸配重 §27．33 主旋翼转速和桨距限制 性能 §27．45 总则 §27．51 起飞 §27．65 爬升：全发工作 §27．67 爬升：单发停车 §27．71 下滑性能 §27．73 最小使用速度时的性能 §27．75 着陆 §27．79 极限高度－速度包线 飞行特性 §27．141 总则 §27．143 操纵性和机动性 §27．151 飞行操纵 §27．161 配平操纵 §27．171 稳定性：总则 §27．173 纵向静稳定性 §27．175 纵向静稳定性演示 §27．177 航向静稳定性 地面和水面操纵特性 §27．231 总则 §27．235 滑行条件 §27．239 喷溅特性 §27．241 “地面共振”其它飞行要求 §27．251 振动C分部强度要求 总则 §27．301 载荷 §27．303 安全系数 §27．305 强度和变形 §27．307 结构验证 §27．309 设计限制飞行载荷 §27．321 总则 §27．337 限制机动载荷系数

§27．339 合成限制机动载荷 §27．341 突风载荷 §27．361 发动机扭矩 操纵面和操纵系统载荷 §27．391 总则 §27．395 操纵系统 §27．397 驾驶员限制作用力和扭矩 §27．399 双操纵系统 §27．401 辅助旋翼组件 §27．403 辅助旋翼固定结构 §27．411 地面间隙：尾桨保护装置 §27．413 安定面和操纵面 地面载荷 §27．471 总则 §27．473 地面受载情况和假定 §27．475 轮胎和缓冲器 §27．477 起落架的布置 §27．479 水平着陆情况 §27．481 机尾下沉着陆情况 §27．483 单轮着陆情况 §27．485 侧移着陆情况 §27．493 滑行刹车情况 §27．497 地面受载情况：尾轮式起落架§27．501 地面受载情况：滑撬式起落架§27．505 雪撬着陆情况 水载荷 §27．521 浮筒着水情况 主要部件要求 §27．547 主旋翼结构 §27．549 机身、起落架及旋翼支撑结构应急着陆情况 §27．561 总则 §27．563 水上迫降的结构要求 疲劳评定 §27．571 飞行结构的疲劳评定 D分部设计和构造 总则 §27．601 设计 §27．603 材料 §27．605 制造方法 §27．607 紧固件 §27．609 结构保护 §27．610 闪电防护 §27．611 检查措施

物流仿真大作业.doc

物流系统仿真 期末作业 题目：Manufacturing System Planning and Scheduling 班级：物流工程131 学号：1311393003 1311393008 姓名：黎宇帆张力夫 日期：2015-09-19 成绩：

制造系统规划与调度 翻译 2.1引言 现代生产调度工具是非常强大的，提供了广阔的范围内调整工具的行为的真实过程要求的选项和参数。 然而，更多的选项的存在，它就在实践中找到的工具的最佳配置更加困难。 即专家们经常无法预测的多种可能性的影响。 测试甚至一小部分在现实中可能的配置，对实际生产过程的影响可能需要几个月的时间，可能会严重降低整体性能。 因此，这样的试验在实践中是不可行的。 优化的生产调度仿真模型比使用真正的过程更安全，更便宜,更快，更容易测试。为了在一个中等规模的制造公司充分使用先进的调度工具的优势，找到它的一个最佳的规则和参数的优化配置。 模块化仿真模型的整个业务的制造系统和生产过程中阳极氧化阶段是建立以测试不同的调度配置的影响。调度工具的配置测试和优化进行了离线使用的仿真模型。实际生产过程不受干扰，可以非常快速、低成本的找到最优配置。 2.2问题描述 位于英国的一个中型制造商，生产一系列的不同的小压铝零件和一系列大批量的其他面向消费者的产品。典型的应用包括香水的喷雾组件和哮喘患者的分配器。这是一个高度竞争的行业，成功取决于是否能实现高效率和低成本制造。所以生产调度是非常重要的。 在过去，该公司安装的软件工具可以支持生产过程中的各个区域调度。全面提高公司绩效，增加产量和减少产品的交货时间，他们计划建立自动电抗器的供应链规划服务器–总调度系统协调当地所有的业务和生产区。为了提供最好的解决方案，调度工具供应商，预优国际（https://www.sodocs.net/doc/ba10470414.html,）决定使用模拟求解调度工具的优化配置。 问题是建立一个仿真工具，它将接受的到来客户订单和生产订单排序以满足这些需求。一个重要的地方是模型的生产过程本身，以确保它的主要阶段的最佳时刻加载。阳极氧化阶段是整个生产过程中特别重要的，因此，它必须是非常详细的模拟，以测试到整体订单的交货时间可以通过阳极氧化过程阶段优化减少到什么程度。 在这种情况下的研究主要目标是以下几个： （1）为了确定公司模型间的相关业务和生产过程和确定订单和交货时间， （2）在规划部门分析和优化业务流程，为了处理传入的需求和规划生产订单。 （3）测试的整体生产时间，提高灵敏度，特别是确定是否引入特定排序规则的生产订单将减少在阳极氧化处理阶段总的处理时间。

再入飞行器在线轨迹规划仿真研究

第36卷第3期 计算机仿真2019年3月文章编号：1006-9348 (2019)03-0105-05 再入飞行器在线轨迹规划仿真研究 许宁，杜彦卫，胡锡精 (北京控制与电子技术研究所，北京100038) 摘要:飞行器在线轨迹规划能够提高飞行器的自主飞行能力和机动灵活性,规划算法的实时性是其能否应用于工程的关键。 为提高算法的效率，提出了一种基于导引参数寻优的在线轨迹规划方法。首先结合带终端约束的比例导引和减速控制，选 取导引系数和速度控制参数为规划设计变量，将在线轨迹规划问题转化为一个非线性规划问题。然后采用拟牛顿法对转化 得到的非线性规划问题进行求解。仿真结果表明:算法的收敛速度较快，能以较髙的精度满足终端位置和速度约束，能够适 应气动系数偏差等随机干扰,具有较高的工程应用价值。 关键词：在线轨迹规划;导引参数寻优;拟牛顿法 中图分类号:TJ765.4+3 文献标识码：B Simulation of Online Trajectory Planning for Reentry Vehicle XU Ning，DU Yan-wei，HU Xi—jing (Beijing I n s t i t u t e of Control & Electronic Technology, Beijing 100038, China) A B S T R A C T：Online traj e c t o r y planning can improve the autonomous f l i g h t capability and maneuverability of aircraft, and timeliness i s the key t o i t s application i n engineering.In order t o improve the efficiency of algorithm, an online t r a j e c t o r y planning method based on optimization of guidance parameter was developed in t h i s paper.Firstly, propor-t i o n a l guidance and deceleration control were used t o transform the online t r ajectory planning problem i nto a nonlinear programming problem, and guidance coefficient and speed control parameter were selected as design variables.Then the quasi-Newton method was used t o solve the nonlinear programming problem.The simulation resu l t s show t h a t the proposed method can converge f a s t and meet the constraints of terminal position and velocity with high accuracy.I n addition, the method has good adaptability f o r random disturbances and high engineering application value. KEYWORDS-.Online traj e c t o r y planning；Optimization of guidance parameter；Quasi-Newton method l引言 随着航空航天技术的不断进步和发展，自主性、机动灵 活性是对现在及未来先进飞行器的要求。 现有的飞行器轨迹规划方法大多属于离线规划，虽然目 前离线规划方法已经比较成熟，在工程中获得广泛应用，但 却存在着不可忽视的缺点。离线规划通过手工或优化方法 进行大量的分析计算，工作量较大m。此外,离线规划难以 适应飞行器飞行过程中的机动变轨飞行及在线更改飞行目 标点的需求，这就制约了飞行器的自主飞行能力和机动灵活 性。 相对于离线轨迹规划的不足，依据飞行器的当前飞行状 态、各种过程约束及终端约束、目标点的最新信息，利用机载 计算机在线的规划出符合要求的飞行轨迹，对于在线更改飞 行目标点、机动变轨、应对飞行过程中的突发情况等具有重 收稿日期:2017-丨2-21 修回日期:20丨8-01-12要的意义。 目前,国内外专家学者对飞行器在线轨迹规划方法进行 了广泛深人的研究。其中，研究比较广泛的是基于拟平衡滑 翔条件或飞行走廊的再人轨迹在线生成技术[2_5]。前者利用 拟平衡滑翔条件将过程约束转化为对控制变量的约束，并将 轨迹规划问题转化为两个单参数搜索问题，实现三自由度轨 迹的在线生成;后者将过程约束描述为飞行走廊，然后在飞 行走廊内在线设计标准飞行轨迹。以上方法的计算量虽然 有所减小，但距离满足工程应用的需求还有较大差距。此 外，上述方法往往需要离线设计攻角的变化规律，这在一定 程度上制约了飞行器的机动性能。除上述方法外，伪谱法由 于其计算精度高和高效率的特点，近年来在飞行器轨迹在线 规划领域备受关注，并获得了广泛的应用。Bollino和Fahroo 等人分别将Legendre伪谱法应用于飞行器轨迹在线快速生 成和可重复使用运载器可达区域快速生成问题，结果表明，采用伪谱法有助于提高求解速度和精度[6_7]。然而，实现其 在工程中的应用还有很多问题需要去解决[8]。 —105—

北航飞行器适航基础课程报告

飞行器适航基础课程报告 从1988年山西航空IL14临汾空难看飞机规范管理对适航的重要性 班级：110511班 姓名：姜南 学号：11051136 2014年6月1日

目录 一、事故概况及经过 (1) 1、事故概况 (1) 2、事故经过 (1) 二、事故发生原因 (2) 1、直接原因 (2) 2、其他原因 (2) 三、相关适航指令 (3) 1、衍生适航指令 (3) 2、其他相关适航指令 (4) （1）关于客票 (4) （2）关于航空人员 (4) （3）关于检查 (4) （4）关于维修 (5) 四、相关教训 (6) 五小结 (8) 参考文献 (9)

一、事故概况及经过 1、事故概况 时间：1988年10月7日 地点：山西临汾 飞机状况：IL14P/前苏联伊留申航空设计局1956年制造 飞机注册号：B-4218/山西航空公司 机上人员：机组4人，旅客42人 执行航班：旅游观光飞行 伤亡情况：机组4人，旅客38人，地面2人，共44人遇难 2、事故经过 1988年10月7日，山西某航空公司一架伊尔—14型B—4218号飞机，在 山西省临汾市执行游览飞行任务中失事，机上旅客44名，机组4名，除4名旅 客被救出以外，其他人员全部遇难，另有2名路上行人也不幸遇难。 1988年10月7日，B-4218号机由机长陈某（右座，公司副经理）、正驾驶王某（左座，当日主飞）驾驶，于13时20分从空军临汾机场由南向北起飞，飞机滑跑约900米离地转入正常上升，飞越近距导航台（距跑道北头1000米）上 空后，向左转弯，据向现场目击者调查了解，此时机头突然下沉，高度下降，接着飞机摇摆着向地面坠去。左机翼擦过临汾地区福利工厂一座高12．04米的楼 房房顶，左大翼变形，左大翼前缘防冰加温管处与大翼分离，坠落在路面上。飞机将一根水泥电线杆和八棵杨树撞断。飞机越过公路，飞机头方向与原航迹倒转180度，撞在路西一家新桥饭店屋顶上，飞机左翼撞搂点距坠地点46．7米，失事地点在跑道北端其方位7度1950米处，飞机从起飞滑跑至坠地失事约一分半钟。一台发动机失效，飞行员要在极短时间内（坠落过程仅15秒钟）对这样特 殊的情况发现、判断并做出正确的反应是相当困难的。经过对这次事故的综合分析，最大可能是该飞机左发动机直接注油泵传动轴在空中因疲劳折断而中断供油，造成左发动机失效。

matlab机电系统仿真大作业

一曲柄滑块机构运动学仿真 1、设计任务描述 通过分析求解曲柄滑块机构动力学方程，编写matlab程序并建立Simulink 模型，由已知的连杆长度和曲柄输入角速度或角加速度求解滑块位移与时间的关系，滑块速度和时间的关系，连杆转角和时间的关系以及滑块位移和滑块速度与加速度之间的关系，从而实现运动学仿真目的。 2、系统结构简图与矢量模型 下图所示是只有一个自由度的曲柄滑块机构，连杆与长度已知。 图2-1 曲柄滑块机构简图 设每一连杆（包括固定杆件）均由一位移矢量表示，下图给出了该机构各个杆件之间的矢量关系 图2-2 曲柄滑块机构的矢量环

3．匀角速度输入时系统仿真 3.1 系统动力学方程 系统为匀角速度输入的时候，其输入为输出为；。 (1) 曲柄滑块机构闭环位移矢量方程为: (2)曲柄滑块机构的位置方程 (3)曲柄滑块机构的运动学方程 通过对位置方程进行求导，可得 由于系统的输出是与，为了便于建立A*x=B形式的矩阵，使x=[], 将运动学方程两边进行整理，得到 将上述方程的v1与w3提取出来，即可建立运动学方程的矩阵形式 3.2 M函数编写与Simulink仿真模型建立 3.2.1 滑块速度与时间的变化情况以及滑块位移与时间的变化情况 仿真的基本思路：已知输入w2与，由运动学方程求出w3和v1，再通过积分，即可求出与r1。 （1）编写Matlab函数求解运动学方程 将该机构的运动学方程的矩阵形式用M函数compv（u）来表示。 设r2=15mm，r3=55mm，r1（0）=70mm，。 其中各个零时刻的初始值可以在Simulink模型的积分器初始值里设置

M函数如下： function[x]=compv(u) %u(1)=w2 %u(2)=sita2 %u(3)=sita3 r2=15; r3=55; a=[r3*sin(u(3)) 1;-r3*cos(u(3)) 0]; b=[-r2*u(1)*sin(u(2));r2*u(1)*cos(u(2))]; x=inv(a)*b; （2）建立Simulink模型 M函数创建完毕后，根据之前的运动学方程建立Simulink模型，如下图： 图3-1 Simulink模型 同时不要忘记设置r1初始值70，如下图： 图3-2 r1初始值设置

四旋翼飞行器仿真 实验报告

动态系统建模仿真 实验报告（2）四旋翼飞行器仿真 姓名： 学号： 指导教师： 院系： 2014.12.28

1实验内容 基于Simulink建立四旋翼飞行器的悬停控制回路，实现飞行器的悬停控制； 建立GUI界面，能够输入参数并绘制运动轨迹； 基于VR Toolbox建立3D动画场景，能够模拟飞行器的运动轨迹。 2实验目的 通过在Matlab 环境中对四旋翼飞行器进行系统建模，使掌握以下内容：四旋翼飞行器的建模和控制方法 在Matlab下快速建立虚拟可视化环境的方法。 3实验器材 硬件：PC机。 工具软件：操作系统：Windows系列；软件工具：MATLAB及simulink。 4实验原理 4.1四旋翼飞行器 四旋翼飞行器通过四个螺旋桨产生的升力实现飞行，原理与直升机类似。四个旋翼位于一个几何对称的十字支架前，后，左，右四端，如图 1 所示。旋翼由电机控制；整个飞行器依靠改变每个电机的转速来实现飞行姿态控制。 图1四旋翼飞行器旋转方向示意图

在图 1 中， 前端旋翼 1 和后端旋翼 3 逆时针旋转， 而左端旋翼 2 和右端的旋翼 4 顺时针旋转， 以平衡旋翼旋转所产生的反扭转矩。 由此可知， 悬停时， 四只旋翼的转速应该相等，以相互抵消反扭力矩；同时等量地增大或减小四只旋翼的转速，会引起上升或下降运动；增大某一只旋翼的转速，同时等量地减小同组另一只旋翼的转速，则产生俯仰、横滚运动；增大某一组旋翼的转速，同时等量减小另一组旋翼的转速，将产生偏航运动。 4.2建模分析 四旋翼飞行器受力分析,如图 2 所示 图2四旋翼飞行器受力分析示意图 旋翼机体所受外力和力矩为： 重力mg , 机体受到重力沿w z -方向； 四个旋翼旋转所产生的升力i F (i= 1 , 2 , 3 , 4)，旋翼升力沿b z 方向； 旋翼旋转会产生扭转力矩i M (i= 1 , 2 , 3 , 4)。i M 垂直于叶片的旋翼平面，与旋转矢量相反。 力模型为：2i F i F k ω= ，旋翼通过螺旋桨产生升力。F k 是电机转动力系数， 可取826.1110/N rpm -?，i ω为电机转速。旋翼旋转产生旋转力矩Mi(i=1,2,3,4)，

飞行器六自由度仿真

1引言 现在的战争已不是过去大刀长矛的时代，他早已成为国家综合实力的体现，这很大程度取决于军事高科技。这其中导弹作为精确打击的利器关乎国家的战略安全。而研究其包括导弹在内的飞行器精确制导与控制便显得十分的重要。 飞行器最优制导规律研究是进行武器系统总体方案论证和提高制导性能及精度的关键技术之一。而要进行制导规律最优性研究一方面需要研究合适的制导规律,另一方面需要进行接近实际情况的全面的大量的仿真研究。 仿真验证包括建模与仿真两个方面。在大型工程的方案论证阶段甚至包括实际研制的各个阶段，都要进行仿真检验以论证可行性、合理性和最优性。仿真技术在工程应用特别在高端武器系统总体设计和方案论证中具有极为重要的作用。对制导问题的研究在国外倍受重视。在公开发表的文献中,专门讨论制导规律方面的研究论文很多，可见制导规律的研究是非常重要的。但是仅有理论研究是远远不够的，因为设计的所谓最优制导规律大都是把实际系统进行了大量简化情况下推导出来的，因而与实际情况差别较大。也就是说理论上是最优的制导规律或参数在实际系统中不一定是最优的。因此,必须建立接近实际状态的数学模型和仿真软件。通过仿真计算确定出制导系统的最优参数及制导规律的控制效果，才能最终确定制导规律的最优性。 目前国内外这类问题研究主要存在下列三个问题:其一是模型被简化。从众多公开发表的文献资料看,大都是把控制系统简化为一阶、二阶、或三阶等根模型来推导制导规律,并据此模型进行仿真计算。其二是把飞行器的六自由度空间运动状态简化为平面运动状态进行仿真研究，以这种把飞行器运动限制在平面范围内进行仿真计算是有局限性的。其三是在全弹道数字仿真中仅选取几个特征点参数来代表全弹道的气动力参数，这些参数要表征全弹道动态过程是比较片面的，因而仿真结论的可信度是比较差的。 若把飞行器看成一个刚体，则它在空间的运动，可以看做是质心的移动和绕质心的转动的合成运动。质心的移动取决于作用在飞行器上的力，绕质心的转动则取决于作用在飞行器上相对于质心的力矩。在飞行中，作用在飞行器上的力主要有：总空气动力、发动机的推力和重力等。作用在飞行器上的力矩有：空气动力引起的空气动力矩，由发动机推力(若推力作用线不通过飞行器质心时)引起的推力矩等。作用在导弹上的空气动