万方数据
第１２期王林林等：碟形飞行器纵向飞行品质１３８９
Ｘ４３．Ａ．ＬＳ…．本文结合实验数据，计算仿真以及试飞验证对碟形飞行器的纵向飞行品质进行研究，给出了其纵向气动性能，操稳特性等．
１气动特性分析
碟形飞行器的布局如图１所示，图２一图４是其升力、阻力和失速特性曲线．Ｃ。，Ｃ。分别为升力和阻力系数，ａ为迎角．，
０．８
Ｏ．７
Ｏ．６
Ｏ．５
Ｊｏ．４
Ｏ．３
Ｏ．２
Ｏ．１
Ｏ
．Ｏ．１了Ｓ翼型．使用Ｓ翼型是为了调整全机的焦点位置和平衡纵向力矩，以使其满足静稳定性，但空气动力作用在Ｓ翼型上翘的后缘上的气动力具有向下的分量，使得机翼整体升力减小．另外，后掠的气动布局，也使升力系数曲线斜率降低．
２）Ｃ。在小迎角时很小，零升阻力系数仅为０．０１１２，这主要得益于其翼身融合的一体化设计，小的展长和后掠布局．
３）失速迎角２８。，具有良好的大迎角升力性能．这是由于大厚度的碟体使气流产生很强的三维绕流从而产生了非线性涡升力．从图４可以看到，在整机失速之前，升力曲线有一转折点．这是由于碟体两侧小翼为薄翼，较早出现了失速，使整机的升力曲线发生了弯折．
图１碟形飞行器外形２纵向飞行品质
图３ＣＤ－５曲线
盘／（。）
图４失速特性曲线
通过曲线可以看出：
１）ＣＬ－ａ曲线斜率较低，这主要是由于采用２．１纵向静稳定性
碟形飞行器的纵向静稳定性取决于重心的配置和翼型选择．由于重心的配置受制于结构重量，解决静稳定性问题大多通过翼型的选择来实现．常用的方法是采用Ｓ翼型或者进行机翼扭转＂ｏ．扭转机翼使碟体的加工变得复杂，多种不同的扭转状态也使实验任务量增大，增长研究周期和增加成本，因此碟形飞行器采用ｓ翼型来使飞行器实现静稳定，其静稳定性曲线如图５所示．
图５静稳定性曲线（ａ＝一２。一１５０）
从图上可以看出，曲线斜率小于０，碟形飞行器具有正的静稳定裕度．俯仰力矩系数在正常迎角范围内随升力系数基本呈线性变化．
２．２主要纵向气动导数
表１给出了碟形飞行器与常规布局飞机Ｂ７４７，某ＦＷＸｌ飞翼归。纵向气动导数的对比．碟形飞行器的纵向气动导数与常规布局飞机相比，具有以下特点：
１）升力系数曲线斜率Ｃｋ低于常规飞机．但与同翼载的常规飞机相比，碟形飞行器具有更大
的升力面积，因而能提供更大的升力； 万方数据
万方数据
第１２期王林林等：碟形飞行器纵向飞行品质１３９１
Ｚ。＋ＶＭ。＋ＶＭｚ＋√△＾ｓ２２————万——一
如果要位于左半Ｓ平面，则需要满足：
ｌＺ。＋ＶＭ。＋ＶＭ二Ｉ＞压（１１）（１２）
那么，根ｓ：位于左半Ｓ平面的条件应为
肘。Ｚ。＞ＶＭ。（１３）通常情况下导数』Ｉｆ。和ｚ。均为负值，飞行速度为正值，只要Ｍ。＜０，那么纵向短周期模态就是稳定的．而其符号取决于Ｃ。，所以Ｃ。。决定着短周期运动稳定与否．
碟形飞行器纵向静稳定，Ｃ。。＜０，所以其短周期模态稳定．而ＦＷＸｌ的Ｃ。＞０，是静不稳定的，其短周期运动发散．
碟形飞行器的纵向模态特性如表３所示．
表３纵向运动的模态特性
模态周期／ｓ半衰期／ｓ无阻尼角频率／（ｔａｄ?ｓ“）阻尼比
２）短周期模态分析
从表３可以看到，碟形飞行器在参考飞行状态下的短周期阻尼比ｆ．。为０．４４４６，短周期响应表现为有阻尼的振荡，满足飞行安全标准的１级飞行品质¨¨要求．飞行器在升降舵脉冲偏转时的迎角变量Ａａ和俯仰角速度变量△ｇ的时间响应曲线如图６，图７所示，其短周期特征明显．
＇
砷
勺
秭
司
图６迎角变量时间响应
图７俯仰角速度变量时间响应
（１４）
根据文献［１１］对航行阶段短周期的频率要求，碟形飞行器巡航状态的操纵期望参数达到１级品质标准．
３）长周期模态分析
图８和图９为升降舵脉冲偏转时平飞速度变量ＡＶ和俯仰角变量Ａ０的时间响应曲线，都呈现出长周期特性．长周期阻尼比ｆ。＝０．０３２７，能够满足２级飞行品质要求…１．
＾
＇
啊
目
釜
司
Ｏ．０６
０．０４
０．０２
Ｏ
－０．０２
－０．０４
－０．０６
－０．０８
０１００２００３００４００５００
ｆ／ｓ
图８平飞速度变量时间响应
Ｏ１００２００３００４００５００
ｆ／ｓ
图９俯仰角变量时间响应
对长周期模态进行简化分析，可以得到‘１０１：
∞。，ａ盘Ｖ（１５）长周期固有角频率∞。。与空速成反比，本文主要研究的是碟形飞行器在低速情况下的飞行品质，因此空速小，埘。。较大，在图８，图９中，速度和俯仰角变量的振荡看上去较为频繁．
２．４模型试飞
为了验证碟形飞行器的飞行品质和气动性能，对碟形飞行器进行了试飞实验（见图１０）．
图１０翼展３．６ｍ验证机试１毛照片
（下转第１３９７页）３
２
●
Ｏ
ｄ
五
４
万方数据
万方数据
碟形飞行器纵向飞行品质
作者：王林林， 高歌， Wang Linlin， Gao Ge
作者单位：北京航空航天大学,航空发动机气动热力重点实验室,北京,100191
刊名：
北京航空航天大学学报
英文刊名：JOURNAL OF BEIJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS
年，卷(期)：2008,34(12)
被引用次数：1次
参考文献(12条)
1.Murphy K J;Nowak R J;Thompsen R A X-33 hypersonic aerodynamic characteristics[AIAA-99-4162] 1999
2.Ricketts R H;Noll T E;goedrow W J An overview of aeroelasticity studies for the national aero-space plane[AIAA-93-1313-CP] 1993
3.王劲东;沈遐龄;高歌碟形升力体的低速特性研究[期刊论文]-北京航空航天大学学报 2003(04)
4.GJB 185-1986.有人驾驶飞机(固定翼)飞行品质
5.吴森堂;费玉华飞行控制系统 2005
6.Liebeck R H Design of the blended-wing-body subsonic transport[AIAA-02-13493] 2002
7.马松辉;吴成富;陈怀民飞翼飞机稳定性与操作性研究[期刊论文]-飞行力学 2006(03)
8.Mras P J;Humphreys D E;Langehough M A DarkStar flight control system design 1999
9.Gibson C S;Vess R J;Pegg R Low speed testing of an X-43A hypersonic lifting body
configuration[AIAA -03-7086] 2003
10.Kresse N Challenges and potential of BWB configuration (results of the projects VELA-very large aircraft) 2006
11.李晓勇;张淼;鲁素芬翼身融合飞机的空气动力学研究进展[期刊论文]-飞机设计 2007(02)
12.Yn Junli;Wang Linlin;Gan Ge Using wing tip devices to improve perforomance of saucer-shapod aircraft 2006(04)
本文读者也读过(1条)
1.于军力.王林林.高歌.YU Jun-li.WANG Lin-lin.GAO Ge利用翼尖减阻装置提高碟形飞行器性能[期刊论文]-中国航空学报（英文版）2006,19(4)
引证文献(1条)
1.徐晴BOEING飞机偏航阻尼器的故障排查与维护[期刊论文]-硅谷 2010(3)
本文链接：https://www.doczj.com/doc/f86014600.html,/Periodical_bjhkhtdxxb200812005.aspx
飞机的稳定性 飞机的稳定性是飞机设计中衡量飞行品质的重要参数，它表示飞机在受到扰动之后是否具有回到原始状态的能力。如果飞机受到扰动（例如突风）之后，在飞行员不进行任何操纵的情况下能够回到初始状态，则称飞机是稳定的，反之则称飞机是不稳定的。 飞机的稳定性包括纵向稳定性，反映飞机在俯仰方向的稳定特性；航向稳定性，反映飞机的方向稳定特性；以及横向稳定性，反映飞机的滚转稳定特性。 关于稳定与不稳定的概念可以形象的加以说明。例如，我们将一个小球放在波浪型表面的波峰上然后轻轻的推一下，小球就会离开波峰掉入波谷，我们将小球处在波峰位置的状态称为不稳定状态。反之，如果我们将小球放在波谷并且轻轻地推一下，球在荡漾一段时间之后，仍然能够回到谷底，我们称小球处在波谷的状态为稳定状态。 飞机的稳定与否对飞行安全尤为重要，如果飞机是稳定的，当遇到突风等扰动时，飞行员可以不用干预飞机，飞机会自动回到平衡状态；如果飞机是不稳定的，在遇到扰动时，哪怕是一丁点扰动，飞行员都必须对飞机进行操纵以保持平衡状态，否则飞机就会离初始状态越来越远。不稳定的飞机不仅极大地加重了飞行员的操纵负担，使飞行员随时随地处于紧张状态，而且飞行员对飞机的操纵与飞机自身运动的相互干扰还容易诱发飞机的振荡，造成飞行事故。从现代飞机设计理论来看，莱特兄弟发明的飞机是纵向不稳定的。然而他们却成功了，这主要是因为当时飞机的速度低，飞行员有足够的时间来调整飞机的平衡。莱特兄弟曾经说过他们在试飞时曾多次失控，飞机不住地振荡，最后以滑橇触地而结束。随着飞行速度越来越快，飞行员越来越难以控制不稳定的飞机，所以一般在飞机设计中要求将飞机设计成稳定的，飞机稳定性设计也变得越来越重要了。 虽然越稳定的飞机对于提高安全性越有利，但是对于操纵性来说却越来越不利。因为越稳定的飞机，要改变它的状态就越困难，也就是说，飞机的机动性越差。所以如何协调飞机的稳定性和操纵性之间的关系，对于现代战斗机来说是一个非常值得权衡的问题。实际上为了获得更大的机动性，目前最先进的战斗机都已经被设计成不稳定的飞机。当然这样的飞机不能再通过飞行员来保持平衡，而是通过一系列其他的增稳措施，比如电传操纵等主动控制手段来自动实现飞机的稳定性。
四轴飞行器 作品说明书 摘要 四轴飞行器在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四轴飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四轴飞行器的一个实现方案，软件算法，包括加速度计校正、姿态计算和姿态控制三部分。校正加速度计采用最小二乘法。计算姿态采用姿态插值法、需要对比这三种方法然后选出一种来应用。控制姿态采用欧拉角控制或四元数控制。 关键词：四轴飞行器；姿态；控制
目录 1.引言 (1) 2.飞行器的构成? (1) .硬件构成..............................................1? 机械构成 (1) 电气构成 (3) .软件构成 (3) 上位机 (3) 下位机........... . (4) 3.飞行原理........... ................................ (4) . 坐标系统 (4) .姿态的表示 (5) .动力学原理 (5) 4.姿态测量........... ................................ (6) .传感器校正 (6) 加速度计和电子罗盘 (6) 5.姿态控制 (6) .欧拉角控制 (6) .四元数控制 (7) 6.姿态计算 (7) 7.总结 (8) 参考文献 (9)
四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着MEMS?传感器、单片机、电机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器成为航模界的新锐力量。到今天，四轴飞行器已经应用到各个领域，如军事打击、公安追捕、灾害搜救、农林业调查、输电线巡查、广告宣传航拍、航模玩具等。 目前应用广泛的飞行器有：固定翼飞行器和单轴的直升机。与固定翼飞行器相比，四轴飞行器机动性好，动作灵活，可以垂直起飞降落和悬停，缺点是续航时间短得多、飞行速度不快；而与单轴直升机比，四轴飞行器的机械简单，无需尾桨抵消反力矩，成本低?。 本文就小型电动四轴飞行器，介绍四轴飞行器的一种实现方案，讲解四轴飞行器的原理和用到的算法，并对几种姿态算法进行比较。 2.飞行器的构成 四轴飞行器的实现可以分为硬件和软件两部分。比起其他类型的飞行器，四轴飞行器的硬件比较简单，而把系统的复杂性转移到软件上，所以本文的主要内容是软件的实现。? .硬件构成? 飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。 机械构成? 机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是碳纤维材料的机架。电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上，迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正桨，四个桨的中心连成的正方形，正桨反桨交错安装。 CA D设计机架如图： 整体如图2-1： 电气构成 电气部分包括：控制电路板、电子调速器、电池，和一些外接的通讯、传感器模块。控制电路板是电气部分的核心，上面包含MCU、陀螺仪、加速度计、电子罗盘、气压计等芯片，负责计算姿态、处理通信命令和输出控制信号到电子调速器。电子调速器简称电调，用于控制无刷直流电机。 电气连接如图2-2所示。 .软件构成
第二章飞行力学基础 2.1 飞行器空间运动的表示、飞行器操纵机构、稳定性和操纵性的概念2.1.1常用坐标系 1)地面坐标系(地轴系)(Earth-surface reference frame）Sg-o g x g y g z g 原点o g 取自地面上某一点（例如飞机起飞点）。o g x g 轴处于地平面内并指向 某方向（如指向飞行航线）；o g y g 轴也在地平面内并指向右方；o g z g 轴垂直地面 指向地心。坐标按右手定则规定，拇指代表o g x g 轴，食指代表o g y g 轴，中指代表 o g z g 轴，如图2-1所示。 2）机体坐标系（体轴系）(Aircraft-body coordinate frame)Sb-oxyz 原点o取在飞机质心处，坐标与飞机固连。Ox与飞机机身的设计轴线平行，且处于飞机对称平面内；oy轴垂直于飞机对称平面指向右方；oz轴在飞机对称平面内；且垂直于ox轴指向下方（参看图2.1-1）。发动机推力一般按机体坐标系给出。 3）速度坐标系(Wind coordinate frame)Sa-ox a y a z a 速度坐标系也称气流坐标系。原点取在飞机质心处，ox a 轴与飞行速度V的 方向一致。一般情况下，V不一定在飞机对称平面内。oz a 轴在飞机对称面内垂 x 图2.1-1 机体坐标系与地面坐标系
直于ox a 轴指向机腹。oy a 轴垂直于x a oz a 轴平面指向右方,如图2.1-2所示。作用在飞机上的气动力一般按速度坐标系给出。 4）航迹坐标系(Path coordinate frame)Sk-ox k y k z k 原点取在飞机质心处，ox k 轴与飞机速度V 的方向一致。oz k 轴在包含ox k 轴的铅垂面内，向下为正；oy k 轴垂直于x k oz k 轴平面指向右方。研究飞行器的飞行轨迹时，采用航迹坐标系可使运动方程形式较简单。 2.1.2 飞机的运动参数 1）飞机的姿态角 1.俯仰角θ(Pitch angle) 机体轴ox 与地平面间的夹角。以抬头为正。 2.偏航角ψ(Yaw angle) 机体轴ox 在地平面上的投影与地轴o g x g 间的夹角。以机头右偏航为正。 3.滚转角φ(Roll angle) 又称倾斜角，指机体轴oz 与通过ox 轴的铅垂面间的夹角。飞机向右倾斜时 图2.1-2 速度坐标系与地面坐标系
飞行品质与飞行安全 姓名：王萌萌 学号：BY1213120 引言 飞机的飞行品质和飞行安全有着密切的关系, 一架飞机如果没有良好的飞行品质, 它在飞行中出现飞行事故的概率就会比较高, 因此, 在飞机设计和试飞过程中必须按照飞行品质规范的要求来设计和验证飞机。如果发现飞机有不满足飞行品质规范要求的地方就要尽量想法改进, 对飞机所存在的飞行品质缺陷必须让飞行员有充分的了解, 在飞行事故分析过程中, 飞行品质也是一个不可忽略的因素。飞行中, 特别是新机试飞中, 飞行事故时有发生,有些事故造成了严重的财产损失甚至人员伤亡。对于那些/硬性0故障所造成的事故, 如发动机着火、操纵卡死、油管破裂等, 驾驶员容易判断和果断处臵, 事故结论也容易被确认, 研制人员有明确的改进方向。而对于那些/软性0缺陷所造成的事故, 如飞行品质和控制律缺陷等, 如果没有足够的认识, 飞行员没有心理和技术准备, 对突发事件难以辨别和处臵, 可能会发生更严重的事故。这类事故的根本原因有时不容易被确认, 甚至误判。结果是付出了巨大代价, 但并没有换取真正的经验教训。因而飞行品质的保证对于飞行器在整个飞行寿命过程中有着重要的意义。 1飞机的飞行品质 1.1 飞行品质要求 飞机飞行品质规范的制定过程是实践-理论-实践的迭代过程。早期的飞机设计中没有飞行品质规范,在实际使用过程中发现必须满足一定的飞行品质要求, 否则飞机难以操纵和稳定, 甚至会发生事故。1903年莱特兄弟的飞机是纵向静不稳定的, 操纵起来极其困难。后来的飞行实践和研究发现, 飞机仅仅具有静稳定性还不够, 还要有动稳定性、操纵梯度等一系列的要求。 为了对飞行品质设计和验证提供具体的依据和指导, 根据早期飞行的经验, 1942年和1943年, 美国海军航空局和陆军航空兵分别发布了SR-119 和
第一章飞行控制系统概述 1.1飞行器自动控制 1.1.1飞行控制系统的功能 随着飞行任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越高，不仅要求飞行距离远（例如运输机），高度高（高空侦察机），而且还要求飞机有良好的机动性（例如战斗机）。为了减轻驾驶员在长途飞行中的疲劳，或使驾驶员集中精力战斗，希望用自动控制系统代替驾驶员控制飞行，并能改善飞机的飞行性能。这种系统就是现代飞机上安装的飞行自动控制系统。 飞行控制系统的功能归结起来有两点：1）实现飞机的自动飞行；2）改善飞机的飞行性能。 飞机的自动飞行控制系统在无人参与的情况下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行，通常可实现对飞机的三轴姿态角和飞机三个方向的空间位置的自动控制与稳定。例如，无人驾驶飞行器（如无人机或导弹等），实现完全的飞行自动控制；对于有人驾驶的飞机（如民用客机或军用飞机），虽然有人参与驾驶，但某些飞行阶段（如巡航段），驾驶员可以不直接参与操纵，而由飞行控制系统实现对飞机飞行的自动控制，但驾驶员应完成对自动飞行指令的设置和监督自动飞行的情况，并可以随时切断自动控制而实现人工驾驶。采用自动飞行具有以下优点： 1）长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担； 2）在一些恶劣天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以精确对飞机姿态和航迹的精确控制； 3）有一些飞行操纵任务，驾驶员难于精确完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好地完成任务。 一般来说，飞机的性能和飞行品质是由飞机本身气动特性和发动机特性决定的，但随着飞机飞行高度及飞行速度的增加，飞机的自身特性将会变坏。如飞机在高空飞行时，由于空气稀薄，飞机的阻尼特性变坏，致使飞机角运动产生严重的摆动，靠驾驶员人工操纵将会很困难。此外，设计飞机时，为了减小质量和阻力，提高有用升力，将飞机设计成静不稳定的。对于这种静不稳定的飞机，驾驶员是难于操纵的。在飞机上采用增稳系统或阻尼系统可以很好地解决这些问题。
四轴飞行器电机控制模块设计
密级： NANCHANG UNIVERSITY 学士学位论文THESIS OF BACHELOR （2011—2015年） 题目四轴飞行器电机控制模块设计 学院：信息工程学院系自动化系专业班级：测控技术与仪器111班学生姓名：吕晴学号：5801211011 指导教师：张宇职称：讲师起讫日期：2015-3-5 ~ 2015-6-2
南昌大学 学士学位论文原创性申明 本人郑重申明：所呈交的论文是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果。对本文的研究作出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式表明。本人完全意识到本申明的法律后果由本人承担。 作者签名：日期： 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权南昌大学可以将本论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 保密□，在年解密后适用本授权书。 本学位论文属于 不保密□。 （请在以上相应方框内打“√”） 作者签名：日期： 导师签名：日期：
摘要 四轴飞行器电机控制模块设计 专业: 测控技术与仪器学号: 58012110011 学生姓名：吕晴指导老师：张宇 摘要 本课题是针对四轴飞行器在已经获得传感器测得的精确数据的情况下，设计合理的电路和算法，实现四轴飞行器稳定飞行和各种姿态变换。本课题的主要内容是对四轴飞行器的电机控制模块进行软硬件设计。 四轴飞行器是智能机器人的一种，它是由四个旋翼旋转产生升力，通过协调各旋翼的转速来实现飞行器的姿态控制。与传统的无人机相比，四轴飞行器具有很强的机动灵活性和载荷能力，特别适合在理想稳态或者准稳态的飞行条件下进行全方位垂直起降，在军事和民用领域均拥有广阔的发展前景[2]。 本论文对四轴飞行器的电机控制模块进行了调研，并设计出了相关的硬件电路板以及软件控制算法。具体内容如下： 首先建立四轴飞行器的动力学模型，四轴飞行器的动力学建模分为力学建模和运动学建模两个部分，总体思想是将四轴飞行器看作一个刚体，选定当前的姿态角和目标姿态为输入量，在理想的条件下，推导出控制四轴飞行器所需的四个电机的控制量作为输出量的方程，即建立四轴飞行器受力与姿态之间的关系。 其次对四轴飞行器电机控制模块进行合理的硬件设计，硬件部分分为了电源模块、主控模块、电机驱动模块、检测模块、无线通讯模块五个模块。其中选择了STM32系列单片机作为主控模块的微处理器，选择了三相无刷直流电机作为动力源，无刷电调对其进行调速。 再次设计合理的控制算法，本课题采用了经典PID算法，临界比例度法对PID参数进行了初步整定，再在试验中对参数进行微调。 最后针对四轴飞行器电机控制模块设计了合理的软件流程。 关键词：四轴飞行器；动力学模型；电机；PID控制算法
起飞试验的目的是测定飞机飞行手册所需要的起飞性能参数，和验证所讨论的飞机型态满足于合格审定的性能要求，当要生产一种新飞机时，需要进行一个完整系列的起飞试验，确定起飞速度和距离、滚动加速度和制动加速度，抬前轮速率和最小离地速度等参数。根据美国联邦航空局适航条例规定，凡装载二十人以上的民用飞机应按照联邦航空条例第25部（FAR25）验证其符合性。其中B分部中直接涉及飞机飞行性能的条款13条，是飞机设计时考虑起飞、爬升、航行、进场和着陆必须遵守的安全标准。而飞行手册是飞机一个重要软件组成部分、其中的性能数据就根据FAR25部有关飞行性能条款的规定和飞机飞行动力、发动机推力特性进行计算和编制的。 起飞性能符合性验证工作可理解为三个方面：（1）起飞性能原始参数的验证；（2）飞行手册中起飞性能的计算；（3）对起飞性能计算。 FAR25定义了各种起飞速度，讨论了加速-减速距离、起飞航迹和起飞距离。给出了一些适用于起飞试验的速度和术语的定义是有益的，因为许多速度和术语关系到其它类型的性能和规章的论述，起飞性能原始参数是计算起飞性能所必须的原始特征数据。这些参数一般要通过试飞确定或加以校核。 1.失速速度Vs：飞机最小安全速度，是飞机基本特征速度之一（其它还有VMU、VMCA、VMCG），它是决定飞机其它特征速度之一，这些特征速度为：VEF、V1、VR、VLOF、V2；而且是确定操稳特性试飞速度范围的基准速度。因此，在试飞的早期就要进行失速速度的试飞，仅次于空速校正试飞。飞机手册中给出飞机各种构型和重量下的Vs值，以便直接提醒飞行人员飞行时速度不小于该值。另外Vs还是起飞等各阶段速度的参考值。根据失速演示规定： (a)必须在直线飞行和30°坡度转变中演示失速：给出了失速速度的定义以及确定失速速度时对飞机状态的要求，包括：推力、起落架位置、襟翼位置、重量、重心。试飞时，一般说来前重心为不利位置，这主要是此时需要平尾产生比后重心时更大的上仰力矩，平尾产生的负升力较大，因而此时的失速速度更大，但是为了确定重心对失速速度的影响程度，还是有必要适当进行一些后重心的失速速度。起落架、襟翼的不同组合必须囊括了飞机在所有飞行阶段的飞行状态。如果必要的话，还得通过试飞评估拟在空中使用的其它次气动操纵面对失速速度的影响，如：扰流板等。 (b)规定了试飞方法，即规定了飞机的配平速度范围、进入失速速度的飞机减速率；并规定了在试飞过程中，飞机所表现出的操稳和改出特性必须满足§的要求。 (c)减速率：失速速度是对应于1节/秒的减速率的。 (d)当固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机以失速。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也可以组合出现 (1)不能即可阻止的机头下沉； (2)抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效的阻止进一步减速；或 (3)俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在该位置保持一暂短的时间后不能进一步增加俯仰状态。 （对装有失速推杆器的飞机，推杆器工作即认为进入失速） ▲关于1g失速速度：FAA在新的咨询通告AC25-7中，附录5给出了关于1g的失速速度的定义，及其随之产生的专用条件。我们都清楚，现行的§和§规定了失速速度的定义，从理论上来说是可行的，但在实际执行中往往出现偏差，因为该失速的定义基本上是定性的，在试飞中需要飞行员判断失速点，并实施改出。而客观上由于飞机及飞行员本身的原因试飞时各飞行员判断的失速点不会一样的，有的提前改出，有的迟后改出，这一切都要取决于飞行员的技术和判断。特别是当进入失速过程中抖振、低过载、机头自然下俯现象时，对于许多高速的后掠翼运输机失速进入过程中航迹法向过载小于1。所有这些将导致失速试飞结果的
第六章 典型飞行自动控制系统的工作原理 6.1 概述 6.1.1典型飞行自动控制系统的组成 描述飞机运动的参数有三个姿态角（θ、ψ、φ）、两个气流角（α、β）、两个线位移（H 、Y ）及一个线速度（V ）。飞行控制的作用，就是应用负反馈控制原理对上述参数的部分或全部进行控制。有时也根据需要也可控制与速度V 和迎角α有关的马赫数M 及法向过载。实际上飞行自动控制就是按一定飞行控制律，输出三个舵偏角（e δ、r δ及a δ）及油门T δ对飞行器实现闭环控制。 典型飞行自动控制系统一般包括三个反馈回路：舵回路、稳定回路和控制（制导）回路。 舵回路通常是一个随动系统（或称为伺服系统），一般包括舵机、反馈部件和放大器，如图6.1-1所示。舵回路中的舵机作为执行机构带动舵面偏转。 图6.1-1 舵回路方框图 舵回路中有两个反馈回路：位置反馈回路，使控制信号与舵机输出信号成比例关系，速度反馈回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的动态性能。 如果敏感部件是测量飞机的姿态，测量敏感部件、放大计算装置与舵回路构成自动驾驶仪，自动驾驶仪和飞机构成了飞行器的稳定回路，主要起稳定和控制飞机的姿态的作用。典型的稳定回路如图6.1-2所示。
图6.1-2 稳定回路 由稳定回路和飞机重心位置测量部件以及描述飞机空间几何关系的运动环节，组成更大的回路，称为控制（或称制导回路），如图6-3所示。主要起稳定和控制飞机的运动轨迹的作用。 图6.1-3 控制（或制导）回路 6.1.2 纵向控制 飞行器纵向扰动运动，一般由短周期模态运动和长周期模态运动组成。随着飞行器的速度越来越快，飞行高度越来越高，飞行包线范围扩大，欲使飞行器在整个包线范围内满足飞行品质要求，普遍采用反馈控制技术。例如高空飞行时，飞行器的阻尼特性常常变差，短周期模态特性趋于恶化，造成操纵反应过程中超调量过大，振荡加剧，严重影响飞行任务的完成，此时，可以在纵向通道引入适当的反馈可以改善飞行品质。又如当飞行器要完成保持姿态角或等速V飞行时，即使飞行器具有良好的短周期模态时，但由于长周期模态振荡频率较低，衰减较慢，甚至是慢发散的。要实现上述任务时，要求驾驶员经常操纵舵面加以控制，并且过程很长。为了减轻驾驶员负担，精确地完成上述任务，需要抑制沉浮运动，同样可以引入适当反馈信号达到目的。如要完成定高飞行，除了使飞行具有良好短周期模态和长周期模态外，还可以引入高度反馈，完全脱离驾驶员操纵实现保
四轴飞行器原理、设计与控制 四轴飞行器设计与用途 学院：广东白云技师学院 专业：电子信息工程与电气技术（技师本科） 制作学生：邹剑平 指导老师：廖高灵 四轴飞行器简介 配置： 单片机AVRATMEGA168PA 三轴数字陀螺仪MPU—3050电机（无刷）XXD22121000KV电子调速器（无刷）好盈天行者40A螺旋桨1045 电池格氏2200mAh11.1V25C机架DIY 机架材料玻璃纤维铝合金 四轴飞行器飞行原理 重心的距离相等,当对角两个轴产生的升力相同时能够保证力矩的平衡,四轴不会向任何一个四轴飞行器有四个电机呈十字形排列,驱动四片桨旋转产生推力;四个电机轴距几何中方 向倾转;而四个电机一对正转,一对反转的方式使得绕竖直轴方向旋转的反扭矩平衡,保证了四轴航向的稳定. 此飞行控制板规定四轴电机的排布方式如图所示:前(1号),后(4号),右(3号),左(2号). 1,4号电机顺时针方向旋转,2,3号电机逆时针方向旋转.四个电机的转速做相应的变化即可实现四轴横向、纵向、竖直方向和偏航方向上的运动:
当四轴需要向前方运动时,2,3号电机保持转速不变,1号电机转速下降,4号电机转速上升,此时4号电机产生的升力大于1号电机的升力,四轴就会沿几何中心向前倾转,桨叶升力沿纵向的分力驱动四轴向前运动. 当四轴要转向左转向时,1,4号电机转速上升,2,3号电机转速下降,使向左的反扭距大于向右的反扭矩,四轴在反扭距的作用下向左旋转. 四个桨产生的推力,超过或者低于四轴本身重力的时候能够实现竖直方向上升与下降的运动,当桨的升力与四轴本身的重力相等的时候即实现悬停. 其他方式的运动原理与以上过程类似.四轴飞行原理虽然简单,但实现起来还需很多工作要做. 四轴飞行器控制流程图 四轴飞行器的优点 四轴飞行器与其他飞机比较相对稳定性高；四轴飞行器与其他飞机比较相对抗风能力强；载重量大(本机最大安全载重1100g);姿态灵活，反应速度快；可超低空飞行； 四轴飞行器主要用途 可做无人侦察机，空中航拍（FPV），可作为新型微型机器人。娱乐飞行表演 四轴飞行器的特点及魅力除了深受DIY爱好者的青睐之外，还有几点供大家品味： 1、是它的相对简单地机械构造。正因为简单，安全指数大大提高。 无论是作为航空模型还是作为遥控平台，安全永远是第一位的。 2、是它的相对稳定性。飞行姿态平滑稳定，机械振动被仅可能地减小是四轴的又一魅力，装载图像设备再好不过了。 3、是它的相对成本低廉，花尽可能少的钱获取最大的性价比是我们追求的境界，为工业开发其商业用途奠定了必要的基础。
飞机的飞行性能 在对飞机进行介绍时，我们常常会听到或看到诸如“活动半径”、“爬升率”、“巡航速度”这样的名词，这些都是用来衡量飞机飞行性能的术语。简单地说，飞行性能主要是看飞机能飞多快、能飞多高、能飞多远以及飞机做一些机动飞行（如筋斗、盘旋、战斗转弯等）和起飞着陆的能力。 速度性能 最大平飞速度：是指飞机在一定的高度上作水平飞行时，发动机以最大推力工作所能达到的最大飞行速度，通常简称为最大速度。这是衡量飞机性能的一个重要指标。 最小平飞速度：是指飞机在一定的飞行高度上维持飞机定常水平飞行的最小速度。飞机的最小平飞速度越小，它的起飞、着陆和盘旋性能就越好。 巡航速度：是指发动机在每公里消耗燃油最少的情况下飞机的飞行速度。这个速度一般为飞机最大平飞速度的70%～80%，巡航速度状态的飞行最经济而且飞机的航程最大。这是衡量远程轰炸机和运输机性能的一个重要指标。 当飞机以最大平飞速度飞行时，此时发动机的油门开到最大，若飞行时间太长就会导致发动机的损坏，而且消耗的燃油太多，所以一般只是在战斗中使用，而飞机作长途飞行时都是使用巡航速度。 高度性能 最大爬升率：是指飞机在单位时间内所能上升的最大高度。爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能的重要指标之一。 理论升限：是指飞机能进行平飞的最大飞行高度，此时爬升率为零。由于达到这一高度所需的时间为无穷大，故称为理论升限。 实用升限：是指飞机在爬升率为5m/s时所对应的飞行高度。升限对于轰炸机和侦察机来说有相当重要的意义，飞得越高就越安全。 飞行距离 航程：是指飞机在不加油的情况下所能达到的最远水平飞行距离，发动机的耗油率是决定飞机航程的主要因素。在一定的装载条件下，飞机的航程越大，经济性就越好（对民用飞机），作战性能就更优越（对军用飞机）。 活动半径：对军用飞机也叫作战半径，是指飞机由机场起飞，到达某一空中位置，并完成一定任务（如空战、投弹等）后返回原机场所能达到的最远单程距离。飞机的活动半径略小于其航程的一半，这一指标直接构成了歼击机的战斗性
第三章飞机的稳定性和操纵性 3.1 飞机的稳定性 在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。 飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。 所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。 3.1.1 纵向稳定性 飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。 当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。 飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。 当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。 同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。 除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。 1
四轴飞行器 作品名称：四轴飞行器 工作原理：四轴飞行器主机采用了意法半导体公司的STM32F103CBT6处理器，该芯片采用ARM32位Cortex-M3内核。具有128K的Flash与20K的SRAM，内部具有锁相环模块，最高频率可达到72MHZ。板载MPU6050，该芯片整合了3轴陀螺仪与3轴加速器的6轴运动处理组件，与处理器采用I2C通信进行数据传送。主机与遥控之间采用的是NRF24L01+模块，该模块工作在2.4～2.5GHz全球免申请ISM工作频段。支持125个通讯频率。使用增强型的Enhanced ShockBurst传输模式，支持6个数据通道（共用FIFO）。通过SPI与MCU连接，速率0～8Mbps。理论传输距离可达到2KM。 飞行器遥控器亦采用STM32F103CBT6处理器，通过摇杆的X,Y轴输出为两个电位器，再通过AD转换读出扭动角度，从而在程序内部定义其所读取角度信息的动作映射。遥控器具有三组微调旋钮，可以调整到其水平位置。遥控器也使用NRF24L01+芯片与飞行器主机进行数据传输。遥控器板载TP4057芯片，可以直接给电池充电。并且使用蜂鸣器，对主机状态（例如：无法连接，低电压，连接断开等）进行报警。 制作材料： 1.STM32F103CBT6：该芯片由意法半导体生产，采用ARM32位Cortex-M3内核。 具有128K的Flash与20K的SRAM，芯片集成丰富的外设，例如：定时器，CAN，ADC，SPI，I2C，USB，UART，PWM等。内部具有锁相环模块，最高频率可达到72MHZ。 2. MPU6050，全球首例整合性6轴运动处理组件，整合了3轴陀螺仪、3轴加速器， 并含可藉由第二个I2C端口连接其他厂牌的加速器、磁力传感器、或其他传感器的数位运动处理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要I2C端口以单一数据流的形式，向应用端输出完整的9轴融合演算技术InvenSense的运动处理资料库，可处理运动感测的复杂数据，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，并为应用开发提供架构化的API。 3. NRF24L01+：一款新型单片射频收发器件,工作于2.4 GHz～2.5 GHz ISM频段。 内置频率合成器、功率放大器、晶体振荡器、调制器等功能模块,并融合了增强型ShockBurst技术，其中输出功率和通信频道可通过程序进行配置。nRF24L01功耗低,在以-6 dBm的功率发射时，工作电流也只有9 mA；接收时，工作电流只有12.3 mA，
四轴飞行器名词解释 网上找的，自己稍微整理的一下： 1、遥控器篇 什么是通道？ 通道就是可以遥控器控制的动作路数，比如遥控器只能控制四轴上下飞，那么就是1个通道。但四轴在控制过程中需要控制的动作路数有：上下、左右、前后、旋转 所以最低得4通道遥控器。如果想以后玩航拍这些就需要更多通道的遥控器了。 什么是日本手、美国手？ 遥控器上油门的位置在右边是日本手、在左边是美国手，所谓遥控器油门，在四轴飞行器当中控制供电电流大小，电流大，电动机转得快，飞得高、力量大。反之同理。判断遥控器的油门很简单，遥控器2个摇杆当中，上下板动后不自动回到中间的那个就是油门摇杆。 2、飞行控制板篇 飞控的用途？ 四轴飞行器相对于常规航模来说，最最复杂的就是电子部分了。之所以能飞行得很稳定，全靠电子控制部分对四轴飞行状态进行快速调整。在常规固定翼飞机上，陀螺仪并非常用器件，在相对操控难度大点的直机上，如果不做自动稳定系统，也只是锁尾才用到陀螺仪。四轴飞行器与其不同的地方是必须配备陀螺仪，这是最基本要求，不然无法飞行，更谈不上飞稳了。不但要有，还得是3轴向(X、Y、Z)都得有，这是四轴飞行器的机械结构、动力组成特性决定的。在此基础上再辅以3轴加速度传感器，这6个自由度，就组成了飞行姿态稳定的基本部分，也是关键核心部分---惯性导航模块，简称IMU。飞行中的姿态感测全靠这个IMU了，可见它是整架模型的核心部件。 什么是x模式和+模式？说白了就是飞行器正对着你本人的时候是呈现X形状还是+形状，之前有介绍过四轴原理的，前进的时候后面加速前面减速两侧不变那个是针对+模式的，而如果是X模式的话，前进就需要后面两个同时加速，前面两个同时减速了。据说X模式的稳定性比+模式的稳定性要高点。 注意：考虑到飞控板上的陀螺仪安装的是固定的，所以，模式不同的话飞控板的安装方向也是不同的。 3、电调篇 为什么需要电调？ 电调的作用就是将飞控板的控制信号，转变为电流的大小，以控制电机的转速。 四轴飞行器四个桨转动时的离心力是分散的。不象直机的桨，只有一个能产生集中的离心力形成陀螺性质的惯性离心力，保持机身不容易很快的侧翻掉。所以通常用到的舵机控制信号更新频率很低。四轴为了能够快速反应，以应对姿态变化引起的飘移，需要高反应速度的电调，常规PPM电调的更新速度只有50Hz左右，满足不了这种控制所需要的速度，且PPM电调MCU内置PID稳速控制，能对常规航模提供顺滑的转速变化特性，用在四轴上就
姿态解算 姿态解算(attitude algorithm),是指把陀螺仪，加速度计, 罗盘等的数据融合在一起，得出飞行器的空中姿态，飞行器从陀螺仪器的三轴角速度通过四元数法得到俯仰，航偏，滚转角，这是快速解算，结合三轴地磁和三周加速度得到漂移补偿和深度解算。 姿态的数学模型坐标系 姿态解算需要解决的是四轴飞行器和地球的相对姿态问题。地理坐标系是固定不变的，正北，正东，正上构成了坐标系的X，Y，Z轴用坐标系R表示，飞行器上固定一个坐标系用r表示，那么我们就可以适用欧拉角，四元数等来描述r和R的角位置关系。 姿态的数学表示 姿态有多种数学表示方式，常见的是四元数，欧拉角，矩阵和轴角。在四轴飞行器中使用到了四元数和欧拉角,姿态解算的核心在于旋转。姿态解算中使用四元数来保存飞行器的姿态，包括旋转和方位。在获得四元数之后，会将其转化为欧拉角，然后输入到姿态控制算法中。姿态控制
算法的输入参数必须要是欧拉角。AD值是指MPU6050的陀螺仪和加速度值，3个维度的陀螺仪值和3个维度的加速度值，每个值为16位精度。AD值必须先转化为四元数，然后通过四元数转化为欧拉角。在四轴上控制流程如下图： 下面是用四元数表示飞行姿态的数学公式，从MPU6050中采集的数据经过下面的公式计算就可以转换成欧拉角，传给姿态PID控制器中进行姿态控制.
PID控制算法 先简单说明下四轴飞行器是如何飞行的,四轴飞行器的螺旋桨与空气发生相对运动，产生了向上的升力，当升力大于四轴的重力时四轴就可以起飞了。四轴飞行器飞行过程中如何保持水平：我们先假设一种理想状况：四个电机的转速是完全相同的是不是我们控制四轴飞行器的四个电机保持同样的转速，当转速超过一个临界点时（升力刚好抵消重力）四轴就可以平稳的飞起来了呢？答案是否定的，由于四个电机转向相同，四轴会发生旋转。我们控制四轴电机1和电机3同向，电机2电机4反向，刚好抵消反扭矩，巧妙的实现了平衡, 但是实际上由于电机和螺旋
四轴飞行器作品说明书
四轴飞行器在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四轴飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四轴飞行器的一个实现方案，软件算法，包括加速度计校正、姿态计算和姿态控制三部分。校正加速度计采用最小二乘法。计算姿态采用姿态插值法、需要对比这三种方法然后选出一种来应用。控制姿态采用欧拉角控制或四元数控制。 关键词：四轴飞行器；姿态；控制
1.引言 (1) 2.飞行器的构成 (1) 2.1.硬件构成 (1) 2.1.1.机械构成 (1) 2.1.2.电气构成 (3) 2.2.软件构成 (3) 2.2.1.上位机 (3) 2.2.2.下位机........... . (4) 3.飞行原理........... ................................ (4) 3.1. 坐标系统 (4) 3.2.姿态的表示 (5) 3.3.动力学原理 (5) 4.姿态测量........... ................................ (6) 4.1.传感器校正 (6) 4.1.1.加速度计和电子罗盘 (6) 5.姿态控制 (6) 5.1.欧拉角控制 (6) 5.2.四元数控制 (7) 6.姿态计算 (7) 7.总结 (8) 参考文献 (9)
1.引言 四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着MEMS传感器、单片机、电机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器成为航模界的新锐力量。到今天，四轴飞行器已经应用到各个领域，如军事打击、公安追捕、灾害搜救、农林业调查、输电线巡查、广告宣传航拍、航模玩具等。 目前应用广泛的飞行器有：固定翼飞行器和单轴的直升机。与固定翼飞行器相比，四轴飞行器机动性好，动作灵活，可以垂直起飞降落和悬停，缺点是续航时间短得多、飞行速度不快；而与单轴直升机比，四轴飞行器的机械简单，无需尾桨抵消反力矩，成本低。 本文就小型电动四轴飞行器，介绍四轴飞行器的一种实现方案，讲解四轴飞行器的原理和用到的算法，并对几种姿态算法进行比较。 2.飞行器的构成 四轴飞行器的实现可以分为硬件和软件两部分。比起其他类型的飞行器，四轴飞行器的硬件比较简单，而把系统的复杂性转移到软件上，所以本文的主要内容是软件的实现。 2.1.硬件构成 飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。 2.1.1.机械构成 机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是碳纤维材料的机架。电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上，迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正桨，四个桨的中心连成的正方形，正桨反桨交错安装。 CA D设计机架如图：
直升机飞行品质设计研究报告 (南京航空航天大学旋翼动力学国防科技重点实验室，南京，210016) 摘要：直升机具有较强的耦合性、不稳定性，给飞行控制系统的设计带来了很大 的困难。本文针对ADS-33E-PRF中的小幅输入/中高频响应和小幅输入/中低频响应 的品质指标要求，通过加入飞行控制系统改善直机的飞行品质。采用动态逆和极点 配置相结合的方法设计直升机飞行控制律，并通过仿真等手段进行检验，证实了样 例直升机飞行品质的提高，从而表明本文设计策略的合理性以及控制律的有效性。 关键字：直升机；飞行品质；飞行控制；动态逆 引言 美国2000年颁布的最新军用直升机飞行品质规范ADS-33E-PRF根据军用直升机的使用要求提出了许多新的飞行品质指标，以满足直升机的稳定性、操纵性和机动性的要求。然而，由于直升机运作方式独特、结构复杂，飞行模态较多，每种状态下的空气动力学特性差异也很大，因而单纯依靠气动布局和结构设计已经难以满足现代规范指标的要求，通过飞行控制律的设计来改善直升机的飞行品质已经成为直升机飞行品质设计的主要手段。 在过去的十几年中，直升机飞行控制律的设计已进行了相当多的研究，也取得了许多的研究成果。但如何根据ADS-33E-PRF飞行品质的指标要求，尤其是机动性的指标要求进行控制律的设计研究相对较少。造成这一现象的主要原因是ADS-33以前的直升机飞行品质规范主要强调直升机的稳定性，对直升机的机动性没有特殊要求，因而规范中的稳定性指标要求可直接作为直升机控制律设计的依据。而对ADS-33来说，除了对直升机有稳定性要求外，更加强调直升机的操纵性和机动性，相应的控制律设计属于控制增稳设计，这就要求将直升机飞行控制律的设计与ADS-33中的具体指标紧密结合。 本文根据ADS-33E-PRF中的小幅输入/中高频响应和小幅输入/中低频响应指标要求进行直升机的姿态指令姿态保持（ACAH）的控制律设计。采用动态逆加极点配置的控制方案，最后检验所设计的飞行控制律是否满足ADS-33E-PRF中的相关指标要求。
课程设计报告飞机飞行性能计算 （2011年 9月20日）
?中文摘要： 在给出飞机基本飞行参数的情况下，研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的。飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。在该报告中主要研究除机动性能外的其他飞行性能。 在研究这些性能的时候我们假定飞机的运动参数随时间的变化十分缓慢，可以认为一段时间内运动参数不变，以至于我们能够按照“准定常” 运动来考虑其运动的模型。在这种假设下，运用简单推力法将各项飞行性能做简单的数据计算，从而得出飞机相关飞行性能的信息。
目录 中文摘要：..................................................................................................... 错误！未定义书签。正文 ................................................................................................................ 错误！未定义书签。 一、计算目的和计算内容 ............................................................. 错误！未定义书签。 §1、该任务的计算目的： .................................................. 错误！未定义书签。 §2、计算的内容如下： ...................................................... 错误！未定义书签。 二、计算原理、计算方法和原始数据来源 (5) §1、计算原理： (5) §2、计算方法： (5) §3、原始数据来源： (12) 三、编程原理、方法 (13) §1、程序结构： (13) §2、变量说明： (13) §3、函数说明： (14) §4、函数调用： (14) §5、程序运行环境、输入数据文件和输出数据文件、程序使用方法： (15) §6、程序结构： (15) 四、计算结果及其分析：曲线形式的计算结果以及对结果的分析 (21) §1、质量和机翼面积都没变化情况下的计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (21) §2、仅有质量变化（质量增加从100-110%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (28) §3、仅有机翼面积变化（机翼面积S增加从95-105%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (46)
第五章 横向运动 5.1 横向运动线性化方程 前面推导出来的线性化的纵向方程组重写如下： ??? ???????+?=?-+?+-?-?+?=?+-?-+?-?=?-?-+?-?-r a r p z xz v r a r x xz p v r r p v r a r a r N N r N dt d p N dt d I I v N L L r L dt d I I p L dt d v L Y g r Y u p Y v Y dt d δδδδδφθδδδδδ)()()()()cos ()()(00 （5.1-1） 增加一个方程 p dt d ?=?φ （5.1-2） 将式（5.1-1）和（5.1-2）改写成η B x A x +=形式，即 ??? ?????? ? ??? ?? ? ? ??? ??? ? +++++? ??? ??????? ???????????? ? ? ??????? + + ++++--=????????????????**** ** ** * * ***** * * * ** r a z xz z xz x xz x xz v z xz r p z xz p v z xz v r x xz r p x xz p v x xz v r p v r r a a r r a a r L I I N L I I N N I I L N I I L Y r p v L I I N L I I N L I I N N I I L N I I L N I I L g Y u Y Y r p v δδφθφδδδδδδδδδ00000 1 000cos )(00 （5.1-3） 带星号的导数定义如下： ))] /((1[2 z x xz v v I I I L L -= * （5.1-4） ))] /((1[2 z x xz v v I I I N N -=* 其余类似。 如果惯性积0=xz I ，则运动方程可简化为如下形式：