飞行器控制系统设计

课程设计任务书

学生姓名： 李攀 专业班级： 自动化0804 指导教师： 谭思云 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件：

飞行器控制系统的开环传递函数为：

)

2.361(4000)(+=

s s K

s G

控制系统性能指标为调节时间s 008.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于85度。

要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求）

（1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标；

（2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图；

（3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标；

（4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。

时间安排：

（1） 课程设计任务书的布置，讲解 （一天） （2） 根据任务书的要求进行设计构思。（一天） （3） 熟悉MATLAB 中的相关工具（一天） （4） 系统设计与仿真分析。（四天） （5） 撰写说明书。 （两天） （6） 课程设计答辩（一天）

指导教师签名： 年 月 日

系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

摘要

根据被控对象及给定的技术指标要求，设计自动控制系统，既要保证所设计的系统有良好的性能，满足给定技术指标的要求，还有考虑方案的可靠性和经济性。本说明书介绍了在给定的技术指标下，对飞行器控制系统的设计。为了达到给定要求，主要采用了串联之后—超前校正。

在对系统进行校正的时候，采用了基于波特图的串联之后—超前校正，对系统校正前后的性能作了分析和比较，并用MATLAB进行了绘图和仿真。对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方法更为方便。

关键词：飞行器控制系统校正 MATLAB

目录

1串联之后—超前校正的原理 (4)

2飞行器控制系统的设计过程 (4)

2.2系统校正前的稳定情况 (5)

2.2.1校正前系统的伯特图 (5)

2.2.2校正前系统的奈奎斯特曲线 (5)

2.2.3校正前系统的单位阶跃响应曲线 (6)

2.3.1确定校正网络的相关参数 (8)

2.3.2验证已校正系统的性能指标 (9)

2.4.1校正前后的伯特图 (11)

2.4.2校正前后的奈奎斯特曲线 (12)

2.4.3校正前后的单位阶跃响应曲线 (13)

3设计总结与心得体会 (15)

参考文献 (16)

飞行器控制系统设计

1串联之后—超前校正的原理

如果系统设计要求满足的性能指标属频域特征量，则通常采用频域校正方法。在开环系统对数频率特性基础上，以满足稳态误差、开环系统截止频率和相角裕度等要求为出发点，进行串联校正的方法。

在伯德图上虽然不能严格定量的给出系统的动态性能，但却能方便地根据频域指标确定校正装置的形式和参数，特别是对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正其他方法更方便。

串联滞后—超前校正兼有滞后校正和超前校正的优点，当待校正系统不稳定，且要求校正后系统的响应速度 相角裕度和稳态精度要求较高时，应采用串联滞后—超前校正。其基本原理是利用滞后—超前网络的超前部分来增大系统的相角裕度，同时利用之后部分来改善系统的稳态性能。串联滞后—超前校正的设计步骤如下: (1)根据稳态性能要求确定开环增益K 。

(2)绘制待校正系统的对数幅频特性曲线，求出待校正系统的截止频率c ω，相角裕度γ及幅值裕度h(dB)。

(3)根据时域与频域的关系，按要求指标求出校正后截止频率''c ω。

（4）过''c ω点作斜率为-20db/dec 的直线向左延伸至0.1''c ω时，斜率变为-40db/dec 与未校正前的伯特图相交于点w ，然后斜率再转为-20db/dec ，即1w ω时与原伯特图重合这样可以保证稳态误差值合乎要求。过''c ω点作斜率为-20db/dec 的直线随着w 增大直到2ω时斜率变为-40db/dec ，选取2ω要考虑相角裕度满足要求。即可作出校正后的伯特图。 （5）根据上面的可以写出校正传递函数。 (6)校验已校正系统的各项性能指标。

根据滞后超前校正的原理和步骤，可以在纯超前校正及纯滞后校正都不宜采用时，对

系统进行串联滞后

—超前校正。

2飞行器控制系统的设计过程

2.1飞行器控制系统的性能指标

飞行器控制系统的开环传递函数为

)

2.361(4000)(+=

s s K

s G

控制系统性能指标为调节时间s t ≤0.008s ，单位斜坡输入的稳态误差00443.00e ss ≤，相角裕度大于85度。

根据单位斜坡输入的稳态误差00443.00e ss ≤，可以得出

ss

e K 1

2.3614000)s (sG lim K 0

s ==

=→ν 84.203K =∴

2.2系统校正前的稳定情况

2.2.1校正前系统的伯特图

根据原有的飞行器控制系统的开环传递函数，在MATLAB 中绘制出校正前的波特图，如图2-1所示。

绘制校正前伯特图的MATLAB 源程序如下： num=815350;

den=[1,361.2,0]; %校正前系统参数 bode(num,den); %绘制伯特图 grid;

2.2.2校正前系统的奈奎斯特曲线

根据原有的飞行器控制系统的开环传递函数，在MATLAB 中绘制出校正前的奈奎斯特

曲线，

num=815350;

den=[1,361.2,0]; %校正前系统参数

nyquist(num,den) %绘制奈奎斯特曲线

图2-1 系统校正前的伯特图

飞行器控制系统设计

课程设计任务书 学生姓名： 李攀 专业班级： 自动化0804 指导教师： 谭思云 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件： 飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4000)(+= s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 008.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于85度。 要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： （1） 课程设计任务书的布置，讲解 （一天） （2） 根据任务书的要求进行设计构思。（一天） （3） 熟悉MATLAB 中的相关工具（一天） （4） 系统设计与仿真分析。（四天） （5） 撰写说明书。 （两天） （6） 课程设计答辩（一天） 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

摘要 根据被控对象及给定的技术指标要求，设计自动控制系统，既要保证所设计的系统有良好的性能，满足给定技术指标的要求，还有考虑方案的可靠性和经济性。本说明书介绍了在给定的技术指标下，对飞行器控制系统的设计。为了达到给定要求，主要采用了串联之后—超前校正。 在对系统进行校正的时候，采用了基于波特图的串联之后—超前校正，对系统校正前后的性能作了分析和比较，并用MATLAB进行了绘图和仿真。对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方法更为方便。 关键词：飞行器控制系统校正 MATLAB

航天器总体设计答案总结(新)

航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题） 1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。 4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。 6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。 1）用户使用要求及技术指标要求的确定。 2）总体方案的确定。 3）总体技术指标的分析、分配及预算。 4）分系统方案及技术指标的确定。

微型飞行器空气动力学研究

2005年9月系统工程理论与实践第9期　文章编号:100026788(2005)0920137205 微型飞行器空气动力学研究 李占科,宋笔锋,张亚锋 (西北工业大学航空学院,陕西西安710072) 摘要:　围绕与微型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题,进行了低雷诺数翼型气动特性的数值分析 研究、低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究、考虑扑翼结构弹性变形的气动特性估算方法研究、微 型飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究和微型飞行器的风洞试验研究,取得的研究成果对微型飞 行器的发展具有重要的参考价值和指导意义. 关键词:　微型飞行器;雷诺数;扑翼;风洞试验 中图分类号:　V27912 文献标识码:　A Aerodynamics Research on M icro Air Vehicles LI Zhan2ke,S ONG Bi2feng,ZHANG Y a2feng (School of Aeronautics,N orthwestern P olytechnical University,X i’an710072,China) Abstract:　In the paper,Based on the low Reynolds number aerodynamics of the micro air vehicles(M AVs),s ome researches were done.such as aerodynamics characteristic numerical analysis research on the air foil at low Reynolds numbers,numerical calculation method of low Mach low Reynolds numbers fluid field,estimation method research on aerodynamic characteristic of the aeroelastic flapping wing,unsteady v ortex method of aerodynamics characteristic estimation and wind tunnel test of M AVs.The results of this paper have im portant reference value and instructive meaning to the development of M AVs. K ey w ords:　micro air vehicles(M AVs);Reynolds number;flapping wing;wind tunnel test 1　引言 近年来,微型飞行器作为一种新型的航空飞行器,在国内外形成了新的研究热潮.低速和小尺寸共同决定了微型飞行器的飞行雷诺数很低(105左右),这远低于传统飞行器(包括普通的无人驾驶飞机)的飞行雷诺数范围(106～108以上).微型飞行器必须在低雷诺数条件下仍能保持良好的气动性能,而这方面的研究目前尚处在探索阶段.本文主要围绕与微型飞行器有关的低雷诺数空气动力学问题,进行了数值计算和风洞试验等方面的研究,取得了具有一定参考价值的研究成果. 2　微型飞行器空气动力学研究 211　低雷诺数翼型气动特性的数值分析研究 微型飞行器外形尺寸小,速度低,基于微型飞行器尺寸的雷诺数也比较小,粘性效应相对强烈,流动易分离,准确求解这种低雷诺数的流场对湍流模型乃至整个数学模型都是一个极大的挑战.本研究针对低雷诺数问题,利用求解雷诺平均的NS方程,数值模拟了绕翼型的低雷诺数流动,分析了与低雷诺数流动有关的不稳定性.研究表明,分离流动都是不稳定的,会产生周期性的脱出涡.结合绕翼型的低雷诺数流动,对采用的计算模型进行了以下研究: 1)FNS方程与T LNS方程数值准确性的对比研究 分别采用FNS方程和T LNS方程计算了在条件:Ma=012,雷诺数Re=110×105,攻角α=1°时绕 收稿日期:2003207207 资助项目:总装气动预研项目(413130401)及国防基础科研项目(J1500C001)联合资助 作者简介:李占科(1973-),男,陕西岐山人,西北工业大学飞机系博士,主要从事与微型飞行器有关的研究.

飞行器总体设计报告1要点

大型固定翼客机分析报告 2014-4-28 学院：计算机科学与工程学院 201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名： 目录

总结----马丽、潘宗奎............................................................ I 1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 - 1.1 客机参 数 ............................................................ - 1 - 1.2 飞机的总体布 局 ...................................................... - 1 - 1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 - 1.2.2 三面图......................................................... - 2 - 1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 - 2 客机的重量设计............................................................ - 4 - 3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 - 3.1 翼 型 ................................................................ - 6 - 3.2 机翼平面形状的设 计 .................................................. - 7 - 3.3尾翼................................................................. - 8 - 4 重量分析................................................................. - 11 - 5 气动特性分析............................................................. - 13 - 6 性能分析................................................................. - 22 - 6.1 商载—航程 图 ....................................................... - 22 - 6.2 起飞距 离 ........................................................... - 23 - 6.3 进场速 度 ........................................................... - 24 - 6.4 着落距 离 ........................................................... - 24 -

基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计

基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计 摘要：本文基于WIFI无线传输技术，通过建立四旋翼飞行器的空气动力数学模型，结合实际需求分析，通过单片机总控，各功能模块有机整合，优化软硬件设计，完成最终制作调试，实现飞行器的自由巡航、悬停、降落和视频探测等功能，达到了预期设计目标。 关键词：WIFI;四旋翼;飞行器 1.引言 四旋翼飞行器是一种可以实现垂直起降的旋翼式无人飞行器，具有操控简单，体积小，机动性强，启动快，方便拍摄等优点，能及时地将诸如地震、矿难等特殊现场第一手资料传送回控制中心，帮助我们了解现场状况并作出正确判断[1]。 国外对旋翼式飞行器的研究较多且较深入，我国在该领域的研究起步较晚，成果相对较弱，并且侧重点有所不同，有的侧重数学建模，有的侧重自动控制与研发等等[2]。 本文于是针对自然灾害等特殊现场设计了一种基于WIFI的智能多功能四旋翼飞行器，采用独立控制的四旋翼，升力更大，同时可狭小空间内起降，还具有机械结构简单、机动灵活、操控性高及成本低等优势。 2.建立动力学模型 2.1 坐标变换 四旋翼飞行器的四个旋翼都高速旋转，其所受的空气动力比较复杂，要建立非常准确的空气动力学模型比较困难，为了简化四旋翼飞行器的数学模型，可忽略其弹性形变[3]。为了相对准确的描述飞行器运动状态，建立三维数学坐标系，也叫机体坐标系。OX轴指向地平面方向，由右手定则确定OY轴和OZ轴的方向。用原点O表示飞行器的重心，则OX轴指向飞行器的前方，OY轴指向飞行器的右方，OZ轴指向飞行器的上方。地面三维坐标系与机体坐标系之间存在三个欧拉角：偏航角ψ（沿Z轴方向）、滚动角φ（沿X轴方向）和俯仰角q（沿Y轴方向）。两个坐标系之间的关系如下： ，，（1） 可进一步的转换矩阵得： （2） 经计算可得如下坐标转换公式：

微型飞行器

图1：微型飞行器图2：微型直升机

命题教师：1.出题用小四号、宋体输入打印， 纸张大小为8K. 考 生：1.不得用红色笔，铅笔答题，不得在试题纸外的其他纸张上答题，否则试卷无效。2.参加同卷考试的学生必须在“备注”栏中填写“同卷”字样。3.考试作弊者，给予留校察看处分；叫他人代考或代他 人考试者，双方均给予开除学籍处理。并取消授予学士学位资格，该科成绩以零分记。 监测化学、核或生物武器，侦察建筑物内部情况。可适用于城市、丛林等多种战争环境。因为其便于携带，操作简单，安全性好的优点，可以在部队中大量装备。在非军事领域，配置有相应传感器的微型飞行器可以用来搜寻灾难幸存者、有毒气体或化学物质源，消灭农作物害虫等。 1.4主要特点 微型飞行器不同于传统概念上的飞机，它是MEMS （微机电系统）集成技术的产物。微型飞行器的姿态控制系统中的微型地平仪、微型高度计，导航系统中的微型磁场传感器和微型加速度计、微陀螺仪等，飞行控制系统中的微型空速计、微型舵机等，在微型飞行器上应用的微型摄像机、微型通讯系统等，都需要MEMS 技术的支持，以减少体积和重量，改善飞行器的性能。微型飞行器的动力——微型发动机也需利用MEMS 技术制造，所以说，微型飞行器除机身和机翼外，都需依靠MEMS 技术，甚至机翼也可以用MEMS 技术制造灵巧蒙皮，以控制飞行器的飞行姿态。 2 研究现状 从已有的研究情况看，大致可将微型飞行器分为两类：一类是以DARPA 定义为基础相应研制的15厘米左右的微型飞行器；另一类是尺寸更加微小的只有几个厘米或毫米大小的微型飞行器或微型飞行机器人。 根据发展情况，微型飞机主要有三大类别，分别是固定翼微型飞行器，微小扑翼机和微型直升机，以下列举几种： （1） Aero Vironment 公司的“Black Widow ” 该微型飞行器采用固定翼飞行模式，外形类似于盘装飞碟。最大直径15厘米，由微电机驱动前置螺旋桨产生拉力，采用锂电池提供能源，微型飞控系统由计算机、无线接收器和三个微电机驱动的执行器组成。经试飞其留空时间为16分钟，最大飞行速度70公里/小时。设计人员目前正在为其添加必要的通信系统和导航设备，以使其更加具备实用要求。“Black Widow ”代表了目前为飞行器的较高技术水平。 （2） Lockheed Martin 公司的“MicroST AR ” “MicroST AR ”也是一种采用固定翼飞行模式的微型飞行器，他的设计总重为85克，留空时间20分钟，未来将具备GPS 导航定位系统和摄像功能。Lockheed Martin 公司计划将“MicroST AR ”设计成为战场上前所未有的高效侦察工具。 图3： “Black Widow ”微型飞行器 图4：“MicroST AR ”微型飞行器 （3） Lutronix 公司与Auburn 大学合作研制的“Kolibri ” 该微型飞行器是一种旋翼飞机，能够垂直起降和悬停，其直径为10厘米，总重316克，有效负载约100克，可飞行时间30分钟，装有Draper 实验室研制的GPS 、加速度计和陀螺仪集成系统等，动力装置为D-STAR 公司提供的微型柴油发动机。旋翼微型飞行器与固定翼微型飞行器相比的最大优点是能够垂直起降和悬停，因此比较适宜于在室内等狭小空间或较复杂地形环境中使用。 （4） Caltech 的扑翼“MicroBat ” “MicroBat ”是一种防生物飞行方式的扑翼微型飞行器，其机翼是通过模仿蝙蝠和昆虫的翅膀，并用MEMS 技术加工制作而成。该微型飞行器的研究人员通过大量实验研究了扑翼飞行方式的非定常空气动力学特征，并制作了一种轻型传动机构将微电机的转动转变为了机翼的扇动。飞行试验表明该微型飞行器目前使用电池作为能源可飞行5-20秒。 图4：“Kolibri ”微型飞行器 图5： “MicroBat ”微型飞行器 （5） 美国环境航空公司研制的“黑寡妇”微型飞机

北航-飞行器总体设计期末整理

1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。

飞行器控制系统设计

学号： 课程设计 题目飞行器控制系统设计 学院自动化学院 专业自动化 班级自动化1002班 姓名 指导教师肖纯 2012 年12 月19 日

课程设计任务书 学生姓名： 专业班级：自动化1003班 指导教师： 肖 纯 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4500)(+= s s K s G 要求设计控制系统性能指标为调节时间ts 008.0≤秒，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于75度。 要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写 等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统 的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

随着经济的发展，自动控制技术在国民经济中发挥着越来越重要的作用。自动控制就是在没有人的参与下，系统的控制器自动的按照人预订的要求控制设备或过程，使之具有一定的状态和性能。在实际中常常要求在达到制定性能指标的同时能更加节约成本、能具有更加优良的效果。本次飞行器设计中，采用频域校正的方法使系统达到指定的性能指标，同时采用matlab仿真软件更加直观的进行仿真分析和验证。 在此设计中主要采用超前校正的方法来对系统进行性能的改进，通过分析、设计、仿真、写实验报告书的过程，进一步加深了对自动控制原理基本知识的理解和认识，同时通过仿真系统的奈奎斯特图、bode图、单位阶跃响应曲线，进一步理解了系统的性能指标的含义，同时也加深了对matlab仿真的掌握，培养了认识问题、分析问题、解决问题的能力。

飞机总体设计课程设计报告

国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

航天器总体设计作业【哈工大】

2017年《航天器总体设计》课程作业 1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务 嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。 （1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。 （2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。 （3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。 （4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。 （5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。 2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务 （1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。 （2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。 （3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。 （4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列

四旋翼飞行器设计资料

四旋翼飞行器的设计 四旋翼微型飞行器是一种以4个电机作为动力装置.通过调节电机转 速来控制飞行的欠驱动系统;为了实现四旋翼微型飞行器的自主飞行 控制,对飞行控制系统进行了初步设计,并且以C8051F020单片机为计算控制单元,给出了飞行控制系统的硬件设计,研究了设计中的关键技术;由于采用贴片封装和低功耗的元器件,使飞行器具有重量轻、体积小、功耗低的优点;经过多次室内试验,该硬件设计性能可靠,能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求. 一．微小型四旋翼飞行器的发展前景 根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势， 预计它将有以下发展前景。 1 )随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行 器技术会逐步走向成熟与实用。任务规划、飞行控制、无 G P S 导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。它未来的主要技术指标：任务半径 5 k m，飞行高度 1 0 0 m，续航时间 1 h ，有效载荷约 5 0 0 g ，完全能够填补目前国际上在该范围内侦察手段的空白。 2 )未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对 M A V基本技术指标的要求。随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和 M E MS 技术的发展，四旋翼 M A V必然取得理论和工程上的突破。它将是一种有 4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一

任务与通信等子与能源、动力导航与控制、 ( 个集成多个子系统系统) 的高度复杂ME M S系统；不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还 能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。此外，它还将拥有良好的隐身功能和信息传输能力。 3 )微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应 在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。 二．四旋翼飞行器的国内外研究现状 目前世界上存在的四旋翼飞行器基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为3类：遥控航模四旋翼飞行器、小型四旋翼飞行器以及微型四旋翼飞行器。 (1)遥控航模四旋翼飞行器 遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyer III和香港银辉(silverlit)玩具制品有限公司研制的X．UFO。Draganflyer III是一款世界著名的遥控航模四旋翼飞行器，主要用于航拍。机体最大长度(翼尖到翼尖)76．2cm，高18cm，重481．19：旋翼直径28cm，重69；有效载荷113．29；可持续飞行16--20min。Draganflyer III采用了碳纤维和高性能塑料作为机体材料，其机载电子设备可以控1书1]4个电机的转速。另外，还使用

免费飞机设计：MAV微型飞行器研究进展与总体设计

第30卷 11邹 辉 等：高超声速湍流高效模拟算法第30卷 第6期2010年 12月飞 机 设 计 AIRCRAFT DESIGN V ol. 30 No. 6 Dec 2010文章编号：1673-4599（2010）06-0011-06 MAV微型飞行器研究进展与总体设计 孙 瑜，张 杰，刘 虎，武 哲 （北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191） 摘 要：系统地介绍了微型飞行器的定义、类型、任务和国内外发展现状，提出了现在微型飞行器设计的技术难点，即在气动力计算时，经典的空气动力学不再适用以及缺乏小展弦比机翼在低雷诺数下飞行的试验数据，针对这一难点提出了一套系统的设计方案，分为3个部分，分别是气动力建模、多学科优化和仿真与试验。在气动力建模中采用试验与数值计算相结合的设计方法，在基础试验数据的粗略估算后进行CFD计算达到准确设计的效果。在多学科优化中重点对续航能力进行了优化。最后通过比较仿真的结果和原型机飞行试验的数据对设计进行了验证和反馈。此套设计方法适用于大多数微型飞行器的设计。关键词：微型飞行器；研究进展；总体设计中图分类号：V221 文献标识码：A Research Status and Conceptual Design of Micro Air Vehicle SUN Yu , ZHANG Jie , LIU Hu , WU Zhe ( School of Aeronautic Science and Technology, Beijing University of Aeronautics and Astronautics , Beijing 100191, China ) Abstract : The de ? nition, classi ? cation and function of the Micro Air Vehicle (MA V) are introduced as well as its developing status in the world. The technical dif ? culty of MA V design is put forward, that is the classic aerodynamics is no longer applicable under a serious influence of low Reynolds numbers, and flight test data of low aspect ratio wing is lacked. According to that difficulty, a systematic design scheme is proposed that includes aerodynamic modeling, multi-disciplinary optimization and simulation and testing. Numerical calculation combined with experiment is used in aerodynamic modeling. Multi-disciplinary optimization is emphasized on the capacity of endurance, and ? nally, the design veri ? cation and feedback by comparing simulation results and prototype ? ight testing data. This design method applies to most MA V design.Key words : MA V ; developing status ; conceptual design 收稿日期：2010-03-17；修订日期：2010-09-20 微型飞行器（Micro Air Vehicle, MAV）又称纳米飞行器或微纳米飞行器。微型飞行器定义为一种尺寸为15 cm大小并能靠其自身能力飞行和完成各种探测任务的飞行器[1]。微型飞行器是于20世纪90年代发展起来，其应用技术基本上已超出 传统的飞机设计和空气动力技术的研究范畴，是对传统航空技术的一种挑战，同时它的出现也开拓了纳米技术和微机电系统技术在航空领域的应用。微型飞行器的发展和应用，必将推动国防科技工业的发展，并且具有广阔的民用前景。

飞行器设计与工程专业毕业实习报告范文

飞行器设计与工程专业 毕 业 实 习 报 姓名：杜宗飞 学号：2011090118 专业：飞行器设计与工程 班级：飞行器设计与工程01班指导教师：赵建明 实习时间：XXXX-X-X—XXXX-X-X 20XX年1月9日

目录 目录 (2) 前言 (3) 一、实习目的及任务 (3) 1.1实习目的 (3) 1.2实习任务要求 (4) 二、实习单位及岗位简介 (4) 2.1实习单位简介 (4) 2.2实习岗位简介（概况） (5) 三、实习内容（过程） (5) 3.1举行计算科学与技术专业岗位上岗培训。 (5) 3.2适应飞行器设计与工程专业岗位工作。 (5) 3.3学习岗位所需的知识。 (6) 四、实习心得体会 (6) 4.1人生角色的转变 (6) 4.2虚心请教，不断学习。 (7) 4.3摆着心态，快乐工作 (7) 五、实习总结 (8) 5.1打好基础是关键 (8) 5.2实习中积累经验 (8) 5.3专业知识掌握的不够全面。 (8) 5.4专业实践阅历远不够丰富。 (8) 本文共计5000字，是一篇各专业通用的毕业实习报告范文，属于作者原创，绝非简单复制粘贴。欢迎同学们下载，助你毕业一臂之力。

前言 随着社会的快速发展，用人单位对大学生的要求越来越高，对于即将毕业的飞行器设计与工程专业在校生而言，为了能更好的适应严峻的就业形势，毕业后能够尽快的融入到社会，同时能够为自己步入社会打下坚实的基础，毕业实习是必不可少的阶段。毕业实习能够使我们在实践中了解社会，让我们学到了很多在飞行器设计与工程专业课堂上根本就学不到的知识，受益匪浅，也打开了视野，增长了见识，使我认识到将所学的知识具体应用到工作中去，为以后进一步走向社会打下坚实的基础，只有在实习期间尽快调整好自己的学习方式，适应社会，才能被这个社会所接纳，进而生存发展。 刚进入实习单位的时候我有些担心，在大学学习飞行器设计与工程专业知识与实习岗位所需的知识有些脱节，但在经历了几天的适应过程之后，我慢慢调整观念，正确认识了实习单位和个人的岗位以及发展方向。我相信只要我们立足于现实，改变和调整看问题的角度，锐意进取，在成才的道路上不断攀登，有朝一日，那些成才的机遇就会纷至沓来，促使我们成为飞行器设计与工程专业公认的人才。我坚信“实践是检验真理的唯一标准”，只有把从书本上学到的飞行器设计与工程专业理论知识应用于实践中，才能真正掌握这门知识。因此，我作为一名飞行器设计与工程专业的学生，有幸参加了为期近三个月的毕业实习。 一、实习目的及任务 经过了大学四年飞行器设计与工程专业的理论进修，使我们飞行器设计与工程专业的基础知识有了根本掌握。我们即将离开大学校园，作为大学毕业生，心中想得更多的是如何去做好自己专业发展、如何更好的去完成以后工作中每一个任务。本次实习的目的及任务要求： 1.1实习目的 ①为了将自己所学飞行器设计与工程专业知识运用在社会实践中，在实践中巩固自己的理论知识，将学习的理论知识运用于实践当中，反过来检验书本上理论的正确性，锻炼自己的动手能力，培养实际工作能力和分析能力，以达到学以致用的目的。通过飞行器设计与工程的专业实习，深化已经学过的理论知识，提高综合运用所学过的知识，并且培养自己发现问题、解决问题的能力 ②通过飞行器设计与工程专业岗位实习，更广泛的直接接触社会，了解社会需要，加深

空间飞行器展开与驱动机构研究进展_马兴瑞

第27卷第6期2006年11月　 宇　航　学　报 Journal of Astronautics Vol .27 No .6 November 2006 空间飞行器展开与驱动机构研究进展 马兴瑞1 ,于登云2 ,孙　京2 ,胡成威 2 (1.中国航天科技集团公司,北京100037;2.中国航天科技集团公司五院总体部,北京100094) 摘　要:空间飞行器展开与驱动机构是空间飞行器机构领域的一个重要组成部分。随着我国航天技术的发展,该项技术有了长足进步,对其设计方法和具体工程问题的研究也日渐深入。本文概述了空间飞行器机构的分类与构成,对展开与驱动机构的国内外研究概况进行了分析。结合工程应用,提出了在系统任务分析与设计中的力矩(力)裕度、精度分配、机构非线性、阻尼控制、热匹配、空间润滑、可靠性分析与试验七个典型工程问题。对这些问题逐一分析了其性质、作用及其对系统的影响,探讨了其研究内容和研究方向。展望了我国空间飞行器展开与驱动机构的发展前景。 关键词:空间飞行器;展开机构;驱动机构 中图分类号:V475 文献标识码:A 文章编号:1000-1328(2006)06-1123-09 收稿日期:2006-04-20;　修回日期:2006-09-11 0　引言 随着空间飞行器技术的迅速发展,其构造日趋复杂,功能不断增多,需要采取各种机构来完成多种任务,机构已成为现代空间飞行器中必不可少的重要组成部分。空间飞行器机构是指使得空间飞行器及其部件或附件完成规定动作或运动的机械组件 [1] 。其基本功能是:在空间飞行器发射入轨后实 现各种动作或运动,使空间飞行器或者其部件、附件处于要求的工作状态或工作位置。在此前提下,不同的机构具有不同的具体功能,并且随着航天技术的发展,特别是随着载人航天和深空探测技术的发展,空间飞行器机构的具体功能正在不断变化、发展和扩大。 空间飞行器机构有多种分类方法,其中主要的两种是依据使用状态和依据其功能分类。依据使用状态可以将其划分为两类:一次性工作机构,例如:星箭分离机构、太阳翼压紧释放机构和展开机构等;连续或间歇运动机构,例如天线指向机构,太阳翼驱动机构等 [1] 。依据基本功能可以将其划分为五类, 即:连接分离机构,如包带、爆炸螺栓、对接机构等;锁(压)紧释放机构,如太阳翼压紧释放机构、天线锁紧释放机构等;展开锁定机构,如太阳翼铰链、天线 展开机构等;驱动伺服机构,如雷达伺服机构、天线指向机构、机械臂关节等;阻尼与缓冲机构,如展开阻尼装置,着陆缓冲机构等。通常的空间飞行器机构由三个主要部分构成:动力源、传动副、执行部件。运动需要动力,因此动力源是机构的核心部分。传动副是将动力源输出的能量和运动形式传递、转换到执行部件的部分。执行部件是直接实现机构功能的部件。 本文结合研究组在空间飞行器机构领域的工程研究实践,重点针对展开锁定机构和驱动伺服机构两大机构类型,分析其研究概况与进展,总结并归纳出工程中的若干问题,并提出了相应研究与解决途径。1　空间飞行器展开机构研究进展 空间飞行器展开锁定机构是实现空间飞行器主结构、次结构或某一部件由初始位置或形态,变化到最终位置或形态,并保持该状态的机构。它是伴随着卫星的诞生、发展、成熟,而由简单到复杂逐步发展起来的一个机构领域。早期的卫星靠自旋动力展开杆状天线[2,3] ;展开式太阳翼出现后,折叠式展开 机构成为一直应用到现在的最为典型的展开机 构 [4] ;重力梯度稳定卫星的出现,推动了套筒式展开 机构和轻型桁架式展开机构的发展[5] ;随着航天器