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]。

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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：

导向机构设计

3.4 导向机构的设计 3.4.1 导向机构设计要求 独立悬架的导向机构承担着悬架中除垂直力之外的所有作用力和力矩，并决定了悬架跳动时车轮的运动轨迹和车轮定位角的变化，因此，悬架的设计要求有： 1）形成强档的侧倾中心和侧倾轴线。 2）形成恰当的纵倾中心。 3）个交接点处受力尽量小，减小橡胶元件的弹性形变，以保证导向精确。 4）保证车轮定位参数及其随车轮跳动哦的变化能满足要求。 5）具有足够的疲劳强度。 对于前轮独立悬架机构的要求是： 1) 悬架上载荷变化时，保证轮距变化不超过±4.0mm，轮距变化大会引起轮胎早期磨损。 2）悬架上载荷变化时，前轮定位参数要有合理的变化特性，车轮不应产生纵向加速度。 3）汽车转弯行使时，应使车身倾角小。在0.4g侧向加速度作用下，车身侧倾角≦6°～7°，并使车轮与车身的倾斜同向，以增强不足转向效应。 4）只用时，应使车身有抗前俯作用；加速时，有抗后仰作用。 3.4.2 导向机构的布置参数 1）侧倾中心 麦弗逊式独立悬架的侧倾中心由下图所示方式得出。从悬架与车身的固定连接点E作活塞杆运动方向的垂直并将下横臂延长。两条的交点即为极点P 。将P点与车轮接地点N的连线交在汽车的轴线上，交点W即为侧倾中心。 图3-1 麦弗逊式独立悬架侧倾中心的确定 Fig.3-1 Maifuxunshi independent suspension roll centre established

麦弗逊式独立悬架的弹簧减震器轴线EG 布置得越接近垂直，下横臂GD 布置得越接近于水平，则侧倾中心W 就越接近于地面，从而使得在车轮上跳动时车轮外倾角的变化不理想 麦弗逊式独立悬架的侧倾中心高度为 s v w r d k p b h ++= σβtan cos 2 （3-42） 式中 ) s i n (βα++=o c k d k p +=βsin （3-43） 表3-4 215/60R16轮胎标准 Table.3-4 215/60R16 Tire standards 选取: d=360mm s r =152 β=60 σ=50 （3-44） 根据图 3-4 可 知 α = σ =50 (3-45) 因为弹簧自由高度 0H =260mm ，减振器的长度L=300mm 所以取 C+o=478mm （3-46） 因为轮胎的断面宽度B=189mm ，车宽度a B =1673mm ，所以： v b = 2 2 B B a - = =- 2 1892 1673742mm （3-47） 根据设计要求满载时： K= ) 65sin(4780 +o =2505.24mm （3-48） 87.6213606sin 24.25050 =+?=p mm （3-49） 所以

-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。

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：

[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

基于OpenGL的飞机模型运动3D实时仿真显示

本科毕业论文 (科研训练、毕业设计) 题目：基于OpenGL的飞机模型运动 3D实时仿真显示 姓名：李培锋 学院：物理与机电工程学院 系：航空系 专业：航空机械 年级：2009级 学号：3######0 指导教师（校内）：## 职称：教授 指导教师（校外）：职称： 2013年 5 月15 日

摘要 基于OpenGL的飞机模型运动 3D实时仿真显示 [摘要] 近年来，随着计算机动画技术的高速发展，基于计算机动画技术的实时仿真技术在航天航空、机械设计、游戏开发、地理信息、气象模拟、虚拟现实等领域的应用越来越广泛。 本文以计算机图形学，图像处理技术为基础，运用OpenGL这一软件接口，以Visual C++6.0为集成开发环境，在Windows系统中建立飞机模型运动3D仿真应用程序。通过获取传感器采集的飞机模型的姿态数据，对绳牵引机器人控制的飞机模型在试验中的运动进行实时仿真显示。文中详细介绍了OpenGL构建模型和实现动画仿真显示的原理和过程，以及在编程过程中使用到的双缓冲，Win32多线程和3DS格式模型导入等关键技术。 [关键词] 实时仿真OpenGL三维运动3DS格式模型导入

ABSTRACT [ABSTRACT] In recent years, with the rapid development of the computer animation technology, real-time simulation technology, which is based on the computer animation technology, is being used in many fields such as aerospace, mechanical design, game development, geographic information, weather simulation, virtual reality and so on more and more wildly. This paper is mainly based on computer graphics and image processing technology, using a high performance graphics application programming interface (API): OpenGL and Visual C++ 6.0 as integrated development environment to build model airplane and the external frame in Windows system. The aircraft model entity data is acquired by sensor acquisition to achieve the purpose that simulates the three-dimensional motion attitude changes of the aircraft model controlled by traction rope robot in time. This paper introduces the principles and processes of OpenGL to build model and achieve animation , as well as the key technologies used in the programming process such as double buffering, Win32 multi-threading , 3DS format models import and so on. [Key Word] Real-time simulationOpenGLthree-dimensional motion3DS format models import

Landmark 5000版本Compass设计轨迹主要步骤

（1） J 型如图稳斜段，1) 选选2) 选要Co 型设计 图1所示，任意知道选择靶点数选择靶点。选择两个未要求的造斜ompass J 型井眼道两个，计数据。数据 未知设计参斜点KOP 深s 设计眼设计有计算其他两据靶点的图参数。比如深度和造图 计轨迹主图1 J ‐型井4个参数，两个。 TVD 、N/2 选择靶如说不知道造斜率。如3 选择两主要步井轨迹 KOP 点井/S 、E/W 数点Target 道最大井如下图3所 个未知参步骤解析井深、造斜数据，或者 斜角和稳所示。 参数 析 斜率、最者从靶点稳斜段长。 最大井斜、点下拉框中然后输入中入

3) 点4) 设（2） S 型二维1) 选 选点击Calcu 设计结果如型设计 维S ‐型井设选择靶点数 选择靶点。late 按钮如列表所示设计有7数据。数据 。如图4示。如下图5 个参数， 据靶点的所示。 图4 Calcula 图5所示J ‐型井设计 图6 S ‐型井已知5个TVD 、 N/ ate 按钮 示。 计结果 井轨迹 个，计算其/S 、E/W 数其余2个， 数据，或者，如图6所 者从靶点 所示。 点下拉框中 中

2) 选要3) 输所有1st H 1st B Max 2nd Final Final 选择两个未要求的造斜输入其他参有参数的含Hold Lengt Build Rate imum Ang Hold Leng l Inclinatio l Hold Len 未知设计参斜点KOP 深参数。 含义如下th 第一个第一个造gle Held 最gth 第二个on 最终的gth 从最参数。比如深度和造图（如图9 个稳斜段长造斜率 最大井斜个稳斜段长的井斜角后结束造 图7 选择靶如说不知道造斜率。如8选择两个）： 长 长度 造斜到靶点图9 S 井设靶点数据 道最大井如下图8所个未知参点。如果不设计参数 斜角和稳所示。 数 不希望是直稳斜段长。 直线，可以 然后输入以输入0 入

基于飞行力学的惯导轨迹发生器及其在半实物仿真中的应用--欢迎下载并发表

收稿日期：201X-xx-xx ； 修回日期：201X-xx-xx 基金项目：国家自然科学基金（90816027）；航空科学基金（20135853037）；航天技术支撑基金（2013-HT-XGD-15） 基于飞行力学的惯导轨迹发生器及其在半实物仿真中的应用 陈凯，卫凤，张前程，于云峰，闫杰 （西北工业大学 航天学院，西安710072） 摘 要：讨论了在高超声速飞行器半实物仿真中，使用飞行器六自由度模型生成捷联惯导轨迹发生器的方案，使半实物仿真中的捷联惯导系统与飞行力学模型和飞行控制系统有机地融合到一起。介绍了六自由度模型的坐标系定义，描述了发射坐标系下由32个方程组成的高精度六自由度模型。指出了六自由度模型中惯性器件测量的比力和角速率理论值，比力和角速率是由飞行器飞控系统作用后所产生各种力和力矩的综合结果，而不同于传统轨迹发生器中由事先设定的速度和姿态变换获得。将发射坐标系下的导航信息推导到高超声速飞行器需求的当地水平导航坐标系下。高超声速飞行器数字仿真表明，提出的轨迹发生器满足半实物仿真算法精度要求；半实物仿真表明，导航系统与六自由度模型、飞行控制与制导系统能够有机结合，导航结果精度满足指标要求，支撑了高超声速飞行器飞控系统性能指标评估。 关键词：轨迹发生器；捷联惯导；六自由度模型；高超声速飞行器；半实物仿真 中图分类号：V249.3 文献标识码：A 文章编号： Trajectory Generator of Strapdown Inertial Navigation System on Flight Dy-namics with Application in Hardware-in-the-Loop Simulation CHEN Kai, WEI Feng, ZHANG Qian-cheng, YU Yun-feng, Y AN Jie （School of Astronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi ’an 710072, China ） Abstract ： How to generate trajectory profile of strapdown inertial navigation system (SINS) based on flight dy-namics is discussed in the hypersonic vehicle hardware-in-the-loop (HWIL) simulation, which makes SINS work together in harmony with hypersonic vehicle six-degree-of-freedom (6DoF) model and flight control and guidance system. Firstly, the definition of coordinate system in 6DoF model is introduced. Then the high precision 6DoF model consists of 32 equations is described in launch centered earth-fixed (LCEF) coordinate system. The theoreti-cal value of the specific force and the angular velocity measured by inertial measurement unit (IMU) in 6DoF mod-el is pointed out. The specific force and the angular velocity is a combined result of a variety of forces and mo-ments by flight control system during flight, which is different with a traditional trajectory generator whose specific force and angular velocity is obtained from velocity and attitude change sets in advance. The navigation informa-tion in LCEF frame is converted to local ENU frame to meet hypersonic vehicle demand. The hypersonic vehicle digital simulation result reveals that the 6DoF model, the flight control and guidance system, and SINS can work together. The HWIL simulation indicates that the accuracy of SINS satisfies the requirement of hypersonic vehicle and can support the evaluation of the hypersonic vehicle flight control system performance. Keywords ：Trajectory generator; Strapdown inertial navigation system (SINS); Six-degree-of-freedom model; Hypersonic vehicle; Hardware-in-the-loop (HWIL) simulation 0 引 言 捷联惯导系统具有导航信息全、自主性高、连续性好、更新率高等优点，是飞行器飞行控制系统的关键部件之一，各种飞行器都在广泛使用。如 X-43A 高超声速飞行器验证机采用LN-100LG 组合导航系统，在飞行试验过程中采用纯捷联惯导导航[1] 。在对捷联惯导的研究和实验中，离不开轨迹发生器的使用和研究。最为经典的轨迹发生器就是PROFGEN ，PROFGEN 提供当地水平坐标系下的位

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—

航模基础知识及模型教练飞机结构详细讲解

一、什么叫航空模型 在国际航联制定的竞赛规则里明确规定“航空模型是一种重于空气的，有尺寸限制的，带有或不带有发动机的，不能载人的航空器，就叫航空模型。 其技术要求是： 最大飞行重量同燃料在内为五千克； 最大升力面积一百五十平方分米； 最大的翼载荷100克/平方分米； 活塞式发动机最大工作容积10亳升。 1、什么叫飞机模型 一般认为不能飞行的，以某种飞机的实际尺寸按一定比例制作的模型叫飞机模型。 2、什么叫模型飞机 一般称能在空中飞行的模型为模型飞机，叫航空模型。 二、模型飞机的组成 模型飞机一般和载人的飞机一样，主要由机翼、尾翼、机身、起落架和发动机五部分组成。 1、机翼———是模型飞机在飞行时产生升力的装置，并能保持模型飞机飞行时的横侧安定。 2、尾翼———包括水平尾翼和垂直尾翼两部分。水平尾翼可保持模型飞机飞行时的俯仰安定，垂直尾翼保持模型飞机飞行时的方向安定。水平尾翼上的升降舵能控制模型飞机的升降，垂直尾翼上的方向舵可控制模型飞机的飞行方向。 3、机身———将模型的各部分联结成一个整体的主干部分叫机身。同时机身内可以装载必要的控制机件，设备和燃料等。 4、起落架———供模型飞机起飞、着陆和停放的装置。前部一个起落架，后面两面三个起落架叫前三点式；前部两面三个起落架，后面一个起落架叫后三点式。 5、发动机———它是模型飞机产生飞行动力的装置。模型飞机常用的动装置有：橡筋束、活塞式发动机、喷气式发动机、电动机。 三、航空模型技术常用术语 1、翼展——机翼（尾翼）左右翼尖间的直线距离。（穿过机身部分也计算在内）。 2、机身全长——模型飞机最前端到最末端的直线距离。 3、重心——模型飞机各部分重力的合力作用点称为重心。 4、尾心臂——由重心到水平尾翼前缘四分之一弦长处的距离。 5、翼型——机翼或尾翼的横剖面形状。 6、前缘——翼型的最前端。 7、后缘——翼型的最后端。 8、翼弦——前后缘之间的连线。 9、展弦比——翼展和平均翼弦长度的比值。展弦比大说明机翼狭长。 练习飞行的要素和原则分析 玩模型飞机和玩模型大脚车完全是两种不同的运动，模友们千万别想当然，买来了就上天，否则就只能看着飞机的残骸落泪了。在开展模型飞机运动前，最需要有一套合理、简单的教程来指导你学会为什么这么飞和怎么样飞，让你更快更安全的把爱机送上蓝天。

非开挖水平定向钻导向轨迹设计

非开挖水平定向钻导向轨迹设计 非开挖施工2010-01-23 12:14:23 阅读36 评论1 字号：大中小订阅 非开挖水平定向钻导向轨迹设计随着非开挖水平定向钻技术的应用越来越广，对于定向钻施工过程中遇到的难题越来越多。目前市场上所用的小型钻机，其导向孔施工过程中大多是采用无线定位技术，本文就无线定位技术穿越施工时导向孔轨迹设计方法作一简单的介绍。 1工程踏勘 非开挖水平定向钻导向孔施工前期的工程踏勘工作是至关重要的一步，其踏勘内容包括四个方面： 1、地形勘测； 2、背景噪音的探查； 3、工程施工要求； 4、原有管线的探测。 其中工程施工要求和原有管线探测是为导向孔轨迹设计提供依据的关键所在。 1.1 地形勘测 地形勘测是导向孔轨迹设计前必做的工作之一，目的是查清施工线路上河流的宽度、河床最深部位的深度、两岸的高差和出土点与入土点的通视情况。 对地面上的建筑物、构筑物和河水流速应作详细的了解，同时施工路径上的地下隐蔽工程也应作详尽了解，弄清其埋深、分布部位以及对导向施工的影响程度。 1.2 背景噪音 背景噪音是指在施工过程中影响定位仪读数及测量准确性的干扰信号和干扰源。背景噪音一般分为两大类：一类是自发性的干扰源，即是本身能发射干扰信号从而影响定位仪的；另一类是屏蔽性的，就是通过阻挡定位仪的信号传递从而干扰定位仪。 这两种噪音在导向孔施工时对仪器读数的影响特别大，因此在轨迹设计前一定要调查清楚。例如：电缆、电话电缆、路灯线、马路上的钢筋、含盐量高的河水，等等。 1.3 工程要求 非开挖工程要求是甲方根据工程使用要求或工程施工图纸对回拖铺管时管头两端的埋置深度、管线长度、管道坡度、过河的河底埋置深度和工程管线的平面位置要求。导向孔轨迹设计前相关工程技术要求应完全明了。 1.4管线定位

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