纵向控制增稳飞行控制系统实验指导书
1. 实验目的
（1）理解并掌握飞行控制系统纵向控制增稳的工作原理、控制方法、主要控制参数设计等；
（2）掌握机械操纵系统、增稳系统、控制增稳系统的相关飞控知识； （3）熟练使用Matlab 仿真软件、FlightGear 仿真环境、网络数据通讯等基本工具进行数值仿真。 2. 实验内容
（1）数值仿真模型搭建 （2）模型认知与参数设置 （3）纵向控制增稳控制仿真 3、实验原理
（1）控制增稳控制律构型的设计
控制增稳控制律构型采用法向过载与经由高通滤波的俯仰角速率综合而实现。控制律如下：
,,e c z z c q
s k n n k q s b δ??=-+ ?+?
?
（2）放宽静稳定性控制律设计
静稳定性补偿采用经低通滤波器输出的迎角反馈进行纵向静稳定性补偿，以保证系统静稳定性的同时，不影响动态响应性能。控制律如下：
,e c c
k s c
α
δα=-+
（3）中性速度稳定性控制律设计
中性速度稳定性控制律通过在前向支路过载指令与反馈信号综合处的下游加入比例积分控制律来实现。
综上得到最终的纵向控制增稳飞行控制律如下：
,,1e c z z c q a
s
c
k n n k q k s s b s c αδα???
?
=+-+- ???++???
?
（4）基于FlightGear 的飞行仿真环境搭建
本文借鉴飞行模拟器的结构框架，设计的基于FlightGear 的飞行仿真系统的
总体结构如图所示。该系统主要由操纵输入设备、飞行仿真及虚拟仪表系统、通信网络和视景显示系统四部分组成，其硬件均采用常规商业产品，具有成本低廉，结构简单，构建方便，移植性强等优点，最重要的是它突出了飞行控制研究最关心的高效的飞行仿真和逼真的视景显示。
视景
飞行视景
力学仿真
操纵设备
构建的基于FlightGear 的飞行仿真系统实物如图所示。其中，视景显示采用液晶显示器，根据需要可扩展为投影显示系统。
4. 操作步骤
（1）数值仿真模型搭建
在Matlab中打开Simulink组件，搭建纵向控制增稳控制律仿真模型，如图所示。
（2）模型认知与参数设置
双击其中每个Simulink 组件图标，弹出对话框后可设置参数，如图所示为放宽静稳定性控制律的参数设置对话框。
该实验给定了四种典型的系统状态点预设参数和一种自定义参数的设计。在典型状态点处，纵向控制增稳控制律的控制器参数设计可参考下表数据：
包线区域 状态点状态 控制器参数
Ⅰ H=500，M=0.177 2.6513,0.4787,0.0752q k k k α=== Ⅱ H=500，M=0.207 2.1636,0.0984,0.1118q k k k α==-= Ⅲa H=9000，M=0.593 1.6298,0.1378,0.1359q k k k α=== Ⅲb
H=3000，M=0.791
1.5,0.5,0.167q k k k α===
5、纵向控制增稳控制仿真
对于四种典型的系统状态点，给定预设的控制器参数，可对纵向通道控制增稳飞行控制律进行仿真。以区域I 为例，给定法向过载增量指令,0.1z c n ?=，数值控制器参数值为 2.6513,0.4787,0.0752q k k k α===，飞机各状态变量的短周期响应过程如图所示。
n z
( g )
α ( ? )
22
242628θ ( ? )
H ( m
)
V ( m /s )
0.168
0.170.1740.178
M
time ( s )
?δ e
( ?
)time ( s )
?δ
l e f
( ?
)
1
time ( s )
q ( ?/s )
按照同样的方法，改变飞机模型为其他三种典型工作点，设置控制器参数，均可得到给定法向过载增量指令时的飞机各状态变量的短周期响应过程。
控制器参数设计需要注意：
（1）所设计的纵向控制增稳控制律对于规定的法向过载增量指令的控制精度要更高，全包线内均优于法向过载时间响应准则的要求。其它各状态变量的响应迅速而柔和，因而具有较好的短周期特性。
（2）舵面偏转增量较小，需要满足实际系统对用舵量的限制。
6、实验思考题
（1）解释采用法向过载与经由高通滤波的俯仰角速率综合的控制增稳原理是什么？其优势在哪？
（2）解释采用迎角反馈进行纵向静稳定性补偿的基本原理是什么？ （3）设计的控制增稳飞行控制律是如何保证中性速度稳定的？
（4）根据设计的控制增稳飞行控制律，分析系统的幅值裕度和相角裕度，
是否满足国军标要求？
1.最大飞行速度：飞机在某高度上以特定的重量和一定的发动机工作状态进行等速水平直线飞行所能达到的最大速度称为飞机在该高度上的最大平飞速度，各个高度上的最大平飞速度中的最大值，称为飞机的最大平飞速度。 2.最小平飞速度：指飞机在一定高度上能作定直平飞的最小速度 3.实用静升限：飞机以特定的重量和给定的发动机工作状态做等速直线平飞时，还具有最大上升率为5（m/s）或0.5（m/s）的飞行高度。 4.理论静升限：飞机以特定的质量和给定的发动机工作状态能够保持等速直线平飞的飞行高度，也就是上升率等于零的飞行高度 5.飞机的航程：飞机携带的有效载荷在标准大气及无风情况下，沿预定航线飞行，耗尽其可用燃油所经过的水平距离（包括上升和下滑的水平距离）。 6.飞机的航时：飞机携带的有效载荷在标准大气及无风条件下按照预定航线飞行，耗尽其可用燃油所能持续的飞行时间。 7.飞机的过载：作用在飞机上的气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比，称为过载。 8.上升率：飞机以特定的重量和给定的发动机工作状态进行等速直线上升时在单位时间内上升的高度，也称上升垂直速度。 9.定常运动：运动参数不随时间而改变的运动。 10.飞机的平飞需用推力：飞机在某一高度以一定的速度进行等速直线平飞所需要的发动机推力 11.铰链力矩：作用在舵面上的气动力对舵面转轴的力矩，称为铰链力矩 12.最短上升时间：以最大上升率保持最快上升速度上升到预定高度所需要的时间 13.小时耗油率：飞机飞行一小时发动机所消耗的燃油质量 14.公里耗油率：飞机飞行一公里发动机所消耗的燃油质量 15.飞机的最大活动半径：飞机由机场出发，飞到目标上空完成一定任务后，再飞回原机场所能达到的最远距离。 16.飞机的焦点：当迎角变化时，气动力对该点的力矩始终保持不变，这样的特殊点称为机翼的焦点 17.尾旋：当飞机迎角超过临界迎角时，飞机同时绕三个机体轴旋转并沿小半径的螺旋轨迹急剧下降的运动 18.升降舵平衡曲线：在满足力矩平衡（Mz=0）条件下，升降舵偏角与飞机升力系数之间的关系 19.极曲线：反应飞行器阻力系数与升力系数之间的关系的曲线 20.机体坐标系：平行于机身轴线或机翼的平均气动原点，位于飞机的质心;Oxb轴在飞机的对称面内，弦线指向前；Ozb轴也在对称面内，垂直于Oxb轴，指向下；Oyb轴垂直于对称面，指向右。 （书上版：是固联于飞机并随飞机运动的一种动坐标系。它的原点O位于飞机的质心；Oxt 轴与翼弦或机身轴线平行，指向机头为正；Oyt轴位于飞机对称面内，垂直于Oxt轴，指向上方为正；Ozt轴垂直飞机对称面，指向右翼为正。） 21.翼载荷：飞机重力与及面积的比值 22.纵向静稳定力矩：由迎角引起的那部分俯仰力矩称之为纵向静稳定力矩 23.航向静稳定性：飞行器在平衡状态下受到外界非对称干扰而产生侧滑时，在驾驶员不加操纵的条件下，飞行器具有减小侧滑角的趋势 1.作用在飞机上的外力主要有飞机重力G、空气动力R、发动机推力P 2.飞机的过载分为切向过载n x、法向过载n y组成 3.飞机的着陆过程可分为：下滑、拉平、平飞减速、飘落、地面滑跑。
自动飞行控制系统 飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性，提高飞机飞行性能和完成任务的能力，增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。 深圳市瑞伯达科技有限公司，致力于成为全球无人机飞行器领导品牌，是智能化无人机飞行器及控制系统的研制开发的专业厂商，生产并提供各行业无人机应用的解决方案。产品线涵盖各种尺寸多旋翼飞行器、专业航拍飞行器、无人机飞行控制系统、无人机地面站控制系统、高清远距离数字图像传输系统、专业级无线遥控器、高精飞行器控制模块及各类飞行器配件 飞行器的自动飞行一、问题的提出早在重于空气的飞行器问世时，就有了实现自动控制飞行的设想。1891年海诺姆．马克西姆设计和建造的飞行器上安装了用于改善飞行器纵向稳定性的飞行系统。该系统中用陀螺提供反馈信号，用伺服作动器偏转升降舵。这个设想在基本概念和手段上与现代飞行自动控制系统有惊人的相似，但由于飞机在试飞中失事而未能成为现实。 60年代飞机设计的新思想产生了，即在设计飞机的开始就考虑自动控制系统的作用。基于这种设计思想的飞机称为随控布局飞行器（Control Configured Vehicle 简称CCV）。这种飞机有更多的控制面，这些控制面协同偏转可完成一般飞机难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能。 飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为人工飞行控制系统。最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统，称为自动飞行控制系统。自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备，包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息，用于控制、导引和模态转换。飞控计算机是飞控系统的“大脑”，用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。作动器是飞控系统的执行机构，用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等，以产生控制飞机运动的力和力矩。自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测，以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。信息传输链用于系统各部件之间传输信息。常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接，不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。 自动飞行控制系统由自动驾驶仪、自动油门杆系统、自动导航系统、自动进场系统和自动着陆系统、自动地形跟随/回避系统构成。 RIBOLD瑞伯达科技有限公司,致力于成为全球飞行影像系统独家先驱，其产品线涵盖无人机飞行控制系统及地面站控制系统、影视航拍飞行平台、商用云台系统、高清远距离数字图像传输系统、无线遥控和成像终端及模型飞行器产品,多旋翼飞行器和高精控制模块。 RBD瑞伯达坚持创新, 以技术和产品为核心，通过完美的产品带来前所未有的飞行体验。我们的目标是做世界一流的无人机企业，为我们的客户提供一流的产品和服务!
Ｏｐｔｉｍａｌｄｅｓｉｇｎｏｆｈｉｇｈｏｒｄｅｒｍｕｌｔｉ－ｂａｎｄ－ｐａｓｓＦＩＲｄｉｇｉｔａｌｆｉｌｔｅｒ ＬＩＳｉ，ＡＮＷｅｉ－ｋｅ （ＨｕｎａｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｃｉｅｎｃｅ＆Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｙｕｅｙａｎｇ４１４０００，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏｉｍｐｒｏｖｅｔｈｅｄｅｓｉｇｎｓｐｅｅｄａｎｄｐｒｅｃｉｓｉｏｎｏｆｈｉｇｈ－ｏｒｄｅｒＦＩＲ（ＦｉｎｉｔｅＩｍｐｕｌｓｅＲｅｓｐｏｎｓｅ）ｄｉｇｉｔａｌｆｉｌｔｅｒ，ａｎｅｕｒａｌｎｅｔｗｏｒｋａｌｇｏｒｉｔｈｍｂａｓｅｄｏｎｔｈｅａｃｔｉｖａｔｉｏｎｍａｔｒｉｘＨｄ－ＣＴＷｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄ，ｗｈｉｃｈｍａｋｅｓｔｈｅｓｑｕａｒｅｓｕｍｏｆａｍｐｌｉｔｕｄｅ－ｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｅｒｒｏｒｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｄｅｓｉｇｎｅｄＦＩＲｆｉｌｔｅｒａｎｄｔｈｅｉｄｅａｌｆｉｌｔｅｒｌｅａｓｔｉｎｔｈｅｗｈｏｌｅｐａｓｓｂａｎｄａｎｄｃｕｔｂａｎｄ．Ｔｈｅｉｎｖｅｒｔｍａｔｒｉｘｏｐｅｒａｔｉｏｎｉｓｎｏｔｉｎｖｏｌｖｅｄｉｎｔｈｅａｌｇｏｒｉｔｈｍａｎｄｉｔｓｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｔｈｅｏｒｅｍｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄａｎｄｐｒｏｖｅｄ，ｗｈｉｃｈｐｒｏｖｉｄｅｓｔｈｅｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌｂａｓｉｓｆｏｒｓｅｔｔｉｎｇｔｈｅｌｅａｒｎｉｎｇｒａｔｅｏｆｎｅｕｒａｌｎｅｔｗｏｒｋ．Ｔｈｅｓａｍｐｌｅｄａｔａａｒｅｔｒａｉｎｅｄｉｎｐａｒａｌｌｅｌｔｏｓｐｅｅｄｕｐｔｈｅｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ．ＥｘａｍｐｌｅｓｏｆｔｈｅｏｐｔｉｍａｌＦＩＲｄｉｇｉｔａｌｆｉｌｔｅｒｄｅｓｉｇｎａｒｅｇｉｖｅｎａｎｄｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｖｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｉｔｓｈｉｇｈｐｒｅｃｉｓｉｏｎａｎｄｆａｓｔｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅｒａｔｅ． ＴｈｉｓｐｒｏｊｅｃｔｉｓｓｕｐｐｏｒｔｅｄｂｙｔｈｅＮａｔｉｏｎａｌＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｏｆＨｕｎａｎ（０６ＪＪ５０１１）． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｎｅｕｒａｌｎｅｔｗｏｒｋ；ｈｉｇｈ－ｏｒｄｅｒＦＩＲｄｉｇｉｔａｌｆｉｌｔｅｒ；ｏｐｔｉｍａｌｄｅｓｉｇｎ 稳流型开关电源控制系统研究 蔡子亮，方 波 （许昌学院电信学院，河南许昌４６１０００） 摘要：在建立全桥移相ＰＷＭＤＣ／ＤＣ变换器小信号模型的基础上对稳流型开关电源的控制系统进行了研究，给出了稳流型开关电源的闭环控制系统的电路组成和数学模型。引入新型ＰＷＭ电源控制器ＵＣＣ３８９５对中大功率全桥移相软开关方式稳流型开关电源控制电路进行了具体设计。稳流电源控制器由主控芯片ＵＣＣ３８９５及其外围的时钟与锯齿波形成、自适应死区设置、隔离驱动、保护、电压电流采样和调节器等子模块组成。用Ｍａｔｌａｂ对控制参数进行了整定，采用ＰＳｐｉｃｅ电子仿真软件对系统进行仿真，结果表明根据系统小信号模型设计的开关稳流电源是可行的。关键词：稳流；开关电源；控制系统；ＵＣＣ３８９５；ＰＳｐｉｃｅ仿真中图分类号：ＴＭ４４ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００６－６０４７（２００７）０８－００６９－０４ 电力自动化设备 ＥｌｅｃｔｒｉｃＰｏｗｅｒＡｕｔｏｍａｔｉｏｎＥｑｕｉｐｍｅｎｔ Ｖｏｌ．２７Ｎｏ．８Ａｕｇ．２００７ 第２７卷第８期２００７年８月 在许多工业领域中，根据应用要求需要电源具有稳流特性，传统的稳流电源常采用线性电源或相控电源，存在体积大、效率低、响应速度慢、可靠性差和电网污染严重等诸多缺点［１－４］。这里引入新型ＰＷＭ电源控制器ＵＣＣ３８９５对中大功率全桥移相软开关方式恒流型开关电源控制系统进行研究和设计，并采用ＰＳｐｉｃｅ软件对所设计的系统进行了仿真分析。 １稳流型开关电源组成原理和技术指标 稳流源主电路及其控制系统结构如图１所示，采用全桥移相ＰＷＭ软开关工作方式［５］。主要结构参数有：变压器变比ＫＴ＝ｎ１／ｎ２＝１／１．２，输出滤波电感Ｌ＝１０ｍＨ，输出滤波电容Ｃ＝１μＦ，负载电阻Ｒ＝４０Ω。其主要技术指标有：供电电源为三相，３８０Ｖ、５０Ｈｚ；输出功率４ｋＷ；开关工作频率１００ｋＨｚ；输出限压５００Ｖ；输出电流平均值１０Ａ可调；稳流精度０．５％。 ２ 移相全桥ＤＣ／ＤＣ变换器小信号模型［６－８］ ２．１ 变换器的等效开环小信号模型 电流源主电路拓扑为全桥结构，根据其工作原理，其电路结构可等效为降压型电路结构。假定器 收稿日期：２００６－１１－２９；修回日期：２００７－０５－２７ 图１稳流电源系统结构 Ｆｉｇ．１Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆｓｔａｂｌｅｃｕｒｒｅｎｔｐｏｗｅｒｓｕｐｐｌｙ 输出电压检测母线电流检测 保护电路 三 相 整流 ＋＋ ＵＧ－ Ｃｉ ＋ＶＴＭ１ＶＴＭ２ ＶＴＭ４ＶＴＭ３ 输出电流反馈 ＶＤ１ ＶＤ２ ＬＵＣＣ － ＋Ｕｏ－＋Ｒ Ｔ ＩＬ ＋ －比较器 电流给定ＰＷＭ电路 调节器 驱动 ×ＶＴＭ１ＶＴＭ２ＶＴＭ３ＶＴＭ４ － ＋ ＬＳ !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
纵向控制增稳飞行控制系统实验指导书 1. 实验目的 （1）理解并掌握飞行控制系统纵向控制增稳的工作原理、控制方法、主要控制参数设计等； （2）掌握机械操纵系统、增稳系统、控制增稳系统的相关飞控知识； （3）熟练使用Matlab 仿真软件、FlightGear 仿真环境、网络数据通讯等基本工具进行数值仿真。 2. 实验内容 （1）数值仿真模型搭建 （2）模型认知与参数设置 （3）纵向控制增稳控制仿真 3、实验原理 （1）控制增稳控制律构型的设计 控制增稳控制律构型采用法向过载与经由高通滤波的俯仰角速率综合而实现。控制律如下： ,,e c z z c q s k n n k q s b δ??=-+ ?+? ? （2）放宽静稳定性控制律设计 静稳定性补偿采用经低通滤波器输出的迎角反馈进行纵向静稳定性补偿，以保证系统静稳定性的同时，不影响动态响应性能。控制律如下： ,e c c k s c α δα=-+
（3）中性速度稳定性控制律设计 中性速度稳定性控制律通过在前向支路过载指令与反馈信号综合处的下游加入比例积分控制律来实现。 综上得到最终的纵向控制增稳飞行控制律如下： ,,1e c z z c q a s c k n n k q k s s b s c αδα??? ? =+-+- ???++??? ? （4）基于FlightGear 的飞行仿真环境搭建 本文借鉴飞行模拟器的结构框架，设计的基于FlightGear 的飞行仿真系统的 总体结构如图所示。该系统主要由操纵输入设备、飞行仿真及虚拟仪表系统、通信网络和视景显示系统四部分组成，其硬件均采用常规商业产品，具有成本低廉，结构简单，构建方便，移植性强等优点，最重要的是它突出了飞行控制研究最关心的高效的飞行仿真和逼真的视景显示。 视景 飞行视景 力学仿真 操纵设备 构建的基于FlightGear 的飞行仿真系统实物如图所示。其中，视景显示采用液晶显示器，根据需要可扩展为投影显示系统。
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
【整流所数字式稳流系统方案】2005-01-06 整流所数字式稳流系统
目录 一、前言 二、数字式稳流控制系统原理 三、数字式稳流系统方案 四、数字式稳流控制系统的特点 五、数字式稳流控制系统的应用 六、结束语
一、前言 目前，国内大型整流设备除部分引进可控硅整流装置外，大部分仍采用二极管整流。其直流电流调节方式为整流变压器有载调压与自饱和电抗器结合的方式。有载调压为直流电流的粗调，调节直流电压的范围为8~15伏; 自饱和电抗器为直流电流的细调，调节直流电压的范围为50~70伏，并且将饱和电抗器作为直流电流恒电流控制的主要执行元件。对于铝电解行业，直流电流的平稳度是影响铝电解产量的重要因素之一。因此恒流控制是铝电解行业供电系统中值得研究的一个重要课题。 数字式稳流控制系统是我们将多年的实践运行经验和PLC可编程控制器技术相结合开发研制而成，并成功地运用在包铝供电公司整流三所的整流装置中，效果显著。本文就该系统的设计原理及特点进行介绍，以供同行参考。 二、数字式稳流控制系统原理 1、自饱和电抗器的作用 在大型整流机组中，自饱和电抗器主要用于调整直流输出电流。通过改变偏移绕组或控制绕组的电流来改变电抗器中的磁势（电抗值），从而使整流元件自然换相角延迟，达到调整直流电流的目的。 2、单机组稳流控制，见图1。 （1）恒流控制 恒流控制的原理是将机组的直流输出电流经变换后反馈给PLC，与给定信号比较，PLC进行PID计算，并根据同步电压形成三相脉
冲，控制三相半控桥的导通角，改变饱和电抗器的控制电流，从而达到机组电流稳定的目的。 （2）平衡控制 由于饱和电抗器的特性不一致，经常造成机组之间以及同一台机组的两台整流柜之间输出电流有较大的的差别，使整流机组达不到额定出力。平衡控制的原理是把一台整流柜（A柜）的输出电流做为给定，另一台整流柜的输出电流作为反馈,PLC进行比较和PID计算后，改变三相桥的导通角，控制A柜的饱和电控器的正偏电流，B柜的正偏电流不变。平衡控制通过改变A柜饱和电抗器的正偏电流，使A 柜B柜的直流电流始终保持一致。 3、总调控制 一般系列由几个单机组并联组成，系列电流等于几个单机组输出电流之和。单机组稳流可实现单机组输出电流稳定，为了使系列电流更加精确、稳定，特设计系列电流稳流控制，如图(2) 。由系列电流经互感器反馈至ＰＬＣ与系列电流设定（数字给定）进行比较、计算，输出的结果作为单机组稳流的分调给定，从而使系列电流的稳流精度达到0.4%。 一般饱和电抗器的控制深度为60V 左右，当其饱和时，ＰＬＣ能自动调节变压器有载开关的升降，从而使系列电流不论在多大的电压波动情况下，均能达到稳流的目的，扩大调压范围。 4、恒安时控制 恒安时控制即安时偏差控制，它将每小时每分钟的实际电解电流
《飞行控制系统》课程实验报告 班级 0314102 学号 031410224 姓名孙旭东 成绩 南京航空航天大学 2017年4月
（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真 1、分析飞机纵向动力学模态，求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率。 在MATLAB环境下导入数据文件，输入damp(alon),得出结果： Eigenvalue Damping Freq. (rad/s) -2.29e+000 + 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000 -2.29e+000 - 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000 -3.16e-002 1.00e+000 3.16e-002 -7.30e-003 + 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002 -7.30e-003 - 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002 长周期的根为 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 -7.30e-003 - 3.35e-002i 阻尼为 2.13e-001 自然频率为 3.42e-002(rad/s) 短周期的根为 -2.29e+000 + 4.10e+000i 和 -2.29e+000 - 4.10e+000i 阻尼为 4.88e-001 自然频率为 4.69e+000(rad/s) 2、对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真，画出相应的状态曲线。 sys=ss(alon,blon,clon,dlon) [y,t]=step(sys,500) subplot(221) plot(t,y(:,1,1)) xlabel('t(s)') ylabel('\Deltau(m/s)') subplot(222) plot(t,y(:,1,2)) xlabel('t(s)') ylabel('\Deltau(m/s)') subplot(223) plot(t,y(:,2,1)) xlabel('t(s)') ylabel('\Delta\alpha(deg)') subplot(224) plot(t,y(:,2,2)) xlabel('t(s)') ylabel('\Delta\alpha(deg)')
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
C001、飞机的迎角是 A.飞机纵轴与水平面的夹角 B.飞机翼弦与水平面的夹角 C.飞机翼弦与相对气流的夹角【答案】C（解析：-） C002、飞机下降时，其迎角A．大于零 B．小于零 C．等于零 【答案】A（解析：-） C003、飞机上升时，其迎角A．大于零 B．小于零
C．等于零 【答案】A（解析：-） C004、影响升力的因素 A.飞行器的尺寸或面积,飞行速度,空气密度 B.CL C.都是 【答案】C（解析：-） C005、载荷因子是 A飞机压力与阻力的比值 B.飞机升力与阻力的比值 C.飞机承受的载荷【除升力外】与重力的比值
【答案】C（解析：-） C006、失速的直接原因是 A.低速飞行 B.高速飞行 C.迎角过大 【答案】C（解析：p63） C007、当无人机的迎角为临界迎角时 A.飞行速度最大 B.升力系数最大 C.阻力最小 【答案】B（解析：-） C008、相同迎角，飞行速度增大一倍，
阻力增加约为原来的 A．一倍 B．二倍 C．四倍 【答案】C（解析：-） C009、通过改变迎角，无人机驾驶员可以控制飞机的 A.升力，空速，阻力 B.升力，空速，阻力，重量 C.升力，拉力，阻力 【答案】A（解析：-） C010、无人机驾驶员操作副翼时，飞行器将
A.横轴运动 B.纵轴运动 C.立轴运动 【答案】B（解析：-） C011、无人机飞行员操纵升降舵时，飞行器将绕 A．横轴运动 B．纵轴运动 C．立轴运动 【答案】A（解析：-） C012、无人机飞行员操纵方向舵时，飞行器将绕 A．横轴运动
B．纵轴运动 C．立轴运动 【答案】C（解析：p71） C013、舵面遥控状态时，平飞中向前稍推升降舵杆量，飞行器的迎角A．增大 B．减小 C．先减小后增大 【答案】B（解析：-） C014、舵面遥控状态时，平飞中向后稍拉升降舵杆量，飞行器的迎角A．增大 B. 减小
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
稳流控制系统介绍
稳流控制系统构成及通讯培训大纲 1、稳流系统组成 2、饱和电抗器工作原理 3、稳流控制器组成及稳流原理 4、稳流控制系统程序及运行方式
稳流控制系统构成及通讯 电能是电解铝生产的重要能源，电解铝生产采用的是直流电，电能成本约占电解铝总成本的30%-40%。铝电解生产供电有以下特点：①低电压、大电流的直流电；②直流电能生产的连续性；③直流电能供给的恒流性。 当前国内大型整流设备有两种整流方式：①整流变+可控硅整流，②整流变（调压开关）+自饱和电抗器+二极管整流。电流的控制方式一般采用恒流控制，恒定直流电流的调节方式一般为整流变压器有载调压开关与自饱和电抗器相结合的方式，有载调压为直流电压的粗调，自饱和电抗器为直流电压的细调，自饱和电抗器是直流电流恒流控制的主要执行元件，调节直流电压的范围约为50～70V。 综上所述，稳流系统=有载调压开关+自饱和电抗器+稳流控制系统 一、饱和电抗器 1．饱和电抗器必须实现以下职能： 1 在有载调压分接开关的直流级差电压范围内起到细调作用； 2 减少有载调压分接开关的动作次数，以延长其检修周期和使用寿命，为此饱和电抗器的调压范围应大于有载调压开关的直流级差电压（每调一档电压差在12-16V），一般不小于两级差电压，同时也不应小于电解一个阳极效应的电压（40-50V直流电压）； 3 校正电网电压短时波动所引起的电解直流电流波动； 4 校正各整流机组之间或同一机组两整流装置之间的负荷分配不均。2．工作原理 饱和电抗器是利用铁磁物质磁化曲线的非线性和饱和特性，以较小的直
流功率来控制较大的交流负载的一种电器，即利用铁磁物质的磁导率不是常数这一特性而工作的。饱和电抗器属于交直流同时磁化的非线性电抗器，与负载串联，用来调节负载的电流和功率，能够把饱和电抗器看成一个可控制的阻抗，但它是非线性的，不能用近似线性的电抗器的概念来解释饱和电抗器。 饱和电抗器的基本工作原理是利用直 流绕组电流的大小来改变交流电路的电 抗。原理如图1，它是一个具有交流绕 组和直流绕组的铁芯磁路。 当交流电压Ua 和交流回路电阻Ra 不变时，交流电流Ia 与交流线圈La 有关： 22fLa 2Ra Ua a ）（π+=I 在不计漏磁和铁芯损耗的情况下，线圈的电感量可用下式表示： I SNa I a 2 μψ ==L 从上式可知，交流线圈的电感量在一定的磁路L 和匝数N 下与磁路铁芯的磁导率μ成正比。改变磁导率就能够改变交流线圈的电感，从而改变电流和电抗器的容量。由于铁磁物质的磁导率不是常数，在正常工作下磁导率随铁芯的饱和而减小，而铁芯饱和程度的变化能够经过改变直流绕组的励磁电流I d 来实现。I d 增大则铁芯的磁感应强度增大，铁芯接近饱和，磁导率减小，从而电感值减小，交流电流Ia 随之增大。由此可见，直流电流的大小能够控制交流输出电流的大小，将直流绕组称为控制绕组，交流绕组称为工 图1 饱和电抗器原理图
LMI在飞行控制中的应用 摘要：针对某飞机的飞行控制，本文采用含有区域极点配置的H x H∞混合控制方法进行了研究。首先简述飞机控制系统的建模方法，并以飞机纵向运动为例，建立了飞机的模型；然后利用Lyapunov稳定性理论和矩阵Schur补性质，将区域极点配置和H2H∞控制约束条件转化为LMI凸优化问题，设计了含有区域极点配置和H2 H∞混合控制状态反馈鲁控制器。 1.1飞机运动方程 完整的六自由度、非线性、刚体飞机运动可由如下九个放成描述： (1-1) 其中Q为阻力, Y为侧力,α为飞机迎角,β为侧滑角，T为发动机推力，M为飞机质量。 (1-2) 其中V为飞行速度,γ为航迹倾角,u为航机偏角, (1-3) 其中L为升力 (1-4) p、q、r为机体轴的滚动、俯仰、偏航角速度。 (1-5) (1-6) (1-7) I为刚体各向转动惯量m t , n t为飞机推力产生的俯仰、偏航转矩 (1-8) (1-9)
做如下假设，并将1-1至1-9的飞机运动方程线性化： (1)飞机是刚体，略去弹性影响，并略去大气不稳定性影响。 (2)假定飞机运动在小范围内，横侧与纵向小扰动量、气动力和力矩不互相影响。 (3)基准运动是对称运动，并且是定常直线运动。 (4)忽略发动机引起的陀螺力矩造成的影响，m T,n T为0； 在这些条件下，飞行纵向运动的状态方程可以得到如下： (1-10) 用x T=[V a q θ]表示状态变量，用u T=[δeδt]表示输入向量，V为飞机运动速度，α为飞机迎角，q为俯仰角速度，θ为俯仰角，δe为升降舵偏角，δt为油门开度。用A B表示系数矩阵，则1-10又可表示为： (1-11) 2. H2 H∞混合控制的LMI方法 如图所示的H2H∞混合标准控制系统，w为外部输入，z∞与z2分别表示与H∞指标，H2指标相关的输出信号，u是控制输入信号，y为测量输出信号。K为控制器。 引入H2 H∞控制,广义被控对象的状态空间描述为 H2 H∞混合控制问题就是设计反馈控制器，满足如下 (1)闭环极点落于LMI区域D (2)闭环函数阵||G z∞w||≤λ； (3)闭环函数阵G z2w满足min||G z2w|| 则此控制器称作H2 H∞混合最优控制器 对于问题(2)，可转化为：当有且仅有一个W矩阵，和一个正定矩阵X使得下式成立 对于问题(3)，可转化为：当有且仅有一个W矩阵，和一个对称矩阵X、Z使得下式成立
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。
稳流控制系统构成及通讯培训大纲 1、稳流系统组成 2、饱和电抗器工作原理 3、稳流控制器组成及稳流原理 4、稳流控制系统程序及运行方式
稳流控制系统构成及通讯 电能是电解铝生产的重要能源，电解铝生产采用的是直流电，电能成本约占电解铝总成本的30%-40%。铝电解生产供电有以下特点：①低电压、大电流的直流电；②直流电能生产的连续性；③直流电能供给的恒流性。 目前国内大型整流设备有两种整流方式：①整流变+可控硅整流，②整流变（调压开关）+自饱和电抗器+二极管整流。电流的控制方式一般采用恒流控制，恒定直流电流的调节方式一般为整流变压器有载调压开关与自饱和电抗器相结合的方式，有载调压为直流电压的粗调，自饱和电抗器为直流电压的细调，自饱和电抗器是直流电流恒流控制的主要执行元件，调节直流电压的范围约为50～70V。 综上所述，稳流系统=有载调压开关+自饱和电抗器+稳流控制系统 一、饱和电抗器 1．饱和电抗器必须实现以下职能： 1 在有载调压分接开关的直流级差电压范围内起到细调作用； 2 减少有载调压分接开关的动作次数，以延长其检修周期和使用寿命，为此饱和电抗器的调压范围应大于有载调压开关的直流级差电压（每调一档电压差在12-16V），通常不小于两级差电压，同时也不应小于电解一个阳极效应的电压（40-50V直流电压）； 3 校正电网电压短时波动所引起的电解直流电流波动； 4 校正各整流机组之间或同一机组两整流装置之间的负荷分配不均。 2．工作原理 饱和电抗器是利用铁磁物质磁化曲线的非线性和饱和特性，以较小的直流功率来控制较大的交流负载的一种电器，即利用铁磁物质的磁导率不是常数这一特性而工作的。饱和电抗器属于交直流同时磁化的非线性电抗器，与负载串联，用来调节负载的电流和功率，可以把饱和电抗器看成一个可控制的阻抗，但它是非线性的，不能用近似线性的电抗器的概念来解释饱和电抗器。 饱和电抗器的基本工作原理是利用直流绕组Array电流的大小来改变交流电路的电抗。原理如图1， 它是一个具有交流绕组和直流绕组的铁芯磁路。 当交流电压Ua和交流回路电阻Ra不变时， 交流电流Ia与交流线圈La有关： 图1 饱和电抗器原理图