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：
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
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。
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：
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
四轴飞行器的建模与仿真 摘要 四旋翼飞行器是一种能够垂直起降的多旋翼飞行器,它非常适合近地侦察、监视的任务,具有广泛的军事和民事应用前景。本文根据对四旋翼飞行器的机架结构和动力学特性做详尽的分析和研究,在此基础上建立四旋翼飞行器的动力学模型。四旋翼飞行器有各种的运行状态,比如:爬升、下降、悬停、滚转运动、俯仰运动、偏航运动等。本文采用动力学模型来描述四旋翼飞行器的飞行姿态。在上述研究和分析的基础上,进行飞行器的建模。动力学建模是通过对飞行器的飞行原理和各种运动状态下的受力关系以及参考牛顿-欧拉模型建立的仿真模型，模型建立后在Matlab/simulink软件中进行仿真。 关键字:四旋翼飞行器,动力学模型，Matlab/simulink Modeling and Simulating for a quad-rotor aircraft ABSTRACT The quad-rotor is a VTOL multi-rotor aircraft. It is very fit for the kind of reconnaissance mission and monitoring task of near-Earth, so it can be used in a wide range of military and civilian applications. In the dissertation, the detailed analysis and research on the rack structure and dynamic characteristics of the laboratory four-rotor aircraft is showed in the dissertation. The dynamic model of the four-rotor aircraft areestablished. It also studies on the force in the four-rotor aircraft flight principles and course of the campaign to make the research and analysis. The four-rotor aircraft has many operating status, such as climbing, downing, hovering and rolling movement, pitching movement and yawing movement. The dynamic model is used to describe the four-rotor aircraft in flight in the dissertation. On the basis of the above analysis, modeling of the aircraft can be made. Dynamics modeling is to build models under the principles of flight of the aircraft and a variety of state of motion, and Newton - Euler model with reference
（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
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—
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
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)，
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
目录 摘要......................................................................... I 1波形发生器简介 (1) 1.1波形发生器的概述 (1) 1.2研制波形发生器的目的及意义 (2) 2 PROTEUS的简介 (3) 2.1 PROTEUS界面 (3) 2.2基本操作 (4) 2.3原理图的绘制 (4) 3单片机AT89C51概述 (5) 4总体设计 (8) 4.1单片机电路 (8) 4.2D/A电路及接口 (9) 4.3系统软件设计 (10) 5系统模拟调试 (17) 5.1仿真结果 (17) 5.2结果分析 (20) 心得体会 (21) 参考文献 (22)
摘要 本文实现了多功能波形发生器的设计。系统采用AT89C51单片机控制，DAC0832完成模数转换，键盘控制波形的频率、幅度。发生器产生三角波、方波、正弦波等波形，波形的频率可通过键盘控制，波形清晰、频率调整十分方便、稳定性好，产生合成波形只需修改源程序，不需改装电路。单片机的输出数字信号通过 DAC0832转换成模拟信号，接入示波器就可以清晰的显示出系统产生的波形。该系统由仿真软件产生波形，具有线路简单、结构紧凑、价格低廉、性能优越等特点。 关键词：波形发生器，AT89S52单片机，D/ A转
1波形发生器简介 1.1波形发生器的概述 信号源有很多种，包括正弦波信号源、函数发生器、脉冲发生器、扫描发生器、任意波形发生器、合成信号源等。一般来讲任意波形发生器是一种特殊的信号源，综合具有其它信号源生成能力，因而适合各种仿真实验的需要。 在基础实验中设计一种电路，需要验证其性能、可靠性与稳定性，就需要给它施加理想的波形以辨别真伪。如可使用信号源的DC补偿功能对固态电路控制DC偏压电平，可对一个怀疑有故障的数字电路，利用信号源的方波输出作为数字电路的时钟，同时使用方波加DC补偿产生有效的逻辑电平模式输出，观察该电路的运行状况，而证实故障缺陷的地方，总之，利用任意波形发生器这方面的基础功能能仿真基础实验室所必须的信号[1]。在实际的电子环境所设计的电路在运行中，由于各种干扰和响应的存在，实际电路往往存在各种信号缺陷和瞬变信号，例如过脉冲、尖峰、阻尼瞬变等(见图1.1，图1.2)，这些情况的发生，如在设计之初没有考虑进去，有的将会产生灾难性的后果。例如图1.1中a处过剑峰脉冲，如果给一个抗过冲能力差的电路，将可能会导致整个设备“烧坏”。 图1.1 尖峰干扰脉冲图1.2 阻尼瞬变 由于任意波形发生器特殊的功能，为了增强任意波形生成能力，它往往依赖计算机通讯输出波形数据。在计算机传输中，通过波形编辑软件生成波形，有利于扩充仪器的能力，更进一步仿真模拟实验。同时由于编辑一个任意波形有时需要花费很长的时间和精力，并且每次编辑的波形可能有所差异，一般会在任意波
非开挖导向孔最短距离轨迹设计问题的探讨 苏涛 (湖北地建集团神龙市政建设工程有限公司430056) 摘要：导向孔轨迹设计是开展非开挖工作的关键性步骤。本文通过非开挖施工所需最短距离问题的论述，对导向孔轨迹设计的关键性依据，即单根钻杆的最大可调控角度进行了详细的阐述，并且提出了于轨迹设计工作非常有效的实用计算方法。 关键词：导向孔轨迹、曲率半径、角度、斜度百分数 随着人们对环境保护和管线铺设新方法的日渐重视，非开挖铺设地下管线技术逐渐被人们所喜爱并且获到了巨大发展。其中导向钻进法作为一种灵活高效的施工方法在城市管网建设中也得到了日益广泛的应用。然而由于城市地下情况非常复杂，不仅地质条件多变，而且地下已有管线纵横交错，这些无疑都给非开挖施工带来了困难和风险。不仅如此，某些需穿越管线的地段因其空间的狭小而给导向孔的轨迹设计提出了更精确的要求。因为在实际的非开挖施工中，我们不仅要求导向钻头能扎得下去而且还要弯得上来，换句话说就是如何在狭小的空间里成功地开展非开挖铺管工作，亦即能够成功开展非开挖工作的导向孔轨迹的最短距离是怎样确定的。在我们多年的非开挖铺管施工中也经常遇到这一问题，比如要在某一场地比较狭窄的地段开展非开挖铺管工作，这就需要我们对导向孔的轨迹设计进行精确的计算，所以对这一问题的深入探讨也具有很重要的实际意义。也只有对这一问题的充分思考和理解我们才能够掌握非开挖导向孔轨迹设计的实质和精髓。下面本人就结合多年的非开挖施工实际和自身的体会，对这一问题进行一些初步的探讨。 1导向孔轨迹分析 我们知道典型导向孔的轨迹一般由三段组成：第一造斜段、直线段和第二造斜段，如图1所示。 图1 典型导向孔一般轨迹图 第一造斜段是钻杆进入水平钻进位置的过渡段，直线段是依据待铺管线长度而确定的水平钻进段，第二造斜段是钻杆出露地表的过渡段。因此，对一般的导向钻进铺管施工，其导向孔的轨迹主要由以下几个基本参数决定： ①水平穿越起点A； ②水平穿越终点B；
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