哈工大《飞行器设计综合实验》高桦实验一

《飞行控制技术综合实践》多旋翼高级阶段HIL仿真实验课程名称：飞行控制技术综合实践实验项目名称：多旋翼高级阶段HIL仿真一、Rflysim仿真平台介绍RflySim采用基于模型设计（Model-Based Design，MBD）的思想，可用于无人系统的控制和安全测试。

因MATLAB/Simulink支持MBD的整个设计阶段，所以选择它们作为控制/视觉/集群算法开发的核心编程平台；同时，因Python是免费的且有丰富的视觉处理库，支持它作为顶层视觉与集群算法开发。

除了MATLAB/Simulink 和Python，RflySim还有其他开源的软件和工具，也包括为此专门设计的软件和工具。

1.RflySim是一套专门为教育和研究打造的基于Pixhawk /PX4 和MA TLAB/Simulink的快速开发平台。

2.基于Windows平台，一键安装。

3.采用基于模型的开发理念，应用软件在环（SIL）和硬件在环（HIL）仿真加速开发过程。

4.RflySim允许开发者无需接触C++，而是直接使用MATLAB/Simulink设计底层控制器（如姿态控制器和位置控制器）和顶层应用（如顶层决策和自主飞行），并直接将其部署到多旋翼自驾仪上。

5.可以很方便的修改多旋翼模型的参数来适配你自己的多旋翼飞行器进而采用SIL和HIL验证控制算法。

二、Rflysim仿真平台（1）Rflysim环境配置1.获取安装包，从官方途径获取最新.iso的镜像，用Windows资源管理器来加载镜像2. 启用WSL子系统功能：开启WSL子系统功能：双击“0.UbuntuWSL\ En ableWSL.bat”脚本（先关闭杀毒软件以免拦截），在“用户账户控制”窗口点击“是”，即可自动开启WSL子系统。

电脑首次执行本命令，需要在弹出窗口中输入“Y”来确认并重启电脑。

3. 一键安装脚本：点击MATLAB的“浏览文件夹”按钮，定位到刚才加载iso镜像得到文件夹，鼠标右键OnekeyScript.p ，点击“运行”按钮（或在窗口输入OnekeyScript 命令）4. 推荐安装配置-首次运行（2）单机控制接口实现1.Pixhawk固件还原（需联网）方法如下：1）打开QGC地面站软件，断开Pixhawk；2）如下图所示，点击工具栏齿轮图标进入载具设置页面，再点击“Firmware”（固件）标签进入固件烧录页面；3）用USB 线连接Pixhawk 自驾仪到电脑，此时软件会自动识别Pixhawk 硬件，如下图所示所示，在界面右侧弹出固件配置窗口，勾选第一项“PX4 ***”，然后点击“确定”，QGC 开始自动下载（需联网，无法联网请参考下一页使用本地固件）并安装最新的PX4 固件到Pixhawk中；2.Pixhawk硬件在环仿真模式4•完成固件烧录后，自驾仪会自动重启并连接到QGC上；此时，如右图所示，进入“Airframe（机架）”标签页，选择机架类型为“HILQuadcopterX”，然后点击右上角的“ApplyandRestart”（应用并重启）按钮，此时自驾仪会自动重启；•重启后QGC会自动寻找串口并连接到Pixhawk，此时查看各个配置页，确保Pixhawk进入硬件在环仿真模式。

《专业综合设计与制作》课程实践报告专业：飞行器动力工程指导老师：小组成员：日期：年月日目录一、小组团队成员具体工作 (3)二、专业设计与制作的对象描述 (4)三、专业基础理论及专业设计原理 (5)四、专业设计方案及方案分析 (15)1. ............................................................................................................................................. 设计方案. (17)1) .................................................................................................................................... 喷嘴壳体 (18)2) .................................................................................................................................... 旋流器 (18)3) .................................................................................................................................... 旋流室 (18)4) .................................................................................................................................... 喷口 (18)2. ............................................................................................................................................. 方案分析. (19)(1) 喷雾锥角a P (19)(2) 喷雾射程L (19)(3) 雾化粒度 (20)(4) 雾滴尺寸分布 (21)五、方案实施 (22)六、产品说明 (23)参考文献 (26)、小组团队成员具体工作Number!提出总体改进思路方向、分配组员任务、资料汇总、提出设计方案、进行方案分析、方案的实施。

航天器综合测试作业1.卫星系统组成：结构与机构、电源与配电、测控（通信）、数管（综合电子）、姿态与轨道控制、热控、总体电路、有效载荷2.测试分类：（1）按研究阶段分类方案原理性验证、模样测试、正样测试、飞行试验。

根据实际情况还可能增加应用阶段的飞行试验、飞行前检验（2）按系统规模分类元器件级测试、设备级测试、分系统级测试、整星测试3.测试系统组成：计算机、测量、激励、匹配转换器、被测设备4.测试系统发展趋势：（1）50年代非电量转换为电量测量（2）60年代电子测量替代机械开关测量（3）70年代计算机辅助测量（4）80年代微处理器自动测量（5）90年代分布式测量（6）00年代网络测量（7）10年代智能测量、嵌入式测量最终测试目标将是全自主、嵌入式、智能测试、免测试（省去人工干预）5.根据测试项目设计测试方法（1）蓄电池充放电功能测试方法：首先对充电控制器设定一条充电控制曲线（V-T曲线），然后使SAS通过星上充电控制器对电池充电，并监测充电电流及充电控制器的充电状态，当充电控制器结束对蓄电池的充电后，按照上述方法计算并判断电池的充电量是否已达到电池的额定容量。

（2）蓄电池放电功能测试方法采用模拟负载或卫星其他分系统作为负载，使用蓄电池供电，将蓄电池充满，观测放电过程，同时避免过放电。

6.蓄电池过充过放的危害（1）蓄电池过充电的危害蓄电池充电电流大于蓄电池可接受电流时会过充电，产生电解水的副反应，发生热量，使电池温度不正常升高，若不加以控制，会造成大量失水、电容量下降、变形等故障。

（2）蓄电池过放电的危害蓄电池放电到标准终止电压的时候内阻会变大，电池电解液浓度会变得非常稀薄，进而严重损害蓄电池的电气性能及循环使用寿命。

7.电源系统测试应注意的问题（1）太阳电池阵模拟器：模拟太阳阵输出电功率，作为电源使用由计算机程控，模拟卫星进出阴影状态，设置试验状态（2）星表插头：连接太阳阵模拟器到卫星，供电通道，检测火工品状态，火工品保险控制，蓄电池充电、状态监测（3）脱落插头：卫星供电线，设备开关控制线，火工品状态监视线（4）控制台：显示母线电压，负载电流，开关状态，手动控制（5）火工品电路：直接由蓄电池组供电，保证火工品大电流放电的需要；压紧行程开关保护，在星箭分离前处于断开状态，避免干扰及误指令；火工品加电/断电开关，磁保持继电器控制，火工品工作前接通，火工品动作执行后断开；火工品启动开关，非磁保持继电器控制，指令指令期间处于接通状态；回路保护插头，保护装置，卫星对运载对接后接通；静电泄漏保护电阻，为火工品提供静电泄漏通路，避免静电干扰引起误爆。

[键入文档标题][键入作者姓名]2015300464第一部分飞行方案1、方案飞行2、弹道设计3、卫星摄动与机动第三部分卫星的摄动与机动第二部分弹道设计飞行方案大作业一、 问题描述在已知导弹质量、转动惯量、发动机推力等参数的情况下，导弹分为三个飞行方案，即三个阶段飞行。

阶段一：飞行距离在9100x m <，采用追踪法，其中方案高度与距离的关系、方案弹道倾角与高度的关系如下：***2000cos(0.000314 1.1)5000(-)+(-)z H x k H H k H H ϕϕδ=⨯⨯⨯+=⨯⨯ （1）阶段二：飞行距离在240009100m x m >>，采用追踪法，其中方案高度与距离的关系、方案弹道倾角与高度的关系、导弹因燃料消耗而质量改变参数如下：**3050(-)+z H mk H H k H ϕϕδ== （2）0.46/s m kg s = （3）阶段三：飞行方案24000&&0x m y >>，而最终目标位置为30000m x m = 采用比例导引法**00**sin sin tan ()(-)+()θθηηθθθδθθθθ=⨯--=-=-=-=-m T T Tm T mz dq r V V dty y q x x d dq k dt dtk q q k k （4） 要求：1） 计算纵向理想弹道，给出采用瞬时平衡假设0z z z z m m δααδ+=时所有纵向参数随时间的变化曲线。

2） 不考虑气动力下洗影响，计算飞行器沿理想弹道飞行时，你认为可以作为特性点的5个以上点处的纵向短周期扰动运动的动力系数，并分析其在特性点处的自由扰动的稳定性，以及计算在各个特性点处弹体传递函数(),(),()y n W s W s W s αδδϑδ 。

二、 建立模型基于“瞬时平衡”假设，导弹在铅垂平面内运动的质心运动方程组为：cos sin sin cos cos sin b b b b dV m P X mg dt d mV P Y mg dt dx V dt dy V dtαθθαθθθ⎧=--⎪⎪⎪=+-⎪⎪⎨⎪=⎪⎪⎪=⎪⎩ （5） 因为阶段一不考虑导弹质量随时间的变化，因此阶段一的模型需要联立公式（1）、公式（5）； 其中攻角α可根据瞬时平衡假设从而可得到导弹攻角与弹道倾角之间的关系z =-z z zm m δαδα （6） 其中 X Y b x refb y ref C qS C qS == （7）其中假设公式（1）的**(-)+()θθδθθθθ=-z k k 中的=-9=-0.5，；θθk k又因为阶段二需要考虑导弹质量随时间的变化，因此阶段二的模型需要联立公式（2）公式（5）、公式（6）、公式（7）最后一阶段，因为利用了比例导引法公式（4）的k=2，可得导弹到达目标的相对微分方程为而导引率*θ=d dq k dt dt、其中k=2； 因为第三阶段的初始参数及终点坐标均为直角坐标系，由下图可知将代入到公式（4），得到直角坐标系下的微分方程组另外补充方程法向平衡方程：三、 算法实现编程使用MATLAB 软件，并运用欧拉方程解微分方程，即ode45函数；四、程序源代码*************************阶段一******************************function dy=jieduan1(t,y)dy=zeros(4,1);m=320;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(4))/288.15).^4.2558*y(1).^2;k=-9;dk=-0.5;Hi=2000*cos(0.000314*1.1*y(3))+5000;dHi=-2000*0.000314*1.1*sin(y(3));delta=k*(y(4)-Hi)+dk*(dy(3)-dHi);alpha=0.34*delta;Xb=(0.2+0.005*alpha^2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q*0.45;dy=zeros(4,1);dy(1)=P*cos(alpha)/m-Xb/m-g*sin(y(2));dy(2)=P*sin(alpha)/m/y(1)+Yb/m/y(1)-g*cos(y(2))/y(1);dy(3)=y(1)*cos(y(2));dy(4)=y(1)*sin(y(2));end******************************阶段二****************************** function dy=jieduan2(t,y)dy=zeros(4,1);m=320-0.46*t;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(4))/288.15).^4.2558*y(1).^2;k=-0.25;Hi=3050;delta=k*(y(4)-Hi);alpha=0.34*delta;Xb=(0.2+0.005*alpha^2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q*0.45;dy(1)=P*cos(alpha/180*pi)/m-Xb/m-g*sin(y(2)/180*pi);dy(2)=P*sin(alpha/180*pi)/m/y(1)+Yb/m/y(1)-g*cos(y(2)/180*pi)/y(1);dy(3)=y(1)*cos(y(2)/180*pi);dy(4)=y(1)*sin(y(2)/180*pi);end*******************************阶段三******************************** function dy=jieduan3(t,y)v=y(4);k=10;m=285.04-0.46*t;q0=-atan(3050/6000);g=9.8;q1=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(2))/288.15).^4.2558*y(4).^2;k1=10;dk1=0.05;dy=zeros(4,1);r=sqrt(y(1)^2+y(2)^2);q=atan(y(2)/(y(1)-30000));elta=q-y(3);dr=-v*cos(elta);tht=q0+k*(q-q0);dq=v/r*sin(elta);dtht=k*dq;delta=k1*(y(3)-tht)+dk1*(dy(3)-dtht);alpha=0.34*delta;dy(1)=-dr*cos(q)+r*sin(q)*dq;dy(2)=-dr*sin(q)-r*cos(q)*dq;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q1*0.45;dy(3)=(2000*sin(alpha)/m+Yb/m-g*cos(y(3)))/v;y(4)=v;end***********************************main函数************************************ m(1)=287.2204; %导弹质量P=2000; %发动机推力g=9.8;k=5;det(1)=0.045;a(1)=0.6186;sit(1)=-0.000002024;V(1)=217.2867; %初始速度x(1)=24000; %初始位置H(1)=3071; %初始高度H1(1)=3050;S=0.45; %参考面积L=2.5; %参考长度k1=-0.14;k2=-0.06;sit1(1)=sit(1);p0=1.2495;T0=288.15;T(1)=T0-0.0065*H(1);p(1)=p0*(T(1)/T0)^4.25588;q(1)=1/2*p(1)*V(1)^2; %大气密度计算公式Cx(1)=0.2+0.005*a(1)^2;Cy(1)=0.25*a(1)+0.05*det(1)*180/pi; %升力系数Y(1)=Cy(1)*q(1)*S;X(1)=Cx(1)*q(1)*S;SIT(1)=(P*sind(a(1))+(Y(1)-m(1)*g*cos(sit(1))))/m(1)/V(1);Q(1)=atan(-H(1)/(30000-x(1)))+pi;r(1)=6708.2039;R(1)=-V(1)*cos(Q(1));n(1)=Q(1)+pi;SIT1(1)=k/r(1)*(V(1)*sin(n(1)));mza=-0.1; %俯仰力矩系数对攻角的偏导数mzdet=0.024; %俯仰力矩系数对舵偏角的偏导数t=0;i=0;dt=0.01;ms=0.46; %质量秒消耗量while H>0 & H1>0 %运用迭代法求解i=i+1;t=t+dt;det(i+1)=k1*(sit(i)-sit1(i))+k2*(SIT(i)-SIT1(i));a(i+1)=-mzdet/mza*det(i)*180/pi;Cy(i+1)=0.25*a(i)+0.05*det(i)*180/pi;Cx(i+1)=0.2+0.005*a(i)^2;Y(i+1)=Cy(i)*q(i)*S;X(i+1)=Cx(i)*q(i)*S;m(i+1)=m(i)-ms*dt;sit(i+1)=sit(i)+(P*sind(a(i))+(Y(i)-m(i)*g*cos(sit(i))))/m(i)/V(i)*dt;V(i+1)=V(i)+(P*cosd(a(i))-(X(i)+m(i)*g*sin(sit(i))))/m(i)*dt;x(i+1)=x(i)+V(i)*cos(sit(i))*dt;H(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit(i))*dt;Q(i+1)=atan(-H(i)/(30000-x(i)))+pi;sit1(i+1)=k*(Q(i)-Q(1));H1(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit1(i));SIT(i+1)=(sit(i+1)-sit(i))/dt;r(i+1)=(H(i)^2+(30000-x(i))^2)^(1/2);R(i+1)=(r(i+1)-r(i))/dt;n(i+1)=acos(-R(i)/V(i))+pi;SIT1(i+1)=k/r(i)*(V(i)*sin(n(i)));T(i+1)=T0-0.0065*H(i+1);p(i+1)=p0*(T(i+1)/T0)^4.25588;q(i+1)=1/2*p(i+1)*V(i+1)^2;endplot(x,H);hold on[t,y]=ode45('jieduan1',[0 39.0564],[250 0 0 7000]);plot(y(:,3),y(:,4));hold on[t,y]=ode45('jieduan2',[39.0564 115],[192.768 -0.009 9100 2998.71]);plot(y(:,3),y(:,4));其中每一段的初始值，均为上阶段的结束值所以每一阶段计算结束后，需要再给出所有数据的结果，找到每一段距离相对应的数据，即为初始值。

哈工大大物实验报告哈工大大物实验报告一、引言哈尔滨工业大学（以下简称哈工大）是中国著名的理工科大学之一，拥有丰富的实验资源和实验条件。

大物实验是哈工大理工科学生必修的一门实践课程，旨在通过实验操作，加深学生对物理学原理的理解和掌握实验技能。

本文将对哈工大大物实验进行报告，以便更好地总结和分享实验经验。

二、实验目的大物实验旨在培养学生的实验操作能力和科学研究精神。

通过实验，学生能够掌握物理学中的基本测量方法和实验技巧，提高数据处理和分析的能力，培养科学研究的思维方式。

三、实验内容1. 实验一：测量光的折射率本实验通过测量光在不同介质中的折射角和入射角，计算出光的折射率。

实验中使用了光学仪器和角度测量仪，通过准确的测量和数据处理，得到了较为准确的折射率结果。

2. 实验二：测量电磁感应现象本实验通过改变磁场的强度和方向，测量感应电动势的大小和方向，验证了电磁感应定律。

实验中使用了恒定磁场和线圈，通过改变线圈的位置和方向，观察到了感应电动势的变化规律。

3. 实验三：测量物体的密度本实验通过测量物体的质量和体积，计算出物体的密度。

实验中使用了天平和容积瓶，通过准确的质量测量和体积测量，得到了物体的密度结果。

四、实验结果和分析1. 实验一的结果表明，光在不同介质中的折射率与介质的光密度和折射角有关。

通过实验数据的处理和分析，得到了光的折射率与介质的关系曲线，并与理论值进行了比较，结果较为接近。

2. 实验二的结果表明，感应电动势与磁场的变化规律相关。

通过实验数据的处理和分析，得到了感应电动势与磁场强度和线圈位置的关系曲线，并验证了电磁感应定律。

3. 实验三的结果表明，物体的密度与质量和体积有关。

通过实验数据的处理和分析，得到了物体的密度与质量和体积的关系曲线，并计算出了物体的密度值。

五、实验心得大物实验是一门非常重要的实践课程，通过实验操作和数据处理，我深刻体会到了实验科学的严谨性和精确性。

在实验过程中，我学会了正确使用实验仪器和测量工具，掌握了准确测量和数据处理的方法。

软件实验在软件实验部分，通过实验程序的调试，使学生熟悉MCS-51的指令系统，了解程序设计过程，掌握汇编语言设计方法以及如何使用实验系统提供的调试手段来排除程序错误。

实验一清零程序一、实验目的掌握汇编语言设计和调试方法，熟悉键盘操作。

二、实验内容把2000~20FFh的内容清零。

三、程序框图四、实验过程（1）实验中定义R0为循环次数，利用定义了初值的数据指针DPTR不断加1指向需要被清零的外部数据存储器单元。

（2）再利用MOVX语句，将外部存储器指定内容清零。

（3）用CJNE比较语句判断循环是否结束。

五、实验结果及分析问题回答：清零前2000H~20FFH中为内存里的随机数，清零后全变为0。

六、实验源程序;清零程序ORG 0000HMOV DPTR,#2000HMOV R0,#0FFHORG 0660HMAIN: MOV A,#00HMOVX @DPTR,AINC DPTRDJNZ R0,MAINEND实验二拆字程序一、实验目的掌握汇编语言设计和调试方法。

二、实验内容把2000h的内容拆开，高位送2001h低位，低位送2002h低位，2001h、2002h高位清零，一般本程序用于把数据送显示缓冲区时用。

三、程序框图四、实验过程（1）定义数据指针DPTR为2000H，将其中内容送入累加器A中，利用高低四位交换语句SWAP可将高四位移至低四位，再用语句ANL与0FH进行与操作取出高四位送入2001H低位（2）再次让数据指针DPTR为2000H，将其中内容送入累加器A中，直接与0FH相与取出低四位送入2002H低位。

五、实验结果及分析问题回答：将ANL A,#0FH改为ORL A,#0F0H可以实现将高位置为1。

六、实验源程序;拆字程序ORG 0000HMAIN: MOV DPL, #00HMOV DPH, #20HMOVX A, @DPTRSWAP AANL A, #0FHINC DPTR-3-MOVX @DPTR, AMOV DPL,#00HMOVX A, @DPTRANL A, #0FHINC DPTRINC DPTRMOVX @DPTR, AEND实验三拼字程序一、实验目的进一步掌握汇编语言设计和调试方法。

航空工程师飞行器设计与测试报告项目名称： [飞行器名称]项目组成员： [成员姓名]日期： [日期]1. 项目概述本项目旨在设计和测试一款 [飞行器类型]，旨在 [目标]。

该项目包含以下关键阶段：概念设计阶段：确定飞行器总体设计方案，包括尺寸、形状、材料和动力系统等。

详细设计阶段：制定详细的飞行器设计图纸，并进行必要的计算和模拟。

制造阶段：根据设计图纸，利用 [制造方式] 制造飞行器原型。

测试阶段：对飞行器原型进行地面测试和飞行测试，以验证设计方案和性能指标。

2. 设计方案2.1 总体设计[飞行器名称] 采用 [设计方案概述]，包括 [主要设计特点]，例如：机翼设计： [翼型，翼展，后掠角等]机身设计： [机身尺寸，材料等]尾翼设计： [尾翼类型，尺寸等]动力系统： [动力系统类型，功率等]2.2 关键技术本项目采用了以下关键技术：[技术1]： [简要描述][技术2]： [简要描述][技术3]： [简要描述]2.3 计算和模拟在设计过程中，我们利用 [软件名称] 进行了一系列计算和模拟，以验证设计方案的可行性，包括：[模拟类型1]： [模拟结果][模拟类型2]： [模拟结果]3. 制造过程[飞行器名称] 原型采用 [制造方式] 制造，包括以下步骤：[步骤1][步骤2][步骤3]4. 测试结果4.1 地面测试我们对飞行器原型进行了以下地面测试：[测试内容1]： [测试结果][测试内容2]： [测试结果]4.2 飞行测试我们对飞行器原型进行了以下飞行测试：[测试内容1]： [测试结果][测试内容2]： [测试结果]5. 结论通过设计和测试，我们成功研制了 [飞行器名称]，并验证了其 [性能指标]。

测试结果表明，该设计方案能够满足项目目标，并具有良好的 [优点]。

6. 未来展望未来，我们将继续改进 [飞行器名称] 的设计，提升其性能，并探索其在 [应用场景] 的应用潜力。

7. 参考文献[参考文献列表]8. 附录[设计图纸，测试数据等]备注: 以上只是一个简单的报告模板，具体内容需要根据实际情况进行修改。