导读:本文包含了飞行动力学模型论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:频域响应,小型无人直升机,叁轴陀螺仪,非线性分析
飞行动力学模型论文文献综述
武梅丽文,陈铭,王放[1]（2019）在《悬停状态下小型无人直升机飞行动力学模型辨识》一文中研究指出为了更好地研究小型无人直升机悬停状态动力学特性,对一个8.1kg叁轴陀螺仪增稳的电动直升机,从线性系统辨识方面及非线性建模方面,进行了动力学模型深入研究。在线性系统辨识过程中,应用频域辨识方法,在飞行中同时采集陀螺仪之前及之后的操纵数据进行双系统辨识。在非线性建模过程中,机体、旋翼及尾桨动力学被分别建模。尾桨动力学应用3阶段辨识法单独提取基底、陀螺仪及整体增稳模型。结合2种分析过程,应用非线性-线性模型结合修正方法,提高相互的仿真精度。结果表明:13阶高阶模型在线性辨识过程中相对比11阶模型表现更优;双系统线性模型的基底模型数据具有高质量高频特性,最高频率限制可达30rad/s;除挥舞方程参数和尾桨参数以外,非线性数学模型(NMM)进行了7个非线性变量的修正,有效地拟合了悬停实验数据。(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2019年03期）
戴玉洁[2]（2018）在《基于飞行动力学模型的飞行程序优化技术研究》一文中研究指出对于飞行程序安全、高效的追求,是飞行程序优化研究经久不衰的话题。但现今,随着航空业在质与量层面的双重飞跃,中国民航进入了环境友好、绿色发展的新纪元,对飞行程序噪声优化提出了进一步的新需求。在此背景下,本文首先详细分析了参考系模型、飞行动力学模型、航空器运动模型、外部环境模型等,构建了飞行程序轨迹数学模型,并在Simulink界面下,实现了飞行程序的轨迹模拟验证。其次,研究并选取了适合国情的噪声评估参数,根据航空器噪声性能数据库中的噪声资料,结合Savitzky-Golay平滑法,实现了航空器噪声等值线的MATLAB模拟。随后,根据国际民航组织公布的噪声优化程序,构建飞行程序水平、垂直轨迹优化方案,实现噪声等值线模拟以及优化方式对比分析。最后,结合某机场飞行程序优化降噪实例,根据该机场的实际情况,研究并选取了适当的飞行程序噪声优化方案。最终结果表明,该方案有效降低了终端区噪声影响,满足了飞行优化要求。本文的研究内容中飞行程序轨迹模拟的实现,为飞行程序安全性、经济性优化等方面提供思路。(本文来源于《中国民航大学》期刊2018-05-17）
吴征飞[3]（2018）在《数据相容性检测、重构与飞行动力学模型辨识研究》一文中研究指出系统辨识作为飞行器设计、控制律设计和操稳分析的一项关键技术,如今变得愈受瞩目。本文在对数据相容性检测与重构及预处理、非参数化模型辨识方法、机理建模、输入信号和飞行试验设计等进行研究的基础上,对固定翼飞机参数化模型辨识进行了研究。同时对直升机的参数化模型辨识也进行了研究,并将其结果与固定翼飞机的辨识结果相对比,指出两者辨识之间存在的差异。首先,介绍了本文研究的理论基础,研究了状态子空间算法、预报误差算法等辨识算法的适用范围,根据机理模型建立了非线性飞行动力学模型并利用“小扰动”理论进行线化,同时进行了飞行力学特性研究,这些都为参数化模型辨识提供了先验知识;其次,论文对飞行试验输入信号、飞行试验实施方案的要求进行了分析,并利用改进谱估计、频率响应规整和复合分窗技术分析了非参数化模型辨识;然后,在对数据相容性检测算法进行研究的基础上,论文利用扩展卡尔曼滤波算法进行数据相容性检测与重构,提高了辨识数据的质量。并对试验数据进行包括野值剔除与补正、传感器位置校正、去均值去趋势、滤波在内的预处理;最后,对固定翼飞机进行了参数化模型辨识,利用Cramer-Rao界和不灵敏度对辨识模型的参数置信度进行了分析研究,并将固定翼飞机参数化模型辨识与直升机进行对比分析,指出两者存在的差异。此外,在以往基于MATLAB/GUI开发的系统参数化模型辨识软件的基础上,通过加入相容性检测与重构和参数置信度模块进一步完善和优化了原有软件。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-03-01）
袁野,陈仁良,李攀[4]（2018）在《基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模》一文中研究指出共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现:该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现:共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性迭加而造成的。(本文来源于《航空学报》期刊2018年03期）
傅浩[5]（2017）在《基于3自由度曲杆虚拟飞行试验装置的模型飞行动力学建模》一文中研究指出虚拟飞行试验技术是用于研究飞行器控制规律的一种风洞试验技术,它以虚拟飞行试验装置为支撑,通过飞行控制系统操纵飞行器模型,使其在风洞来流下自由运动,模拟飞行器真实机动过程。3自由度曲杆虚拟飞行试验装置是一种用于模拟飞行器绕速度矢滚转机动及失速偏离、尾旋等危险飞行状态的虚拟飞行试验装置。该机构通过两自由度转台和旋转曲杆的组合运动模拟飞行器模型的叁轴姿态变化。为验证该装置的可行性、预测模型运动,本文基于该装置开展了飞行器模型的飞行动力学建模。建模过程基于多体动力学理论,采用拉格朗日乘子法推导,考虑了机构与试验模型的约束关系、机构摩擦力矩的影响。仿真结果表明:采用该支撑机构,飞行器模型可在水平风洞中实现绕速度矢量滚转等典型机动动作;曲杆和试验模型的滚转运动基本同步;曲杆主要影响速率响应的动态过程,摩擦力矩对速率的动态过程和稳态值均有一定影响。通过以上数学建模和仿真验证可为风洞试验提供理论依据。(本文来源于《西南科技大学》期刊2017-10-05）
赵鑫业,张文明,张小为,邹腾安[6]（2017）在《开源航空器飞行动力学模型综述》一文中研究指出分析了当前航空器飞行动力学模型设计、分析、建模和仿真的主流开源软件(或组件),对各类软件(或组件)动力学建模的起源、数学方法、飞行仿真系统的组成、系统特性等进行了简明扼要的述评和分析。对航空器飞行动力学模型开源软件的未来发展和对该领域商业软件的意义作出了展望。(本文来源于《第二届中国空天安全会议论文集》期刊2017-08-09）
周攀,吴伟[7]（2016）在《考虑非理想噪声干扰的直升机飞行动力学模型辨识方法》一文中研究指出利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统,并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法,在此基础上,利用仿真实验数据实现了UH-60直升机纵向飞行动力学模型的辨识与验证。最后,通过与普通最小二乘法的对比验证了本文方法的优越性。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2016年02期）
任利民[8]（2016）在《基于iHawk平台和飞行动力学模型实时仿真系统设计》一文中研究指出飞行仿真系统是一个高技术密集、多学科交叉融合的极具挑战性的热点前沿研究领域,为航空相关学科发展提供了极为丰富的研究方向与研究课题。建设一个以飞行系统为理论研究基础的平台是专业培养的首要条件。从工程意义上讲,使用飞行仿真技术进行飞行测试,可以减少测试时间,降低风险,节约成本。本文采用iHawk实时仿真机作为仿真平台,在Matlab/Simulink环境下建立飞行动力学模型,iHawk仿真机上运行飞行器模型,SIMulation Workbench软件作为整个仿真的控制台,负责控制仿真的工作流程,最终实现飞行仿真。本文首先介绍了两种主要飞行仿真方案,分别是人在回路仿真方案和半实物仿真方案,并实现人在回路仿真解决方案,对半实物仿真方案由于时间限制没能实现,只对飞行控制计算机的接口做了测试,为实现后期的系统联合调试提供基础。无论是人在回路仿真还是半实物仿真,都用到视景作为直观的数据输出显示,特别是人在回路仿真中视景作为唯一的反馈信号。采用模块化的方法建模思想设计飞行器模型,并对各部分模块进行详细说明。本文通过X-plane模拟飞行软件的数据通讯接口进行解析,并给出详解的接口信息,并进行测试,实现了对X-plane中飞行器的位置姿态的控制。最后在SIMulation Workbench下编写用户接口代码:读取人在回路仿真中飞行摇杆的控制信号和输出视景仿真系统的驱动信号。利用SIMulation Workbench软件将建立的Simulink模型转化成能在仿真机上运行的实时代码,此外还建立了简单的人机接口界面,最终使用SIMulation Workbench对仿真代码进行测试运行。全部的解算过程均在1毫秒内完成。验证结果表明:基于iHawk仿真机的快速原型建模仿真设计方案明显减少仿真开发的工作量,缩短研发周期,降低手工编写代码的难度,对于实时仿真的实现是一种有效并且可行的技术手段。(本文来源于《沈阳航空航天大学》期刊2016-03-01）
顾文彬,陆鸣,刘建青,董勤星,陈江海[9]（2015）在《基于Kane方法的火箭抛绳系统飞行动力学模型》一文中研究指出为了研究抛绳火箭系统的弹道特性,通过对抛绳火箭飞行的运动学描述,根据有限段方法将绳索离散为n个有限段,并进行了分析,考虑火箭和绳索上的作用力:重力、火箭所受推力、空气阻力、绳索末端所受拉力等,建立了基于Kane方法的抛绳火箭系统的动力学模型。数值实例表明:该动力学模型能够有效地实现抛绳火箭飞行过程的数值仿真,揭示了射角从25°到65°变化时,系统弹道轨迹、速度、弹道倾角、绳索状态等变化规律。该动力学模型的建立为下一步研究绳子对抛绳火箭飞行的扰动以及抛绳火箭的制导、飞行控制提供了重要理论支撑。(本文来源于《弹道学报》期刊2015年02期）
宋晓龙,肖前贵,高艳辉[10]（2015）在《基于XML的飞行动力学模型设计与实现》一文中研究指出为了解决静态建模在飞行动力学仿真过程中所存在的问题,利用XML可扩展性、易移植性等特点,将气动模型、发动机模型、重力和惯性模型设计成基于XML结构的配置文件,并介绍其数据的传输过程,最后在嵌入式实时操作系统环境下验证了其可行性,实现了动力学模型的动态建模并提高了其可扩展性和通用性。(本文来源于《电子设计工程》期刊2015年06期）
飞行动力学模型论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
对于飞行程序安全、高效的追求,是飞行程序优化研究经久不衰的话题。但现今,随着航空业在质与量层面的双重飞跃,中国民航进入了环境友好、绿色发展的新纪元,对飞行程序噪声优化提出了进一步的新需求。在此背景下,本文首先详细分析了参考系模型、飞行动力学模型、航空器运动模型、外部环境模型等,构建了飞行程序轨迹数学模型,并在Simulink界面下,实现了飞行程序的轨迹模拟验证。其次,研究并选取了适合国情的噪声评估参数,根据航空器噪声性能数据库中的噪声资料,结合Savitzky-Golay平滑法,实现了航空器噪声等值线的MATLAB模拟。随后,根据国际民航组织公布的噪声优化程序,构建飞行程序水平、垂直轨迹优化方案,实现噪声等值线模拟以及优化方式对比分析。最后,结合某机场飞行程序优化降噪实例,根据该机场的实际情况,研究并选取了适当的飞行程序噪声优化方案。最终结果表明,该方案有效降低了终端区噪声影响,满足了飞行优化要求。本文的研究内容中飞行程序轨迹模拟的实现,为飞行程序安全性、经济性优化等方面提供思路。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
飞行动力学模型论文参考文献
[1].武梅丽文,陈铭,王放.悬停状态下小型无人直升机飞行动力学模型辨识[J].北京航空航天大学学报.2019
[2].戴玉洁.基于飞行动力学模型的飞行程序优化技术研究[D].中国民航大学.2018
[3].吴征飞.数据相容性检测、重构与飞行动力学模型辨识研究[D].南京航空航天大学.2018
[4].袁野,陈仁良,李攀.基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模[J].航空学报.2018
[5].傅浩.基于3自由度曲杆虚拟飞行试验装置的模型飞行动力学建模[D].西南科技大学.2017
[6].赵鑫业,张文明,张小为,邹腾安.开源航空器飞行动力学模型综述[C].第二届中国空天安全会议论文集.2017
[7].周攀,吴伟.考虑非理想噪声干扰的直升机飞行动力学模型辨识方法[J].南京航空航天大学学报.2016
[8].任利民.基于iHawk平台和飞行动力学模型实时仿真系统设计[D].沈阳航空航天大学.2016
[9].顾文彬,陆鸣,刘建青,董勤星,陈江海.基于Kane方法的火箭抛绳系统飞行动力学模型[J].弹道学报.2015
[10].宋晓龙,肖前贵,高艳辉.基于XML的飞行动力学模型设计与实现[J].电子设计工程.2015