导读:本文包含了巡航段论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:客机,飞行控制系统,经典控制方法,simulink仿真
巡航段论文文献综述
戎喜峰[1]（2019）在《客机巡航段的飞行控制技术研究》一文中研究指出通常来说,飞机在整个飞行过程中,处于巡航状态下的时间是最多的。飞机在巡航段使用自动飞行控制系统,可以极大地减轻驾驶员的操纵负担,而且还可以实时跟踪航线达到省油和安全的目标,还能给乘客一个舒适的乘机体验。本文利用经典控制方法设计A300客机的纵向及横侧向自动飞行控制律,并进行了以全面运动模型为飞行动力学模型的数学仿真。分析国内外大型客机的控制律研究现状,通过参考国内外的优秀文献,确定了本文所要实现的自动飞行模式。采用机理建模法建立大型客机的非线性六自由度模型,运用小扰动线性化方法对大型客机进行具体分析,最终得到了A300客机在巡航状态时的状态空间表达式。并对自然飞机的纵向及横侧向的运动特性做了时域分析,为下面的飞行控制律的设计和数学仿真奠定基础。以指令跟踪性能为核心目标,利用经典控制方法设计了横向通道和纵向通道的控制律。纵向自动飞行控制系统有俯仰角、垂直速度、高度和飞行速度控制模式,横侧向自动飞行控制系统有滚转角、侧滑角、偏航角和横侧向航迹控制模式。基于短周期或滚转运动模型的仿真表明,各模式均达到了性能指标要求。为了遵循相似原则,再现飞机实际飞行的情况,本文还进行了以纵向或横侧向全面运动方程的仿真实验。二种仿真结果的对比表明,由于限幅器和全面运动模型的使用,升降舵、油门杆、副翼和方向舵的偏转角变化的更为合理,更加符合飞机的实飞情况。并以此为依据判断所设计模式的实飞性能优劣,此外还对各种控制模式进行了抗干扰测试。仿真结果表明,俯仰角、垂直速度和滚转角控制模式的指令跟踪能力和抗干扰能力比较差。然后设计了基于空速反馈的俯仰角和垂直速度控制模式和侧滑角控制模式。仿真结果表明,所设计的新模式具有较好的指令跟踪能力和抗干扰能力。通过对各种控制律的设计和仿真得出结论,要想控制模式具有较好的指令跟踪能力和抗干扰能力,控制系统尽量不要独立工作,最好是几个系统同时工作。(本文来源于《南昌航空大学》期刊2019-06-01）
徐文萤,江驹,郑亚龙,蒋烁莹[2]（2018）在《近空间可变翼飞行器爬升/巡航段切换控制》一文中研究指出近空间可变翼飞行器在不同飞行段进行模态切换过程中,由于飞行状态会发生突变,不同模态下控制器结构参数发生变化,难以设计一个通用控制器保证两个模态及模态切换过程的稳定性和平滑性。若直接进行两个模态控制器硬切换,会导致飞行器的控制律参数发生跳变,从而引起飞行状态发生突变,影响模态切换过程的稳定性和平滑性,致使系统不稳定,造成飞行事故。以爬升段末到巡航段初为例,设计一种基于惯性环节的快速双幂次滑模切换控制器。首先对切换前后的滑模面进行淡化处理,得到切换控制律的滑模面,然后针对新的滑模面设计滑模切换控制律,最后对比分析直接切换和快速双幂次滑模切换。仿真结果表明快速双幂次滑模切换控制方法具有良好的跟踪控制效果。(本文来源于《电光与控制》期刊2018年10期）
陈晓,尤伟,黄庆龙[3]（2016）在《火星探测巡航段天文自主导航方法研究》一文中研究指出对于火星探测巡航段的自主导航问题,提出了一种基于太阳及行星观测的自主导航方法。在巡航段初期及后期,根据探测器在太阳系中的位置关系,分别选择太阳、地球及太阳、火星作为观测目标,采用星载太阳敏感器和光学相机测量导航天体实现矢量,建立观测方程。利用非线性扩展卡尔曼滤波,分别建立两种观测方案对应的导航算法。仿真结果表明巡航段导航定位精度优于100 km,定速精度1 m/s。该方法实现简单,系统资源要求不高,对未来火星探测具有一定的工程参考价值。(本文来源于《深空探测学报》期刊2016年03期）
宋敏,袁运斌[4]（2016）在《火星探测巡航段自主导航方法研究》一文中研究指出针对火星探测巡航段轨道导航需求,结合不同的星载敏感器提出了一种基于太阳、地球、火星及恒星信息的火星巡航段自主导航方法。该方法根据导航天体的特点,在分析不同导航天体观测模型基础上,根据地球视线矢量和火星视线矢量的可观性,结合信息融合技术,建立了基于太阳、地球、恒星观测以及太阳、火星、恒星观测两种模式下的多源天体数据融合处理方案,实现了探测器位置与速度信息的实时估计。仿真结果表明,本文方法能够有效地利用多源导航天体观测信息,为巡航轨道提供高精度的导航结果,可满足火星探测巡航段任务要求。(本文来源于《武汉大学学报(信息科学版)》期刊2016年07期）
李桂虎[5]（2016）在《输入受限的高超飞行器巡航段跟踪控制研究》一文中研究指出高超声速飞行器是指飞行速度在5倍声速以上,以空气动力为主要推进手段的飞行器。与常规飞行器相比,具有高机动性、高速度、强突防能力等等特点,这使得高超声速飞行器的研究已成为国际航空航天领域的热门方向之一。但由于高超飞行器一体化设计、飞行环境变化剧烈等特点,其具有强非线性、强耦合性及快速时变性等难点。此外,高超飞行器的快速机动性往往需要大的控制动作实现,极易导致控制器输入饱和,如果不能恢复到线性工作区,会导致飞行器失稳,甚至解体。因此,在控制器设计时必须要考虑输入受限问题。本文在合理地推导、假设和简化基础上,建立了高超声速飞行器纵向通道的刚体模型。由状态微分方程可发现系统各状态间具有严重的耦合。对纵向通道模型进行小扰动线性化处理,对线性化后的系统进行零极点分析,发现高超声速飞行器的零极点与常规飞行器的零极点具有极大的不同,尤其是高超声速飞行器具有不稳定极点,这导致高超飞行器控制系统的稳定性受到严重影响。反馈线性化手段是处理高超飞行器一类高阶、强耦合系统常用的方法。本文阐述了反馈线性化的基本概念与方法,并对高超声速飞行器纵向模型进行反馈线性化处理,最终得到速度叁次微分、高度四次微分方程,使得控制输入量显含在微分后的方程中,方便了后续控制器的设计。本文在反馈线性化系统的基础上分别设计了最优控制器与滑模控制器。最优控制器设计简单,参数易调,且可实现对速度、高度的跟踪;而滑模控制器设计时,先未考虑输入受限问题,选取了经典的滑模面,设计了有限时间滑模趋近律,既保证了系统状态快速收敛至滑模面,又避免了出现奇异现象,并且能较好地跟踪速度、高度指令。然后针对输入受限问题,设计基于滑模的抗饱和控制器,在保证新的控制系统稳定并且跟踪性能保持良好的基础上,较好地解决输入饱和问题。本文针对高超声速飞行器纵向非线性模型,经过合理假设,将系统分为快慢两个子系统,在未考虑输入受限的情况下,进行反步控制器设计,同时针对不确定性设计自适应律,保证了系统具有较强的抑制干扰的能力。然后针对输入受限问题,设计了抗饱和控制器,经过理论分析及计算机仿真对比验证,发现带有抗饱和器的自适应反步控制器在保证新的控制系统稳定并且跟踪性能保持良好的基础上,较好地解决输入饱和问题。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2016-06-01）
谭诗利,王洁,王鹏飞,徐启云[6]（2016）在《高超声速飞行器巡航段导航综述》一文中研究指出针对高超声速飞行器巡航段导航问题,介绍了惯性导航、卫星导航和天文导航等叁种典型导航方法,并结合高超声速飞行器的特点和特定使用要求分析了导航方法的具体应用。重点对高超声速飞行器巡航段导航中广泛应用的叁种组合导航系统进行了阐述并分析了各自的研究现状和最新进展。最后对未来高超声速飞行器巡航段导航的发展进行了展望。(本文来源于《飞航导弹》期刊2016年02期）
焦志刚,于明星,刘猛[7]（2016）在《多因素影响下巡航导弹巡航段的Simulink弹道仿真》一文中研究指出在考虑干扰白噪声和风力影响因素的情况下,通过适当简化的巡航导弹巡航段动力学模型和Matlab/Simulink分析巡航导弹巡航段的运动特性;同时添加WGS84坐标系转换模块,并通过模拟远程巡航导弹的弹道特性分析飞行姿态。实验结果表明,巡航导弹在巡航段保持等高低空飞行,攻角、侧滑角、姿态角在某一定值上下浮动。仿真结果符合实战作战特点,满足战术设计指标要求。(本文来源于《沈阳理工大学学报》期刊2016年01期）
王密,郑兴辉,程宇峰,陈晓[8]（2016）在《火星探测巡航段与捕获段光学自主导航方案与关键技术》一文中研究指出火星探测是国家深空探测重大专项的重要组成部分,无线电导航受通讯延时与天体遮挡等问题的影响,在导航精度和实时性方面存在问题。光学自主导航作为对地面无线电导航的重要辅助,是火星探测任务顺利完成的重要技术支撑。针对火星探测任务,设计了火星探测巡航段与捕获段的导航方案,并对两个阶段中光学自主导航的关键技术进行了总结与研究,为进一步利用深空天体摄影测量的理论与方法深入开展火星探测光学自主导航关键技术的研究提供参考。(本文来源于《武汉大学学报(信息科学版)》期刊2016年04期）
董文明[9]（2016）在《小型柔性翼飞行器巡航段飞行控制系统设计》一文中研究指出本文针对实验室试制的小型柔性翼飞行器,设计了它的飞行控制系统,使其在巡航飞行阶段能够按航路点自主飞行。首先,本文对小型柔性翼飞行器进行了动力学建模。说明了柔性翼工程样机建模时使用刚性飞行器动力学模型的原因。样机的气动系数通过飞行试验和气动软件计算相结合的方法确定。利用6DOF飞行器模型进行了配平,通过比对试验结果证明了配平结果的精确性。以稳定平飞状态上的某点为特征点建立了样机横纵向解耦的状态空间方程并对样机的无控扰动响应进行了分析。然后,针对小型柔性翼无人飞行器在巡航段的控制需求,提出了巡航段飞控系统的总体架构方案。对方案中的各个飞控分系统设计了相应的控制回路,建立了控制回路中已知环节的传递函数。根据动态响应的指标要求,设计了控制回路中各控制器的参数,得到了小型柔性翼飞行器的各通道控制律。为了验证控制律在各通道耦合的非线性动力学模型上使用的有效性,搭建了基于MATLAB Simulink的航迹仿真程序,设计特定的仿真实验,对控制律的有效性进行了验证。此外,还对基于传递函数的SISO控制回路仿真和基于6DOF动力学模型的仿真结果进行了比较。最后,为了实现小型柔性翼飞行器的控制律,搭建了嵌入式飞控系统。针对飞控系统的功能,设计了飞控系统的硬件架构,进行了各组件的选型;设计了飞控软件的总体架构并详细编写了各软件模块的代码。使用同级别的航模飞行器对该嵌入式飞控系统进行了测试飞行试验,验证了嵌入式飞控系统设计的合理性以及对小型固定翼飞行器控制的有效性。(本文来源于《北京理工大学》期刊2016-01-01）
陈静杰,颜艳,刘家学[10]（2015）在《基于BP网络巡航段油耗估计及影响结构分析》一文中研究指出针对影响因素众多、各因素之间耦合关系复杂,相对油耗呈显着非线性问题,提出了一种基于BP网络的神经元组合线性方法;该方法实现了复杂非线性关系的逼近,并利用MIV算法进行影响因素结构分析,以及各因素微小变化对巡航段油耗的贡献;实验结果对比表明:该方法建立的模型预测精度较高,泛化能力较强,对实际飞行中航线飞行油耗估计以及影响因素评估具有参考价值。(本文来源于《计算机测量与控制》期刊2015年06期）
巡航段论文开题报告
（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：
近空间可变翼飞行器在不同飞行段进行模态切换过程中,由于飞行状态会发生突变,不同模态下控制器结构参数发生变化,难以设计一个通用控制器保证两个模态及模态切换过程的稳定性和平滑性。若直接进行两个模态控制器硬切换,会导致飞行器的控制律参数发生跳变,从而引起飞行状态发生突变,影响模态切换过程的稳定性和平滑性,致使系统不稳定,造成飞行事故。以爬升段末到巡航段初为例,设计一种基于惯性环节的快速双幂次滑模切换控制器。首先对切换前后的滑模面进行淡化处理,得到切换控制律的滑模面,然后针对新的滑模面设计滑模切换控制律,最后对比分析直接切换和快速双幂次滑模切换。仿真结果表明快速双幂次滑模切换控制方法具有良好的跟踪控制效果。
（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。
巡航段论文参考文献
[1].戎喜峰.客机巡航段的飞行控制技术研究[D].南昌航空大学.2019
[2].徐文萤,江驹,郑亚龙,蒋烁莹.近空间可变翼飞行器爬升/巡航段切换控制[J].电光与控制.2018
[3].陈晓,尤伟,黄庆龙.火星探测巡航段天文自主导航方法研究[J].深空探测学报.2016
[4].宋敏,袁运斌.火星探测巡航段自主导航方法研究[J].武汉大学学报(信息科学版).2016
[5].李桂虎.输入受限的高超飞行器巡航段跟踪控制研究[D].哈尔滨工业大学.2016
[6].谭诗利,王洁,王鹏飞,徐启云.高超声速飞行器巡航段导航综述[J].飞航导弹.2016
[7].焦志刚,于明星,刘猛.多因素影响下巡航导弹巡航段的Simulink弹道仿真[J].沈阳理工大学学报.2016
[8].王密,郑兴辉,程宇峰,陈晓.火星探测巡航段与捕获段光学自主导航方案与关键技术[J].武汉大学学报(信息科学版).2016
[9].董文明.小型柔性翼飞行器巡航段飞行控制系统设计[D].北京理工大学.2016
[10].陈静杰,颜艳,刘家学.基于BP网络巡航段油耗估计及影响结构分析[J].计算机测量与控制.2015
标签：客机; 飞行控制系统; 经典控制方法; Simulink仿真;