导读:本文包含了飞行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:直升机,系统辨识,数据预处理,复合分窗
飞行力学模型论文文献综述
陈力[1]（2016）在《直升机飞行力学模型系统辨识技术研究》一文中研究指出直升机飞行动力学系统辨识建模与机理建模相比,模型置信度高,适用于直升机飞行品质评估与设计、飞行控制律仿真与验证,对直升机总体以及飞控系统设计具有重要意义。论文以直升机为研究对象,开展直升机试飞试验数据处理、非参数化系统辨识与参数化系统辨识技术研究,得到了某直升机飞行动力学辨识模型,并以此方法为基础开发了一套实用的直升机飞行动力学系统辨识软件。论文首先针对直升机飞行试验数据信噪比低、轴间耦合强等特点,研究了飞行试验数据相容性检测、重构和滤波等预处理技术,有效消除了试验数据误差,提高了飞行试验数据的质量;其次,采用线性调频变换技术以及改进的谱估计技术,实现飞行试验数据的轴间解耦,并提出复合分窗方法提高了频率响应精度,然后,辨识得到了非参数化系统辨识模型;再次,基于最小二乘法和预报误差法辨识了直升机飞行动力学模型传递函数阵,以此为基础结合状态子空间法、预报误差法和机理建模先验知识得到了物理意义明确的直升机状态空间飞行力学模型,并用UH60仿真数据对辨识方法进行了验证;最后,基于MATLAB开发了一套具有良好交互性的图形化系统辨识软件,并用XV15的飞行试验数据对软件进行测试验证,将软件的辨识结果与NASA频域综合辨识软件CIFER进行对比,结果表明精度相当,证明了本文理论、方法的可行性和软件的实用性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2016-03-01）
吉洪蕾,陈仁良,李攀[2]（2014）在《适用于直升机飞行力学分析的叁维空间大气紊流模型》一文中研究指出发展了一种新的适用于直升机飞行力学分析的叁维空间大气紊流模型。采用Dryden紊流模型生成给定空间点的时域离散紊流速度,在速度坐标系框架下,横向和垂向采用统计特性守恒的高斯插值法进行紊流场空间扩展,而沿速度的纵向采用时间序列延迟法扩展紊流场,最终形成覆盖直升机各个气动面的叁维空间大气紊流速度场。将本文计算结果和国外经过飞行仿真验证的二维空间紊流模型结果进行对比分析,验证本文模型的有效性和正确性,研究二维和叁维空间紊流模型的区别。结果表明:本文模型改善了二维空间大气紊流模型对俯仰角速度、横向速度和航向角速度响应计算幅值偏小的缺陷;紊流引起的直升机响应幅值随飞行速度和紊流强度的增加而增大,随飞行高度的增加而减小。(本文来源于《航空学报》期刊2014年07期）
王斑,詹浩,黄晶[3]（2014）在《旋转机翼无人机巡航状态飞行力学模型辨识》一文中研究指出鸭式旋翼机翼无人机兼有直升机和固定翼飞机的飞行特点,针对其在巡航状态下的飞行特性首先建立了机理模型,并与频域辨识算法相结合进行了飞机飞行力学模型辨识研究。利用扫频试飞技术获取了鸭式旋翼机翼无人机在巡航工作点附近的舵输入和飞机动态输出数据,采用复合窗算法得到优化的频率响应,获取了飞机纵横向通道的传递函数模型。通过时域验证表明,模型能够较好地反映飞机的动态特性,可以应用于飞行控制系统设计。(本文来源于《飞行力学》期刊2014年02期）
沙虹伟[4]（2012）在《Simulink中倾转旋翼机飞行力学模型研究》一文中研究指出在Simulink环境中建立了功能健全的倾转旋翼飞行力学模型。该模型包含了旋翼、机翼、机身、尾翼等部件气动力模块与操纵机构模块,其中旋翼气动力的计算采取了准定常叶素理论和均匀入流假设,而机翼、机身、尾翼等部件气动力的计算则采用了升力线理论,并考虑了旋翼尾流的影响。最后,以XV-15为样机进行了配平和特征根的计算,并将计算结果与GTRS模型结果进行了对比,验证了该建模方法的有效性。(本文来源于《飞行力学》期刊2012年05期）
蔡红明,昂海松,邓双厚,张华靓[5]（2012）在《微型涵道飞行器飞行力学模型研究》一文中研究指出微型飞行器(MAV)非线性飞行力学模型研究是MAV设计中的一个重要环节。微型涵道飞行器由于大包线、尺寸小、速度低、气动布局特殊,其飞行力学特性具有显着的非线性特性。以低雷诺数风洞实验为基础,研究了微型涵道飞行器的空气动力学特性,并采用CFD方法计算了微型涵道飞行器的动导数。在此基础上建立了微型涵道飞行器的飞行力学模型,并计算了基本飞行性能和配平曲线。结果表明,微型涵道飞行器与常规飞行器相比有很大差异,可以完成悬停、垂直起降和前飞的大包线飞行。(本文来源于《飞行力学》期刊2012年03期）
陈坤[6]（2011）在《小型无人机飞行力学模型辨识与鲁棒控制研究》一文中研究指出小型无人机轻巧灵便、成本低、安全可靠，在军事和民用领域具有广泛的应用前景。本文以小型无人机Aerosonde为研究对象，从仿真激励获得输入-输出数据着手，应用系统辨识的方法获得模型参数估计，并基于无人机横侧向模型应用鲁棒控制对其进行控制律设计。论文的主要工作如下：（1）采用子空间法与预报误差法相结合算法辨识算例小型无人机平飞状态的飞行力学模型。首先采用子空间方法获得初始寻优模型，结合算例无人机机理建模提供的先验知识，采用预报误差法获得最优模型的两步辨识方法，来获得在平飞状态下无人机的动力学模型。研究中注重引入理论分析所提供的先验知识，以使结果在能够正确描述无人机飞行力学特性的同时又具有明确的物理意义及良好的适用性，能够更容易的为工程技术人员所接受和采用。（2）根据选用的辨识算法，利用Matlab GUI编制一套辨识软件。该软件包含无人机辨识数据的输入、处理、辨识的实现以及结果分析和校验等五个模块，结合对飞行试验数据辨识的需要，设计各个模块的功能。（3）利用μ综合方法设计算例小型无人机横侧向鲁棒控制器。建立的无人机飞行力学模型不可避免会出现模型不精确和未建模动态，利用μ综合方法设计的控制器，具有良好的鲁棒性能，并且可以避免设计结果出现较大的保守性。考虑到工程应用对设计的鲁棒控制器进行降阶。由于无人机受风扰动出现明显高度变化利用模糊控制理论为无人机设计高度保持控制律，并进行模型仿真验证。(4)基于Matlabsimulink平台将设计的鲁棒控制律编译生成DSP芯片可执行源代码。该方法无需对DSP芯片进行大量的编程，依靠Matlabsimulink就能生成完整的DSP源代码，并通过代码验证说明了生成源代码的有效性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2011-12-01）
孙涛[7]（2010）在《直升机飞行力学模型辨识研究》一文中研究指出直升机飞行力学建模研究是直升机飞行控制系统、飞行仿真系统研制的基础。本文系统研究了直升机飞行力学模型的系统辨识建模理论及实现方法。论文围绕着直升机辨识中的先验知识获取和采用、辨识方法及辨识实现手段几个主要部分开展研究。以单旋翼带尾桨的小型无人直升机为主要研究对象,并致力于将研究方法和结论在向直升机系统辨识所存在的共性问题推广。研究中注重引入经验及理论分析所提供的先验知识,以使结果在能够正确描述直升机飞行力学特性的同时具有明确的物理意义及良好的适用性,能够更容易的为工程技术人员所接受和采用。文章首先采用机理建模的方法分析了直升机的飞行力学特性并得到了辨识模型集。分析过程中根据直升机主要气动部件所受气动力,建立了直升机的刚体6自由度运动方程。在此基础上,又研究了旋翼挥舞运动及小型直升机贝尔-希勒伺服小翼的挥舞运动方程并分析了其对直升机响应的影响。通过对直升机飞行力学模型特性的分析,获得了辨识的先验知识。针对直升机是一个非线性不稳定多输入-多输出系统及机体振动大的特点,研究了直升机飞行力学模型辨识方法。提出了首先采用子空间方法获得初始模型,然后采用频域加权的预报误差法获得最优模型的两步辨识方法。以本方法为主要工具,论文对算例直升机模型辨识进行了仿真,结果表明本方法是有效的。为了开展辨识试飞试验及研究辨识试验相关技术,本文开发了一套直升机飞行力学模型辨识试验系统。根据辨识试验开展的需要设计了各子系统的软硬件。同时,为了满足辨识的要求研究了系统的导航滤波算法,提出了适用于直升机飞行数据测量的多传感器数据融合方法,并对系统特性进行了分析。以本文所开发的辨识系统为基础,进一步研究了辨识试验中可能遇到的关键技术问题。最后,为了检验本文所提出的辨识方法以及所开发的辨识试验系统的有效性,以航模直升机为辨识对象开展了辨识试验,分别辨识了对象直升机的6自由度和8自由度线化飞行力学模型。采用未参与辨识计算的试飞数据验证了辨识结果的有效性,并将获得的两模型进行了对比。为了进一步验证辨识所得模型的准确性及实用性,利用辨识所得模型设计了多环PID控制器并通过试飞对其有效性进行了验证。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2010-06-01）
孙涛,宋彦国,张呈林[8]（2009）在《模型直升机悬停状态下飞行力学模型辨识》一文中研究指出直升机飞行力学模型的准确性对于直升机的控制系统设计具有非常重要的影响。采用常规的建模方法往往很难获得准确的飞行力学模型。为满足飞行控制系统设计的需要,提出了一种直升机飞行力学模型的系统辨识建模方法。该方法将机理建模方法与辨识建模方法相结合,首先利用状态子空间法获得直升机的近似飞行力学模型,再将机理建模提供的先验知识与子空间法辨识得到的模型相融合,限定主要参数,采用误差预报法进一步寻优得到较准确的直升机飞行力学模型。通过飞行试验,成功地辨识得到了悬停状态下模型直升机状态空间方程表达的线化飞行力学模型。所得的辨识结果能够准确预测出模型直升机的响应,可以应用于飞行控制系统设计当中。(本文来源于《航空学报》期刊2009年01期）
孙涛,宋彦国,张呈林[9]（2008）在《基于子空间法的小型直升机飞行力学模型辨识》一文中研究指出研究了直升机飞行力学模型辨识方法。首次将状态子空间系统辨识法应用于直升机飞行力学模型的辨识,并对其进行了改进。通过辨识成功地得到了悬停状态下小型直升机的高阶飞行力学模型,并进行了算例直升机仿真验证。结果表明,状态子空间法辨识具有良好的鲁棒性,不会出现经典辨识算法寻优过程中出现的局部极小现象,以及迭代带来的收敛性问题,对于辨识直升机飞行力学模型是非常适用和有效的。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2008年05期）
宋彦国,王焕瑾,沙虹伟,徐敏[10]（2008）在《倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究》一文中研究指出对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究。其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型。对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰。最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2008年02期）
飞行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：
发展了一种新的适用于直升机飞行力学分析的叁维空间大气紊流模型。采用Dryden紊流模型生成给定空间点的时域离散紊流速度,在速度坐标系框架下,横向和垂向采用统计特性守恒的高斯插值法进行紊流场空间扩展,而沿速度的纵向采用时间序列延迟法扩展紊流场,最终形成覆盖直升机各个气动面的叁维空间大气紊流速度场。将本文计算结果和国外经过飞行仿真验证的二维空间紊流模型结果进行对比分析,验证本文模型的有效性和正确性,研究二维和叁维空间紊流模型的区别。结果表明:本文模型改善了二维空间大气紊流模型对俯仰角速度、横向速度和航向角速度响应计算幅值偏小的缺陷;紊流引起的直升机响应幅值随飞行速度和紊流强度的增加而增大,随飞行高度的增加而减小。
（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。
飞行力学模型论文参考文献
[1].陈力.直升机飞行力学模型系统辨识技术研究[D].南京航空航天大学.2016
[2].吉洪蕾,陈仁良,李攀.适用于直升机飞行力学分析的叁维空间大气紊流模型[J].航空学报.2014
[3].王斑,詹浩,黄晶.旋转机翼无人机巡航状态飞行力学模型辨识[J].飞行力学.2014
[4].沙虹伟.Simulink中倾转旋翼机飞行力学模型研究[J].飞行力学.2012
[5].蔡红明,昂海松,邓双厚,张华靓.微型涵道飞行器飞行力学模型研究[J].飞行力学.2012
[6].陈坤.小型无人机飞行力学模型辨识与鲁棒控制研究[D].南京航空航天大学.2011
[7].孙涛.直升机飞行力学模型辨识研究[D].南京航空航天大学.2010
[8].孙涛,宋彦国,张呈林.模型直升机悬停状态下飞行力学模型辨识[J].航空学报.2009
[9].孙涛,宋彦国,张呈林.基于子空间法的小型直升机飞行力学模型辨识[J].南京航空航天大学学报.2008
[10].宋彦国,王焕瑾,沙虹伟,徐敏.倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究[J].空气动力学学报.2008