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正文內(nèi)容

共軸雙旋翼直升機(jī)懸停方向的控制實驗研究報告-資料下載頁

2025-07-03 16:49本頁面

【導(dǎo)讀】本文主要目的是設(shè)計共軸雙旋翼直升機(jī)懸停方向的控制系統(tǒng)。并且,為達(dá)到設(shè)計指標(biāo),對系統(tǒng)進(jìn)行了串聯(lián)校正,使系統(tǒng)能夠較好地達(dá)。在控制系統(tǒng)的設(shè)計過程中,利用了Scilab和Matlab軟件進(jìn)行仿真。分析,動態(tài)直觀地反映了系統(tǒng)的性能。20世紀(jì)40年代初,航空愛好者開始對共軸雙旋翼直升機(jī)產(chǎn)生濃厚的興趣。旋翼帶尾槳直升機(jī)研制成功,成為世界上第一架可實用的直升機(jī)。然而,人們對共軸雙旋翼直升機(jī)的研究和研制一直沒有停止。論實驗研究方面均走在世界前列。用反潛的飛行平臺,并先后交付美國海軍700多架。的需要,一些國家開始研制無人駕駛共軸雙旋翼形式直升機(jī)。種構(gòu)形的直升機(jī)以它固有的優(yōu)勢越來越受到業(yè)內(nèi)人士的重視。直升機(jī)的航向操縱靠上下兩旋翼總距的差動變化來完成。共軸雙旋翼直升機(jī)主要優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)緊湊,外形尺寸小。這種直升機(jī)無尾槳,機(jī)身長度大。與單旋翼帶尾槳直升機(jī)相比,其操縱效率明。而使得直升機(jī)的合扭矩不平衡,機(jī)體產(chǎn)生航向操縱的力矩。

  

【正文】 遞函數(shù)為 11c aTG T ?? ?? ? ④根據(jù)截止頻率要求,計算超前網(wǎng)絡(luò)參數(shù) a 和 T 15 60m??? ? ? ? ? ? ? 1 sin sin mma?????? 10 lg ?? **152 0 lg 1 1 .40 .9cc?? ??? 得到 * 7c? ?? 滿足要求。 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 12 1 mT a??? 式中 * ???? 所以 1cG ???? ? 4.仿真驗證 校正前系統(tǒng)穩(wěn)定 性仿真 用 Matlab 繪制零極點(diǎn)分布圖如下 校正前零極點(diǎn)分布圖 用 Matlab 繪制根軌跡圖 如下 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 13 校正前根軌跡圖 用 Matlab 繪制 奈氏 圖 如下 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 14 校正前奈氏圖 有以上仿真, 分析得系統(tǒng)閉環(huán)穩(wěn)定 。 校正前系統(tǒng)性能仿真 用 Scicos 連接系統(tǒng)框圖如下 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 15 校正前系統(tǒng)連接總圖 校正前超級模塊 1 圖 校正前超級模塊 2 圖 用 Scicos 仿真系統(tǒng)在時域中的響應(yīng) 如下 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 16 校正前系統(tǒng)時域響應(yīng)曲線圖 用 Matlab 仿真系統(tǒng)在 頻域 中的 特性如下 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 17 校正前系統(tǒng)頻域波特圖 校正 后 系統(tǒng)性能仿真 用 Scicos 連接系統(tǒng)框圖如下 校正后 系統(tǒng)連接總圖 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 18 用 Scicos 仿真系統(tǒng)在時域中的響應(yīng) 如下 校正后 系統(tǒng)時域響應(yīng)曲線圖 用 Matlab 仿真系統(tǒng)在 頻域 中的 特性如下 自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 19 校正后 系統(tǒng)頻域波特圖 5. 結(jié)論 本文旨在設(shè)計共軸雙旋翼直升機(jī)懸停方向的控制系統(tǒng)。文中介紹了此控制系統(tǒng)的設(shè)計 方案,在時域和頻域中詳細(xì)地分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性、穩(wěn)態(tài)性能和動態(tài)性能,為達(dá)到設(shè)計指標(biāo),對系統(tǒng)進(jìn)行了串聯(lián)校正,使系統(tǒng)能夠較好地達(dá)到指標(biāo)要求。在控 制系統(tǒng)的設(shè)計過程中,利用了 Scilab和 Matlab軟件進(jìn)行仿真分析,對系統(tǒng)性能分析和系統(tǒng)參數(shù)確定起到了很好的作用。 同時應(yīng)該指出,在此控制系統(tǒng)設(shè)計中還存在很多不足,主要有:為簡化系統(tǒng)模型,在建模時對系統(tǒng)進(jìn)行了一些假設(shè),直升機(jī)在實際情況下 要比文中提到的模型復(fù)雜的多;軍用直升機(jī)能夠適應(yīng)特別惡劣的環(huán)境,對直升機(jī)控制系統(tǒng)的指標(biāo)要求也就相應(yīng)提高,也不會單一使用一種控制設(shè)計方案,而是多種控制方案的組合,而文中控制系統(tǒng)的設(shè)計只應(yīng)用了一種設(shè)計方案;新一代的飛行器內(nèi)部控制系統(tǒng)全部采用數(shù)字 信號 ,即線性離散系統(tǒng) ,文中并沒有對這 部分內(nèi)容展開分析 。 針對以上的不足, 此 控制 系統(tǒng)還有很多地方需要完善:優(yōu)化系統(tǒng)模型,使其與實際情況自動控制原理實驗研究報告( 20xx20xx 學(xué)年第一學(xué)期) 20 更加接近;采用多種控制方案,進(jìn)行復(fù)合控制;為適應(yīng)數(shù)字信號的要求,還需對線性離散系統(tǒng)進(jìn)一步展開研究。 參考文獻(xiàn) [1] 胡壽松 .自動控制原理 .科學(xué)出版社 , [2] 吳百詩 .大學(xué)物理 .高等教育出版社 , [3] 西北工業(yè)大學(xué)理論力學(xué)教研室 .理論力學(xué) .科學(xué)出版社 , [4] 楊滌 ,耿云海 ,楊旭 ,李立濤 .飛行器系統(tǒng)仿真與 . [5] Stephen ,JeanPhilippe Chancelier,Ramine Nikoukhah,秦世引 ,張永飛 ,宗令蓓 ,林秋鳳 .Scilab/Scicos 在建模和仿真中的應(yīng)用 .北京郵電大學(xué)出版社 , 附錄 零極點(diǎn)分布圖、根軌跡圖源程序 : G=tf([165],[10 11 0])。 figure(1) pzmap(G)。 figure(2) rlocus(G)。 校正前奈氏圖、波特圖源程序: G=tf([165],[10 11 0])。 figure(1) margin(G)。 figure(2) nyquist(G)。 axis equal 校正后奈氏圖、波特圖源程序: G1=tf([165],[10 11 0])。 G2=tf([ 1],[ 1])。 G=series(G1,G2) figure(1) margin(G)。 figure(2) nyquist(G)。 axis equal
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