方案,有:Р分别为, 其中是第 i 个转子无量纲化流量, 近似的Р Р其中是锁数:Р Р其中是是桨叶的转动惯量。Р 通过介于和框架映射转换成体坐标框架进而导出由于飞行器运动时机体框架的摆动角度方程:Р飞行器俯仰与翻滚角速度产生的摆动角度被加入到这个体坐标框架中:Р表1:空气动力学的参数和相关误差Р4 模型参数化和稳定性Р 基于这个模型建立的控制器需要实体系统的参数是精确的。大多数修饰语可以被自由的选择,比如一些、最重要的h变量等等,以用来口述系统的飞行性能。飞行器模型的每一个动态响应的定义参量都存在误差。我们通过分析外壳内的系统行为来选择旋翼机上cog高度的最优值。Р4.1 测量值和不确定性Р 通过测量值或者来源于实验的数据,我们建立的一整套的参数估计方法及相关误差。通过其他已知值计算出参数的情况下,相关误差也可以被计算出:Р•空气动力学参数Р通过测量、计算、仿真过着参考资料,转子、叶片和空气动力学参数可以被推导出。他们被列在表1中。Р•零件和放置位置Р飞行器的零件和放置位置在表2中给出。主要这张表只包括一些主要零件,不包括螺丝和紧固件。Р•通过先前处理点质量计算出转动惯量,对角线的惯性矩阵有表3给出Р图4 :x-4的剖面图Р表2:元件质量和阈值Р4.2 自然稳定性分析Р 一个直升飞机或者四旋翼的显性动力学一车辆的纵向动力学相关。直升飞机的徘徊运动与每一个轴都是解耦的。四旋翼的对称性意味着其占用重要地位的动力学方程可以用一个单一方程表示。我们通过深入了解这些动力学方程的自然稳定性来寻求控制系统的最佳几何框架。Р在早期的工作中,我们应用Prouty的派生物来分析四旋翼的近徘徊动力学。这些实验跟深入的指出通过分析四旋翼的额外关系和消除弹簧引起的震动并没有被运用到当前的X-4飞行器中。Р通过直升飞机的基本动力学方程驱使了x的转变和在没有控制输入下的倾斜和翻转。稳定性导数矩阵如下:
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