，到地面的距离。地面站由台笔记本电脑，与飞行器接收机接口，提供差分校正。它也有个电池充电器，当需要手动飞行扩展控制时的操纵杆。三旋翼动力学非线性动力学的推导是在东北下惯性系和自身固定坐标系下进行的。表示惯性轴，表示机体轴，如图中定义。机体轴的欧拉角分别对应于和轴，分别被称为横滚俯仰和偏航。定义为从惯性原点到飞行器重心的位置向量，定义为机身边框的角速度。当前的速度方向对应惯性坐标系中的。图旋翼飞机的自由受力分析图转子的，编号为，装上舷外编号为的旋翼，分别安装在和轴的外侧，和相对于重心的位置向量。每个转子产生都产生气动力矩，和推力两个力都平行于转子的旋转轴，都用于飞行器控制。其中，，其中是施加到电机的电压，取决于电池负载测试。在飞行中，从这种近似得到的变化很大。扭矩，与转子推力成正比，。转子和向相反的方向旋转，转子和也是，因此抵消气动力矩，可以独立用于偏航控制。水平速度有时对转子的产生作用，对于和。机体的阻力被定义为，飞行器质量设为，重力加速度为，惯性矩阵为∈。图描绘了个自由受力分析图。总作用力和时间可以概括为完整的非线性动力学可描述为转子总的角动量假设接近零，因为他们是反旋转。近悬停条件下，滚转力矩和阻力的贡献可以忽略不计，在方程中。定义总推力为。平移运动定义为，其中和分别是横滚俯仰偏航的旋转矩阵。对旋转矩阵运用小角度近似，最后，假设总推力近似抵消重力，，除了轴，对于小的角速度，欧拉角加速度由方程丢弃二次阶项决定，并推力扩展到四阶。角度方程成为此时臂长由于对称性对所有转子是相同的。由此产生的线性模型已可以用于控制设计。四估算和控制设计应用光谱分离的概念，内环的态度和高度的控制靠控制电机电压，外环位置控制靠命令内环的姿态请求。机械的精确姿态控制在方程中实现，设计了个积分型控制器考虑到推力偏差。位置估算使用结合了水平位置和速度信息，垂直位置和的超声波测距仪估计的速度信息，从包括偏差估计的卡尔曼滤波器中的获得的加速度和角速度值的导航过滤器得出。积分型技术应用于方程中所描述的设备线性位置的水平分量。由此产生的悬停性能如图所示较与确定，先前的最好回报则丢弃。然后，个高斯随机向量添加到。结果存储为，模拟再次执行。如是迭代，直到值经历适当的迭代次数后保持稳定，由特定的应用程序确定。仿真结果必须加以检查，以预测控制策略所可能产生的性能。通过为策略的权重使用高斯更新规则，它有可能超过局部最大的。最高概率的步骤验台，目前包括两个旋翼，也被称为轴飞行器，有轴能力。本文提出了控制设计算法比较，专为户外高度控制，在地面效应及以上，可提供飞机独特的动态。由于四个相互作用旋翼引起的复杂气流，经典的线性算法无法提供足够的稳定性。积分滑模和强化学习控制作为适应非线性干扰的两个设计算法。两种算法相对于经典控制算法都大大提高了控制性能。引言作为第作者，是台旨在验证新型的多飞行器控制技术和目前现实世界问题作进步搜索的空中平台。的基本运载工具是带固定螺距桨片的四旋翼飞机。他们有在米的正方形面积分钟的户外飞行能力。图个飞行中的旋翼机迄今为止已经有许多项目涉及旋翼，已知的首次悬停发生在年月。最近旋翼概念是由商业远程控制版本引发的关注，例如。许多团体已经看到自主旋翼飞行器开发的重大成功。然而，到今天为止，是唯的可操作多旋翼能够自主室外飞行的平台，没有滑轨或系绳。第主要里程碑是自主悬停控制，带姿态闭环控制，高度和位置。使用惯性检测，飞行器的高度控制是和简单的，采用叶片的相对速度的小差异。在事实上，标准积分型技术用来提供飞行器可靠的稳定姿态和跟踪。位置控制也采用个积分型实现，为了确保连续回路的光谱分离而精心设计。遗憾的是，高度控制证明是不那么简单的。有许多因素影响的高度回路，特别是它不修改自己到经典控制技术。最重要的是高度非线性和个旋翼气流相互作用的不稳定因素。在我们的实验中当运动在没有阻尼的滑轨或系绳上时，这种影响变得至关重要。在手动飞行的实证观察发现，当下降通过强烈的湍流流场时会有明显的推力损失。类似的直升机空气动力现象已被广泛研究，由于其相对默默无闻和复杂性，这些研究不适用于旋翼机。其他引入高度控制回路干扰的因素，包括叶片弯曲地面效应和电池放电动态。虽然这些影响产生姿态控制的瞬间也存在，控制输入的微分性质消除大部分使姿态控制变复杂的推力的绝对干扰，其他问题的产生在选择低成本高分辨率的姿态传感器。用到的超声波测距装置，受到非高斯噪声虚假回波和漏失的影响。由由此产生的原始数据流包括尖峰和回波难以缓解，最成功的处理是在卡尔曼滤波之前拒绝不可能的测量值。为了适应这种噪音和干扰的组合，采用了两种截然不同的方法。积分滑模控制采用消除干扰的方法，而不是设计个控制法则，因只要干扰不超过定幅度，保证对他的鲁棒性。基于模型的强化学习根据记录的输入和响应创建了个动态模型，没有任何底层的动态知识，学习模型基础上利用优化技术寻求个最优控制规律。本文呈现了两种方法的论述和从设计和实施的角度的对比。二系统描述由队旋翼和地面站组成。该系统通过蓝牙代网络通信。飞行器的核心是为这个项目设计并在斯坦福大学组装的微控制器电路板。微控制器运行实时控制代码，使用传感器接口和地面站及监控系统。这架飞行器有感应位置姿态接近地面的能力。差分接收机是型号，波段操作，提供更新。惯性测量装置是低成本重量轻的微应变三轴陀螺仪，提供赫兹的姿态姿态率加速读数。利用范围超声波测量是小的，导致解决方案的完善，中局部最大值的附近。但是，如果该算法是全局最大的，并允许继续执行，存在个有限的概率个足够大的高斯步骤将执行这样图时负载曲线图图时负载曲线图图时负载曲线图由图可知，镦粗压下速度，中心角时的实际负载没有超过许可负载由图可知，镦粗压下速度，中心角时的实际负载没有超过许可负载。将上述四种参数的毛坯沿点剖开，如图所示，在毛坯对称面横向取七个数据点，如图所示。图剖视点图数据点在不同压下量时的应变应力曲线分别如图所示。在各曲线上，将点在压下量时的值取平均值，定义为主动塑性变形区应变应力值将点在压下量时值取平均值，定义为中心区应变应力值。其应变应力值如表所示。应变应力值比较如图所示。其中应变负值表示被压，正值表示被压，应力值负值表示压应力，正值表示拉应力，单位为。图时应变应力曲线图时应变应力曲线图时应变应力曲线图时应变应力曲线表压下量时应变应力值中心区主动塑性变形区中心区主动塑性变形区怀和悉心指导下完成的。从课题的开始到本文的最后完成，得到了导师悉心指导。倪博士勤奋的学习态度渊博的知识和严谨踏实的治学态度使我受益非浅，倪博士严于律己宽以待人的崇高品德是我学习的榜样。值此论文完成之际，谨致以崇高的敬意和衷心的感谢,感谢王贵教授萧时诚老师悉心指导和热情帮助,感谢梁焯劲张素明等同学的帮助,感谢大学期间教导和帮助过我的老师,感谢在大型件锻造工艺理论研究方面的各位学者,参考文献谢懿主编实用锻压技术手册北京机械工业出版社,王占学主编塑性加工金属学北京冶金工业出版社,吕炎主编锻件缺陷分析与对策北京机械工业出版社,李尚健金属塑性成形过程模拟北京机械工业出版社,汪大年金属塑性成形原理北京机械工业出版社,吕炎等编锻压成形理论与工艺北京机械工业出版社,刘助柏塑性成形新技术及其力学原理北京机械工业出版社，邹善藻三十五年来我国的转子锻件制造大型锻造件杨凤汽轮机转子的热应力分析和疲劳寿命研究沈阳沈阳工业大学,刘显惠，林锦棠国内外汽轮机大型转子锻件材料的技术进展国外金属热处理汤健大型汽轮机低压转子锻件的制造技术铸锻热热处理实践刘助柏，倪利勇等大锻件形变新理论新工艺及关键技术研究的回顾与展望大型铸锻件邓冬梅大型锻件锻造新理论与新工艺的数值模拟秦皇岛燕山大学,王雷刚大型汽轮机转子锻造工艺模拟与智能研究秦皇岛燕山大学,倪利勇等大型饼类锻件漏盘镦挤工艺的数值模拟与优化广东海洋大学学报刘助柏,王连东,李纬民,齐作玉镦粗力学分析大型铸锻件刘助柏,王连东,刘国晖,李纬民塑性工程力学镦粗和拔长理论与技术的进展自然科学进展刘助柏大型锻件锻造理论与工艺研究成果中国科学基金李仕华,刘助柏圆柱体在普通平板间镦粗时应力场的定量物理模拟中国机械工程李仕华上下新锻造法含平板镦粗圆柱体定量物理模拟的研究齐齐哈尔温塑性成形分析，不考虑热传递影响。锻件毛坯材料设置为刚粘塑性材料，镦粗板变形量很小，设置为刚体。在中，按照毛坯上模具下模具的顺序导入几何模型，系统自动默认毛坯材料为，模具材料为对于非刚性材料和考虑热传影响的刚体材料，需要划分有限元网格。可根据，到地面的距离。地面站由台笔记本电脑，与飞行器接收机接口，提供差分校正。它也有个电池充电器，当需要手动飞行扩展控制时的操纵杆。三旋翼动力学非线性动力学的推导是在东北下惯性系和自身固定坐标系下进行的。表示惯性轴，表示机体轴，如图中定义。机体轴的欧拉角分别对应于和轴，分别被称为横滚俯仰和偏航。定义为从惯性原点到飞行器重心的位置向量，定义为机身边框的角速度。当前的速度方向对应惯性坐标系中的。图旋翼飞机的自由受力分析图转子的，编号为，装上舷外编号为的旋翼，分别安装在和轴的外侧，和相对于重心的位置向量。每个转子产生都产生气动力矩，和推力两个力都平行于转子的旋转轴，都用于飞行器控制。其中，，其中是施加到电机的电压，取决于电池负载测试。在飞行中，从这种近似得到的变化很大。扭矩，与转子推力成正比，。转子和向相反的方向旋转，转子和也是，因此抵消气动力矩，可以独立用于偏航控制。水平速度有时对转子的产生作用，对于和。机体的阻力被定义为，飞行器质量设为，重力加速度为，惯性矩阵为∈。图描绘了个自由受力分析图。总作用力和时间可以概括为完整的非线性动力学可描述为转子总的角动量假设接近零，因为他们是反旋转。近悬停条件下，滚转力矩和阻力的贡献可以忽略不计，在方程中。定义总推力为。平移运动定义为，其中和分别是横滚俯仰偏航的旋转矩阵。对旋转矩阵运用小角度近似，最后，假设总推力近似抵消重力，，除了轴，对于小的角速度，欧拉角加速度由方程丢弃二次阶项决定，并推力扩展到四阶。角度方程成为此时臂长由于对称性对所有转子是相同的。由此产生的线性模型已可以用于控制设计。四估算和控制设计应用光谱分离的概念，内环的态度和高度的控制靠控制电机电压，外环位置控制靠命令内环的姿态请求。机械的精确姿态控制在方程中实现，设计了个积分型控制器考虑到推力偏差。位置估算使用结合了水平位置和速度信息，垂直位置和的超声波测距仪估计的速度信息，从包括偏差估计的卡尔曼滤波器中的获得的加速度和角速度值的导航过滤器得出。积分型技术应用于方程中所描述的设备线性位置的水平分量。由此产生的悬停性能如图所示较与确定，先前的最好回报则丢弃。然后，个高斯随机向量添加到。结果存储为，模拟再次执行。如是迭代，直到值经历适当的迭代次数后保持稳定，由特定的应用程序确定。仿真结果必须加以检查，以预测控制策略所可能产生的性能。通过为策略的权重使用高斯更新规则，它有可能超过局部最大的。最高概率的步骤验台，目前包括两个旋翼，也被称为轴飞行器，有轴能力。本文提出了控制