本文利用實驗與分析方法，以探討飛行翼載具（Flying-Wing Airplane）的穩定性，
並據以設計其自動飛行穩定控制器，因而提出一合理的飛行狀態轉換參考命令，把駕
駛方式由控制面操縱方式變為狀態操縱方式。
在飛行模態設計實驗皂初階，本文引進飛行力學的觀念以改良增加飛機的穩定性，並
選擇一較佳的飛行狀態，進行飛行模態的空氣動力係數（Aerodynamic coefficients
）測試與控制設計，以減少實驗方法分析的不準確性（Uncer-tainty）。
其次在設計飛行控制系統，利用LQR（Linear Quadratic Regular） 使其具有最佳性
能指數（Performance Index）， 同時利用特徵結構指定（Eigenstructure Assignm
ent ）的特性，改良此方法，使其能達到模態分離（Model-decoup-ling） 的目的，
以下本文總稱此方法為LQEA（Linear Quaderatic with Eigenvector Assignment）。
最後在飛行控制系統建立之後，將採用最小平方差方法（Least Square），提供一套
合理的命令轉換法（Command Transformation）給搖控飛行員做為飛行翼載具做狀態
飛行時之用。
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