飞行控制系统大作业.docx

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飞行控制系统大作业

《飞行控制系统》

课程实验报告

班级0314102

学号031410224

姓名孙旭东

成绩

南京航空航天大学

2017年4月

（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真

1、分析飞机纵向动力学模态,求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率。

在MATLAB环境下导入数据文件,输入damp（alon）,得出结果:

EigenvalueDampingFreq、（rad/s）

-2、29e+000+4、10e+000i4、88e-0014、69e+000

-2、29e+000-4、10e+000i4、88e-0014、69e+000

-3、16e-0021、00e+0003、16e-002

-7、30e-003+3、35e-002i2、13e-0013、42e-002

-7、30e-003-3、35e-002i2、13e-0013、42e-002

长周期的根为-7、30e-003+3、35e-002i与-7、30e-003-3、35e-002i

阻尼为2、13e-001

自然频率为3、42e-002（rad/s）

短周期的根为-2、29e+000+4、10e+000i与-2、29e+000-4、10e+000i

阻尼为4、88e-001

自然频率为4、69e+000（rad/s）

2、对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真,画出相应的状态曲线。

sys=ss（alon,blon,clon,dlon）

[y,t]=step（sys,500）

subplot（221）

plot（t,y（:

1,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltau（m/s）'）

subplot（222）

plot（t,y（:

1,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltau（m/s）'）

subplot（223）

plot（t,y（:

2,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\alpha（deg）'）

subplot（224）

plot（t,y（:

2,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\alpha（deg）'）

subplot（221）

plot（t,y（:

3,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltaq（deg/s）'）

subplot（222）

plot（t,y（:

3,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltaq（deg/s）'）

subplot（223）

plot（t,y（:

4,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\theta（deg）'）

subplot（224）

plot（t,y（:

4,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\theta（deg）'）

subplot（121）

plot（t,y（:

5,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltah（m）'）

subplot（122）

plot（t,y（:

5,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltah（m）'）

以上各图为升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性行仿真,左边一列为升降舵的阶跃输入,右边一列为油门的阶跃输入。

3、采用短周期简化方法,求出传递函数

。

采用根轨迹方法设计飞机的俯仰角控制系统,并进行仿真。

输入命令:

a1=alon（（2:

3）,（2:

3））

b1=blon（（2:

3）,:

）

c1=clon（（2:

3）,（2:

3））

d1=dlon（（2:

3）,:

）

[n,d]=ss2tf（a1,b1,c1,d1,1）

g1=tf（n（2,:

）,d）

得到传递函数

为:

-34、17s-82、55

-----------------------

s^2+4、579s+22、01

根轨迹设计:

输入命令:

g1=tf（n（2,:

）,d）

g2=tf（[-10],[110]）

g3=series（g1,g2）

sisotool（g3）

选取阻尼比为0、55时,根轨迹增益为Kq=0、173

g4=feedback（g3,0、173）

g5=tf（[1],[10]）

g6=series（g4,g5）

sisotool（g6）

同样,可得Kth=1

在Simulink中搭建系统仿真模型:

进行仿真:

4、基于长周期简化方法,求出传递函数

设计飞机的速度控制系统,并进行仿真。

输入命令:

a1=alon（[1,4],[1,4]）

b1=blon（[1,4],:

）

c1=clon（[1,4],[1,4]）

d1=dlon（[1,4],:

）

[n,d]=ss2tf（a1,b1,c1,d1,2）;

g1=tf（n（1,:

）,d）

得到传递函数为:

7、971s

---------------

s^2+0、04847s

在Simulink中搭建系统模型:

使用经验试凑法得到PID控制器参数:

Kp=0、9Ki=0、2Kd=0

仿真结果如下:

5、基于纵向线性模型（状态方程）,分别对速度控制与俯仰角控制进行仿真。

在Simulink中搭建仿真模型:

先在速度通道加阶跃信号,输入命令:

subplot（221）

plot（t,x1）

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltau（m/s）'）

subplot（222）

plot（t,x2）

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\alpha（deg）'）

subplot（223）

plot（t,x3）

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltaq（deg/s）'）

subplot（224）

plot（t,x4）

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\theta（deg）'）

与

plot（t,x5）

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltah（m）'）

得到以下曲线:

再在俯仰角通道加阶跃信号,重复以上命令,得到如下曲线:

（二）飞机侧向滚转角控制系统设计

1、求出侧向运动方程的特征根,及对应的模态,求出荷兰滚模态的阻尼及自然频率。

在MATLAB环境下导入数据文件,输入damp（alon）,得出结果:

EigenvalueDampingFreq、（rad/s）

0、00e+000-1、00e+0000、00e+000

-6、89e+0001、00e+0006、89e+000

-1、55e-0021、00e+0001、55e-002

-1、02e+000+5、08e+000i1、97e-0015、19e+000

-1、02e+000-5、08e+000i1、97e-0015、19e+000

侧向运动方程的特征根为:

0、00e+000（航向随遇平衡模态）

-1、55e-002（螺旋模态）

-1、02e-001+5、08e+000i,-1、02e-001–5、08e+000i（荷兰滚模态）-6、89e+000（侧向滚转收敛模态）

荷兰滚模态的阻尼为:

1、97e-001

自然频率为:

5、19e+000（rad/s）

2、对副翼与方向舵单位阶跃输入下的自然特性进行仿真

sys=ss（alat,blat,clat,dlat）

[y,t]=step（sys,400）

subplot（221）

plot（t,y（:

1,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\beta（deg）'）

subplot（222）

plot（t,y（:

1,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\beta（deg）'）

subplot（223）

plot（t,y（:

2,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltap（deg/s）'）

subplot（224）

plot（t,y（:

2,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltap（deg/s）'）

得到以下曲线:

subplot（221）

plot（t,y（:

3,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltar（deg/s）'）

subplot（222）

plot（t,y（:

3,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Deltar（deg/s）'）

subplot（223）

plot（t,y（:

4,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\phi（deg）'）

subplot（224）

plot（t,y（:

4,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\phi（deg）'）

得到以下曲线:

subplot（121）

plot（t,y（:

5,1））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\psi（deg）'）

subplot（122）

plot（t,y（:

5,2））

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\psi（deg）'

得到以下曲线:

以上各图中左边为副翼输入单位阶跃响应的曲线,右边为方向舵输入单位阶跃响应的曲线。

3、采用简化方法,求出传递函数

。

采用根轨迹方法设计飞机的滚转角控制系统,并进行仿真。

输入命令:

a1=alat（[2,4],[2,4]）

b1=blat（[2,4],:

）

c1=clat（[2,4],[2,4]）

d1=dlat（[2,4],:

）

[n,d]=ss2tf（a1,b1,c1,d1,1）

g1=tf（n（1,:

）,d）

得到所求传递函数

:

-135、1s+3、894e-020

--------------------------

s^2+7、196s-2、073e-021

根轨迹设计:

输入命令:

g2=tf（[-10],[110]）

g3=series（g1,g2）

sisotool（g3）

选取阻尼比为0、7左右时,得到Kp=0、054

再输入:

g4=feedback（g3,0、054）

g5=tf（[1],[10]）

g6=series（g4,g5）

sisotool（g6）

得到Kth=0、211

在Simulink中搭建系统模型:

输入:

plot（t,x1）

xlabel（'t（s）'）

ylabel（'\Delta\phi'）

得到响应曲线:

4、设计飞机航向控制系统,并进行仿真。

在Simulink中搭建系统仿真模型:

利用寻优模块取得:

Kps=9、87

响应为:

5、设计飞机方向舵协调控制律,基于侧向线性模型（状态方程）,进行航向控制系统的仿真。

假设作动器特性为

。

使用根轨迹的方法设计Kr:

a1=alat（[1,3],[1,3]）

b1=blat（[1,3],:

）

c1=clat（[1,3],[1,3]）

d1=dlat（[1,3],:

）

[n,d]=ss2tf（a1,b1,c1,d1,2）

g1=tf（n（2,:

）,d）

g2=tf（[-10],[110]）

g3=series（g1,g2）

sisotool（g3）

确定Kr=0、21

在Simulink中搭建如下系统模型:

经试验,Kpsi取3、1,Kbeta取-1时的响应效果较好。

以下为仿真结果: