飛行控制系統(tǒng)大作業(yè)

1、精選優(yōu)質(zhì)文檔-傾情為你奉上飛行控制系統(tǒng)課程實(shí)驗(yàn)報告 班 級 學(xué) 號 姓 名 孫旭東 成 績 南京航空航天大學(xué)2017年4月 （一）飛機(jī)縱向飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與仿真 1、分析飛機(jī)縱向動力學(xué)模態(tài)，求飛機(jī)的長周期與短周期阻尼與自然頻率。在MATLAB環(huán)境下導(dǎo)入數(shù)據(jù)文件，輸入damp(alon),得出結(jié)果： Eigenvalue Damping Freq. (rad/s) -2.29e+000 + 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000 -2.29e+000 - 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000 -3.16e-002 1.00e+000 3.16e-0

2、02 -7.30e-003 + 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002 -7.30e-003 - 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002 長周期的根為 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 -7.30e-003 - 3.35e-002i阻尼為 2.13e-001自然頻率為 3.42e-002(rad/s)短周期的根為 -2.29e+000 + 4.10e+000i 和 -2.29e+000 - 4.10e+000i阻尼為 4.88e-001自然頻率為 4.69e+000(rad/s)2、對升降舵及油門單位階躍輸入下的飛機(jī)自然特性進(jìn)行仿真

3、，畫出相應(yīng)的狀態(tài)曲線。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('Deltaalpha(deg)')subplot

4、(224)plot(t,y(:,2,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltaalpha(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('Delt

5、atheta(deg)')subplot(224)plot(t,y(:,4,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltatheta(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)') 以上各圖為升降舵及油門單位階躍輸入下的飛機(jī)自然特性行仿真，左邊一列為升降舵的階躍輸入，右邊一列為

6、油門的階躍輸入。3、采用短周期簡化方法，求出傳遞函數(shù)。采用根軌跡方法設(shè)計(jì)飛機(jī)的俯仰角控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。輸入命令：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)得到傳遞函數(shù)為 ： -34.17 s - 82.55-s2 + 4.579 s + 22.01根軌跡設(shè)計(jì)：輸入命令：g1=tf(n(2,:),d)g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)選取阻尼比為0.55時，根軌跡增益為Kq

7、=0.173g4=feedback(g3,0.173)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(g6)同樣，可得Kth=1在Simulink中搭建系統(tǒng)仿真模型：進(jìn)行仿真：4、基于長周期簡化方法，求出傳遞函數(shù)，設(shè)計(jì)飛機(jī)的速度控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。輸入命令：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)得到傳遞函數(shù)為：7.971 s-s2 + 0.04847 s在Simulink中搭建系統(tǒng)模型：使用經(jīng)驗(yàn)試湊法得到P

8、ID控制器參數(shù)：Kp=0.9 Ki=0.2 Kd=0仿真結(jié)果如下：5、基于縱向線性模型（狀態(tài)方程），分別對速度控制與俯仰角控制進(jìn)行仿真。在Simulink中搭建仿真模型：先在速度通道加階躍信號，輸入命令：subplot(221)plot(t,x1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltau(m/s)')subplot(222)plot(t,x2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltaalpha(deg)')subplot(223)plot(t,x3)xlabel('t(s)')ylab

9、el('Deltaq(deg/s)')subplot(224)plot(t,x4)xlabel('t(s)')ylabel('Deltatheta(deg)')和plot(t,x5)xlabel('t(s)')ylabel('Deltah(m)')得到以下曲線：再在俯仰角通道加階躍信號，重復(fù)以上命令，得到如下曲線： （二）飛機(jī)側(cè)向滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)1、求出側(cè)向運(yùn)動方程的特征根，及對應(yīng)的模態(tài)，求出荷蘭滾模態(tài)的阻尼及自然頻率。在MATLAB環(huán)境下導(dǎo)入數(shù)據(jù)文件，輸入damp(alon),得出結(jié)果： Eigenvalue

10、Damping Freq. (rad/s) 0.00e+000 -1.00e+000 0.00e+000 -6.89e+000 1.00e+000 6.89e+000 -1.55e-002 1.00e+000 1.55e-002 -1.02e+000 + 5.08e+000i 1.97e-001 5.19e+000 -1.02e+000 - 5.08e+000i 1.97e-001 5.19e+000側(cè)向運(yùn)動方程的特征根為：0.00e+000（航向隨遇平衡模態(tài)）-1.55e-002（螺旋模態(tài)）-1.02e-001 +5.08e+000i，-1.02e-001 5.08e+000i（荷蘭滾模態(tài)）

11、-6.89e+000（側(cè)向滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)）荷蘭滾模態(tài)的阻尼為：1.97e-001自然頻率為：5.19e+000(rad/s)2、對副翼與方向舵單位階躍輸入下的自然特性進(jìn)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('Deltabeta(deg)')subplot(222)plot(t,y(:,1,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltabeta(deg)')subplot(

12、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)') 得到以下曲線：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('

13、;Deltar(deg/s)')subplot(223)plot(t,y(:,4,1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltaphi(deg)')subplot(224)plot(t,y(:,4,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltaphi(deg)')得到以下曲線：subplot(121)plot(t,y(:,5,1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltapsi(deg)')subplot(122)plot(t,y(:,5,2)xlabel

14、('t(s)')ylabel('Deltapsi(deg)'得到以下曲線：以上各圖中左邊為副翼輸入單位階躍響應(yīng)的曲線，右邊為方向舵輸入單位階躍響應(yīng)的曲線。3、采用簡化方法，求出傳遞函數(shù)。采用根軌跡方法設(shè)計(jì)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。輸入命令：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)得到所求傳遞函數(shù)：-135.1 s + 3.894e-020-s2 + 7.196 s - 2.073e-021根軌跡設(shè)計(jì)

15、：輸入命令：g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)選取阻尼比為0.7左右時，得到Kp=0.054再輸入：g4=feedback(g3,0.054)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(g6)得到Kth=0.211在Simulink中搭建系統(tǒng)模型：輸入：plot(t,x1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltaphi')得到響應(yīng)曲線：4、設(shè)計(jì)飛機(jī)航向控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。在Simulink中搭建系統(tǒng)仿真模型：利用尋優(yōu)模塊取得：Kps=9.87響應(yīng)為：5、設(shè)計(jì)飛機(jī)方向舵協(xié)調(diào)控制律，基于側(cè)向線性模型（狀態(tài)方程），進(jìn)行航向控制系統(tǒng)的仿真。