飞行控制新版系统大作业.doc

《飞行控制系统》
课程实验报告

班 级 0314102
学 号
姓 名 孙旭东
成 绩

南京航空航天大学
4月

（一）飞机纵向飞行控制系统设计与仿真
1、分析飞机纵向动力学模态，求飞机长周期与短周期阻尼与自然频率。

在MATLAB环境下导入数据文献，输入damp(alon),得出成果：

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-002
-7.30e-003 + 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002
-7.30e-003 - 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002

长周期根为 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 -7.30e-003 - 3.35e-002i
阻尼为 2.13e-001
自然频率为 3.42e-002(rad/s)

短周期根为 -2.29e+000 + 4.10e+000i 和 -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飞机自然特性进行仿真，画出相应状态曲线。

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飞机自然特性行仿真，左边一列为升降舵阶跃输入，右边一列为油门阶跃输入。

3、采用短周期简化办法，求出传递函数。采用根轨迹办法设计飞机俯仰角控制系统，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 ：
-34.17 s - 82.55
-----------------------
s^2 + 4.579 s + 22.01

根轨迹设计：
输入命令：
g1=tf(n(2,:),d)
g2=tf([-10],[1 10])
g3=series(g1,g2)
sisotool(g3)

选用阻尼比为0.55时，根轨迹增益为Kq=0.173

g4=feedback(g3,0.173)
g5=tf([1],[1 0])
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、基于长周期简化办法，求出传递函数，设计飞机速度控制系统，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：
7.971 s
---------------
s^2 + 0.04847 s
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=0.9 Ki=0.2 Kd=0
仿真成果如下：

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)')
和
plot(t,x5)
xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltah(m)')

得到如下曲线：

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、求出侧向运动方程特性根，及相应模态，求出荷兰滚模态阻尼及自然频率。

在MATLAB环境下导入数据文献，输入damp(alon),得出成果：

Eigenvalue 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

侧向运动方程特性根为：
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)')

得到如下曲线：

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)')

得到如下曲线：

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)'

得到如下曲线：

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

3、采用简化办法，求出传递函数。采用根轨迹办法设计飞机滚转角控制系统，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：
-135.1 s + 3.894e-020
--------------------------
s^2 + 7.196 s - 2.073e-021
根轨迹设计：
输入命令：g2=tf([-10],[1 10])
g3=series(g1,g2)
sisotool(g3)

选用阻尼比为0.7左右时，得到Kp=0.054
再输入：
g4=feedback(g3,0.054)
g5=tf([1],[1 0])
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：

运用寻优模块获得：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），进行航向控制系统仿真。

假设作动器特性为。
使用根轨迹办法设计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],[1 10])
g3=series(g1,g2)
sisotool(g3)

拟定Kr=0.21
在Simulink中搭建如下系统模型：

经实验，Kpsi取3.1，Kbeta取-1时响应效果较好。如下为仿真成果：