飞控大作业(共43页)

1、精选优质文档-倾情为你奉上现代飞行控制系统控制作业专心-专注-专业一、 飞机的建模、配平与线性化1.1飞机的建模以现有的飞机六自由度模型为基础，使用S函数编写飞机气动力、发动机推力以及重力的力和力矩，空气密度由Matlab中的 ISA Atomsphere Model，利用高度来计算。模型主要有五大部分，一是空气密度模块，由simulink提供。气动力、发动机推力和重力模块都是用s函数编写得到的。使用edit sfuntmpl命令即可调用MATLAB自带的s函数的模板，修改其中部分就可以得到相应功能的s函数模块。此飞机模型包括六个输入（deltaF = 0）：deltaE deltaA del

2、taR deltaF n pz，12个状态： V alpha beta p q r phi theta psi xe ye H。 1.2 飞机的配平与线性化配平是通过调整各舵面默认角度来达到使飞机平稳飞机/保持某状态的目的。飞机配平一个是俯仰配平，一个是副翼配平。俯仰配平包括安定面配平、速度配平、马赫配平。人工配平有人工电气配平、人工备用配平。自动配平是衔接自动驾驶以后由FCC控制的配平，包括升降舵伺服系统来进行俯仰配平，有的机型叫自动驾驶配平。在速度为50m/s，高度为3000m的初始条件下进行配平。然后得到飞机的线性化矩阵，以及纵向和横侧向的矩阵。线性化矩阵A B C D如下：A-0.41

3、6016.888-0.8631-0.-0.62520.523830.6964-9.3480000.-0.-1.9980.-0.685540.1370-0.-0.-0.0002.413e-05-0.-0.-0.92150.589040.-0.22900.91300.0001.427e-060.-0.99749-2.088-3.301-0.1.54500000-1.916e-060.77790-8.4310.62861.150e-21-4.629-0.717100000-0.0.0.0.6566-0.27670.32010.462000000-9.065e-060001.0000.0.665015

4、.169e-222.037e-21000000000.1015-0.12247-2.330e-210000000000.559531.0506.208e-212.302e-2200001.0941.383e-09-5.896e-100002.995e-124.354e-10-1.816e-100002.401e-13-1.49449.31000-4.558-5.670e-1249.500004.418e-1249.891.5890000.8570-49.830000B-0.2286-0.0.3745-2.2310.0.56213-0.2286-0.0.3745-2.2310.0.56213-0

5、.55260-0.-0.4552-1.159e-05-0.-0.55260-0.-0.4552-1.159e-05-0.0.-0.0.564740.-1.915e-07-2.820e-050.-0.0.564740.-1.915e-07-2.820e-050-5.5970.43460-1.515e-06-0.0-5.5970.43460-1.515e-06-0.-15.11003.877-0.-0.76838-15.11003.877-0.-0.768380-0.81368-1.4400-9.442e-06-0.0-0.81368-1.4400-9.442e-06-0.C10000000000

6、0057.2300000000000057.2300000000000057.2300000000000057.2300000000000057.2300000000000057.2300000000000057.2300000000000057.23000000000000100000000000010000000000001D000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000000横向矩阵A-lateral-0.92150.58904-0.22900.9130-2.088-3.3011.54500.65

7、66-0.27670.4620001.0000.665015.169e-22B-lateral-0.0.56474-5.5970.4346-0.81368-1.44000C-lateral1000001000010001D-lateral00000000纵向矩阵Ah-0.416016.888-0.6252-9.348-0.-1.9980.1370-0.0.77790-8.431-4.6290000.10150Bh-0.2286-2.2310.0.56213-0.5526-0.4552-1.159e-05-0.-15.113.877-0.-0.768380000Ch100001000010000

8、1Dh00000000二、 飞机特性分析2.1 特征根的求解由线性化方程可以很容易求出纵向和横侧向的特征根，如下：纵向 -2.8775 + 2.5588i -2.8775 - 2.5588i -0.0164 + 0.2223i -0.0164 - 0.2223i特征根全部在负半平面，纵向是稳定的。横侧向 0.0000 + 0.0000i 0.0000 + 0.0000i -0.0267 + 0.8539i -0.0267 - 0.8539i横侧向有两个零根，所以横侧向是不稳定的。2.2 稳定性分析纵向扰动给系统5的迎角初始值，观察飞机各参数的变化情况。俯仰角速度变化速度变化高度变化迎角变化俯仰

9、角变化各图均收敛，虽然速度较慢。纵向基本是稳定的，具有一定的抗干扰能力。横向扰动侧滑角变化高度变化P的变化R的变化Y值变化横侧向各图均为发散的，横侧向是不稳定的，不具有抗干扰能力。2.3 操纵性分析纵向操纵性要求有：等速直线平飞纵向操纵；机动飞行时的纵向操纵；起飞时的纵向操纵，着陆时的纵向操纵，在可用飞行包线内俯冲式的纵向操纵；在允许飞行包线内俯冲时的纵向操纵以及侧滑时的纵向操纵。这些规定都是为了保证在使用飞行包线内有效操纵飞机并有合适的操纵杆力，尽可能简化驾驶员的操纵。纵向操纵性仿真框图迎角变化俯仰角变化速度变化高度变化俯仰角速率变化横向横向操纵性仿真框图侧滑角变化P的变化R的变化三、飞机的

10、传递函数求解飞机的传递函数首先需要使用ss2tf命令求出传递函数的分子和分母，接着用tf命令转化成多项式的形式，纵向和横侧向的传递函数如下：3.1 纵向对于输入1，有以下四个传递函数-0.5265 s5 - 25.04 s4 - 187.2 s3 + 23.27 s2 + 7.467e-13 s + 5.756e-14(1) - s6 + 3.439 s5 + 0.5015 s4 + 2.449 s3 - 0.2989 s2 -296.4 s5 + 37.1 s4 - 37.2 s3 + 1.137 s2(2) - s6 + 3.439 s5 + 0.5015 s4 + 2.449 s3 -

11、0.2989 s2 -2.049 s5 + 141.2 s4 + 27.28 s3 - 12.32 s2(3) - s6 + 3.439 s5 + 0.5015 s4 + 2.449 s3 - 0.2989 s2 -296.5 s4 + 50.13 s3 - 34.69 s2 + 2.096e-14 s - 1.72e-14(4) - s6 + 3.439 s5 + 0.5015 s4 + 2.449 s3 - 0.2989 s2对于输入2，有以下四个传递函数 2.902 s5 + 119.5 s4 + 385.3 s3 - 34.61 s2(1) - s6 + 3.439 s5 + 0.50

12、15 s4 + 2.449 s3 - 0.2989 s2 21.68 s5 - 143.6 s4 - 350.5 s3 + 5.898 s2(2) - s6 + 3.439 s5 + 0.5015 s4 + 2.449 s3 - 0.2989 s2 -110.7 s5 - 431.4 s4 - 118.5 s3 - 63.91 s2(3) - s6 + 3.439 s5 + 0.5015 s4 + 2.449 s3 - 0.2989 s2 11.47 s4 - 183.4 s3 - 361.4 s2 - 4.158e-12 s - 4.585e-12(4) - s6 + 3.439 s5 +

13、0.5015 s4 + 2.449 s3 - 0.2989 s23.2 横侧向对于输入1-0.5741 s4 + 3.228 s3 + 60.86 s2 + 254.7 s + 0.4567 (1)- s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0.-7.184 s4 - 900.2 s3 - 35.19 s2 - 58.84 s - 0.07584 (2) -s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0.-897 s4 - 1523 s3 - 93.25 s2 - 0.07584

14、 s (3) -s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0.-896.3 s3 - 1522 s2 - 93.18 s - 0.07578 (4)-s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0.对于输入2-2.014 s4 - 15.96 s3 - 58.43 s2 - 92.78 s - 0.1377 (1) - s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0. -26.49 s4 + 77.84 s3 + 4.894

15、s2 + 9.005 s + 0.01233 (2) - s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0. 190.1 s4 + 548.1 s3 + 16.45 s2 + 0.01233 s - 7.472e-16 (3) - s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0. 190 s3 + 547.7 s2 + 16.44 s + 0.01232 (4) - s5 + 5.789 s4 + 15.07 s3 + 0.7886 s2 + 0.7374 s + 0. 四、飞机俯仰姿

16、态保持的控制飞机俯仰姿态角是迎角和航迹倾斜角之和。以俯仰角作为被控制量，既能改变飞行航迹，也能改变空速。因此，俯仰姿态控制是常规自动驾驶仪的基本工作方式，也是其他工作方式的基本控制器。平稳大气中姿态保持相对于基准的静态精度：俯仰姿态 0.5以内，滚转姿态 1以内，受到5的姿态扰动后，歼强型飞机应在接通模态3秒内、轰运型飞机应在5秒内达到并保持以上要求的精度。纵向俯仰姿态保持控制率有以下三种形式：1) 比例式自动驾驶仪：但存在如下缺点：1，常值干扰力矩Mf会引起俯仰角静差，此静差与常值干扰力矩成正比，并与反馈增益成反比。2，增大反馈增益可减小俯仰角静差，但过大的会导致升降舵偏角过大，容易引发振荡

17、。带一阶微分信号的比例式控制率：。该控制率引入俯仰角速率，对飞机振荡运动增加了阻尼，即使系统阻尼增大，起到提前反舵的作用。但是引入俯仰角速率信号对系统振荡的影响很大程度上取决于的取值，换句话说，只有在一定范围内增大反馈增益，才能使飞机-自动驾驶仪系统的阻尼特性取得改善，这是由于舵回路的惯性所造成的。2) 积分式自动驾驶仪： 。积分式自动驾驶仪虽能消除常值干扰力矩所致静差，但是其结构较复杂，并且需要俯仰角加速度信号。因为用无源网络来获得较好质量的二次微分信号通常是困难的，常常由于线路复杂而引发噪声，使系统出现小抖动。3) 比例加积分式自动驾驶：可知这中自动驾驶仪的控制率与积分式自动驾驶仪控制率在

18、形式上基本相同，但具体实现上有较大差别。在这种自动驾驶仪设计中，要实现舵回路的均衡反馈，关键在于如何得到时间常数Te ,而积分式自动驾驶仪的关键环节是如何获得高质量的俯仰角加速度信号。本文采用的是较为简单的比例控制，扰动为迎角5。比例控制仿真框图迎角变化速度变化高度变化俯仰角变化俯仰角速度变化可以看出基本能够完成特定的俯仰角变化要求五、飞机航向预选控制率的设计侧向偏离控制控制率有以下三种形式：1) 通过方向舵稳定和控制航向：控制率：通过飞机不倾斜的平面转弯修正y，此时副翼保持机翼水平，方向舵控制飞机平面转弯来修正y。显然这种控制率在修正航向偏差时，采用带侧滑的水平转弯，纵轴与空速协调性差。2) 通过副翼控制滚转转弯以修正侧向偏离y，方向舵只起阻尼与辅助协调作用控制率：此方案用的较广