飞行器控制试验报告

1、络焉感，衣上孽Harbin Institute of Teclinology互行器制导与控制实验援告专业:动七强级:学号：1120410333姓名：2015/12/12上机实验h使用四阶龙格库塔法求解微分方程(1)=sin(ftt + b)dx先定义参数以b,初值条件可以自己任取。1.源程序：function xz y = Ml (fun, xOz xtz yO, PointNum)ifnargin4 | PointNum=0PointNum=100;endifnargin3y0=0;endy(l, :)=y0(:)h= (xt-xO)/(PointNum-1);x=x0+0:(PointNu

2、m)1*h;for k=l:(PointNum)f l=h*feval (fun, x (k.), y (k,:);1 ;f2=h*feval(fun,x (k)+h/2,y (k,:);f2=f2 (:) f ;f3=h*feval (fun, x (k) +h/2z y (k.,:);f3=f3 (:) f ;f4=h*feval(fun,x (k)+h,y (kr:);f4=f4 (: ) f ;y (kfl, :)=y(kr:) + (fl+2*(f2+f3)+f4)/6;end二、运行文件：x0=0;xt=2;Num=100;h= (:t-xO) / (Num-1);x=xO+0:N

3、um*h;a=l;yt = l-exp (-a*x);fun=inline(f-y+lf, fx fyf);y0=0;PointNum=100;xrz yr =M1 (fun, xO, xt z yO, Num);Ml_x=xrfMl_y=yrfplot (x,yt, k, xrf yrF 1 r-f)legend(jiexi,Runge-Kutta,2)3、实验结果：00050510.39961 03030 6468155560.79230 02020 02020 5253041181 05050 6540157580.79650 04040.04000 54550.42361 07070.

4、66101.59600.80060.06060.05940.56570.43531.09090.66781.61620.80460 080800784058590 44671.11110 6745163640.80850 10100 09700 606104579113130 68111.65660.81240.12120.11530.62630.46881.15150.68751.67680.81620 14140 13310.64650.47961.17170.69391.69700.81990 16160 15060 6667049011.19190 7000171720.82360 1

5、8180 16780 68690.50041 21210 70611 73740.82710.20200.18460.70710.51051.23230.71201.75760.83060 22220.20110.72730.52041.25250.71791.77780.83400 2424021720 74750.53001 27270 72361.79800.83740 26260 23300 76770.53951 29290 7291181820.84070.28280.24850.78790.54881.31310.73461.83840.84390 30300 26370.808

6、10.55801 33330.74001.85860.84700 32320 27860 82830.56691 35350.7452187880.85010 34340 29320 84850.57561 37370.75041.89900.85320.36360.30740.86870.58421.39390.75541.91920.85610 38380 32140.88890.5926141410.76041.93940.85900 4 0400 33510 90910.6008143430.7652195960.861904242034860.92930.6089145450.769

7、91.97980.86470.44440.36170.94950.61681.47470.77462.00000.86740 46460 37460 96970.6245149490.77912.02020.87010 48480 38730 98990.63211 51520.78361 01010.63961 53540.7880上机实验2：假设飞行器恒速率飞行，飞行器的动力学方程可简化为:v=0(2)*v= ay-gcos(3)飞行器的运动学方程为:女=vcosdcos%(4)(5)y = vsindz= - v cos sin 仁初始条件%,知收，5，），4自己选取，ay,a?为控制加

8、速度,ak)=pmr(l,k-l)+vm*dt*cos(st)*cos(fl)pmr(2jc-l)+vm,t:dt*sin(st).pmr(3,k-l)-vm*dt*cos(st)*sin(ft) % 目标位置信息的计算st=(980-9 8*cos(st)/vm*dt+st, %侧滑角的变化ft=(980/(-vm*cos(st)*dt4ft,endplot3(pmr(l,:),pmr(2,:),pmr(3,:);grid on;实验图如F：上机实验3：从升降舵舵偏角到弹体俯仰角速率和法向加速度的传函分别为:G1(s) =6(s)s- +(aj + a4 )s + ajB4 + a2a /f

9、_ny(s)_v a5s2+ 358+3.35-3384D? I c / ，/2(s) g s- + (a1 + a4)s+a1a4 + a2加速度指令指令跟踪控制系统设计为如卜图所示：(10)其中，G/s),Ga(s)分别为陀螺与加速度计的传递函数，C(s),G/s)为待设计的控制器, 请设计合适的C(s),Gd(s),使系统能够跟踪输入指令，具有较好的性能。系统性能指标及系统模型:实际系统模型如卜-/、 Hs) -66.54s-72.73Q(s)=-=-名(s) s +2.78s+ 106.65(s) =ny( s)_5 (s) z0.129s2+ 0.129S-72.73s3 + 2.7

10、8s + 106.6系统性能指标设计内外环控制器，使控制系统达到预定的性能指标，上升时间小于0 2s,剪切频率大 于3rad/s,幅值大于10dB,相角裕度大于500 参数设计内环部分:其中认为Gg(s) = 1,则内环反馈通道中传递函数为G1,前向通道上传递函数为1, Gg(s) 采用比例控制器，根据计算和试凑可知，有以下结果：比例 Gq(s)=1.82则开环Bode图如卜.：此时相角裕度90.8”，剪切频率116rad/s。满足内环设计需求。外环设计Gi(s)Gs)即设计C(s)的传递函数，根据内环设计完成后的传递函数，采用PID控制进行设计，其中传递函数如下：C(s) = 20.039

11、X匕黑恶詈 S(U.U/JLS+X I开环传递函数波特图如下:opeo-uoop oooo eano ror cx loop JI。，1O0to*10t.o剪切频率大于3rad/s,幅值大于10dB,相角裕度大于50 ,满足性能指标需求。Simulink仿真图如图所示:ye y-t-T .Tfonsto# Fon2645-72.73，2.”3-06e仿真结果如卜.:么!由图可知，实验结果基本满足要求参数。、实验结果分析：实验设计采用比例控制器作为内环，通过计算和试凑可知，基本满足参数需求，之后设 计外环设计，采用PID控制器作为外环设计出的双环控制系统可以满足系统的性能指标要求, 最终俯仰轴稳

12、定控制系统剪切频率大于3rad/s,幅值大于10dB.相角裕度大于50 ,上升 时间小于0.2s,符合要求。仿真实验达到设计目标。上机实验4：导弹的动力学和运动学方程同实验2,如式(2)(3)(4)(5)(6)(7)所示，目标的动力学方程为:目标的运动学方程为:y =0=ayt-gcos6f COS 4% = ate* = cosq cosk比例导引律:其中,yt =ysin(15)ay = KVq,= -KVq/jq = arctan(16)(17)(18)(19)Og = - arctan XCO)目标相对导弹的运动方程:其中,CD(22)(23)(24)(25)(26)4 = 4_z初始

13、条件%，4，%，/10，40，乂0,40，40,4如“一设b Fl机、的运动情况自 己假定，选择合适的比例导引系数，利用四阶龙格库塔求解出仿真结果,绘出导弹与目标的 运动轨迹。clear all;close all;clcdt=O. 1;alpha=pi/6; v_t=0. 42;s_t=v_t*dt;v_m=0. 60; s_m=v_m*dt;x(l)=0;y(l)=0;z(l)=0; % 导弹初始位置pmr(：, l)=x(l);y(l);z(l);ptr(：, 1)=25;5;7;K=3;q(l)=0；o(l)=0;a(l)=0;for(k=2:600)ptr (：, k) =ptr (

14、1, l)_v_t*cos (alpha) *dt*k; ptr (2, 1); ptr (3, 1) +v_t*s in (alpha) *k*dt;r (kl)=sqrt (ptr (1, k-l) pmr (1, kT) 2+ (ptr (2, k-l) pmr (2, k-l) -2+ (ptr (3, kT) -pmr (3, k-l)2);c=sqrt (ptr (1, k)-pmr (1, k-l) -2+(ptr (2, k)-pnir (2, k-l) -2+(ptr (3, k)-pmr (3, k-l) *2); b=acos(r(k-l)*2+s_t-2-c-2)/(2

15、*r(k-l)*s_t);dq=acos (r (k-l) -2s_t -2+c *2)/(2*r (k-l)*c);if abs(imag (b)0b=0. U0000U1;endif abs(imag(dq)0 dq=O. 0000001;end q(k)=q(k-l)+dq;o(k)=o(k_l)+K*dq;a(k)=o(k)-q(k);cl=r (k_l) *sin (b) /sin (a (k) +b);c2=r (k_l) *sin (a (k) /sin (a (k) +b);c3=sqrt(cl_s_m)-2+(c2s_t)-2+2*(cl-s_m)* (c2s_t)*cos(

16、a(k)+b);dq=a (k)_acos (cl_s_m) 2+c3*2-(c2_s_t) *2)/ (2* (cl-s_m) *c3);if abs(imag(dq)0dq=0. 0000001;endq(k)=q(k-l)+dq;o(k)=o(k-l)+K*dq;a(k)=o(k)-q (k);cl=r (k-l) *sin (b) /sin (a (k) +b);c2=r(k_l)*sin(a(k)/sin(a(k)+b);c3=sqrt (cl_s_m) 2+(c2_s_t) -2+2* (cl-s_m) * (c2_s_t) *cos (a(k) +b); dq=a(k)-acos

17、(cl_s_m)-2+c3-2-(c2_s_t)-2)/ (2*(cl-s_m)*c3);if abs(imag(dq)0dq=0. 0000001;endq(k)=q(kl)+dq;o(k)=o(k_l)+K*dq;a(k)=o(k)-q (k);cl=r (k-l)*sin (b)/sin (a (k)+b);c2=r(k-l)*sin(a(k)/sin(a(k)+b);c3=sqrt(cl_s_m)-2+(c2s_t)-2+2*(cl-s_m)*(c2s_t)*cos(a(k)+b);dq=a(k) -acos(cl_s_m)*2+c3(c2_s_t)-2)/(2* (cl_s_m)*c

18、3);if abs(imag(dq)0dq=0. 0000001;endq(k)=q(k_l)+dq;o(k)=o(k-l)+K*dq;a(k)=o(k)-q(k);cl=r (k-l)*sin(b)/sin(a(k)+b);c2=r (k-l) *sin (a (k) /s in (a (k) +b);c3=sqrt(cl-s_m) 2+(c2-s_t)*2+2*(cl-s_m)*(c2_s_t)*cos(a(k)+b);dq=a(k)-acos(cl-s_m) 2+c3 2(c2s.t) 2)/ (2*(cl-s_m)*c3);if abs(imag(dq)0dq=O. 0000001;endq(k)=q(k-l)+dq;o(k)=o(k_l)+K*dq;a(k)=o(k)-q(k);cl=r (k_l) *sin (b) /sin (a (k) +b);c2=r (k_l) *sin (a (k) /sin (a (k) +b);c3=sqrt (cl-s_