升降速度保持飛行控制律試驗(yàn)指導(dǎo)書

1、升降速度保持飛行控制律實(shí)驗(yàn)指導(dǎo)書1.實(shí)驗(yàn)?zāi)康?1)理解并掌握自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)中升降速度保持控制律的基本原理、控 制方法、主要控制參數(shù)設(shè)計(jì)等；(2)掌握自動(dòng)控制原理、自動(dòng)駕駛儀俯仰姿態(tài)控制和飛行控制系統(tǒng)的相關(guān) 傳感器等基本知識(shí)；(3)熟練使用Matlab仿真軟件進(jìn)行數(shù)值仿真。2.實(shí)驗(yàn)內(nèi)容(1)數(shù)值仿真模型搭建(2)模型認(rèn)知與參數(shù)設(shè)置(3)升降速度保持控制律仿真3.實(shí)驗(yàn)原理(1)控制器的基本結(jié)構(gòu)垂直速度控制通常用丁使飛機(jī)高度改變、控制時(shí)間有嚴(yán)格要求的飛行任務(wù)階 段。與高度控制器一樣，也是以俯仰角控制模態(tài)為內(nèi)回路進(jìn)行控制。 垂直速度控 制模態(tài)回路的基本結(jié)構(gòu)如圖所示。 此模態(tài)實(shí)際的工程設(shè)計(jì)中，通常還要

2、在指令入 口處進(jìn)行垂直速度限幅；對垂直速度反饋可以加入洗出(高通)濾波器。垂直速度控制模態(tài)的簡化數(shù)學(xué)表達(dá)式為需要注意的是，當(dāng)期望的垂直速度變化較大時(shí)， 為避免空速的變化，必須修 正推力。內(nèi)回路為俯仰角姿態(tài)控制器，采用qK作為角速率反饋。俯仰角控制回路的簡化結(jié)構(gòu)如圖所示：俯仰角控制的簡化數(shù)學(xué)表達(dá)式為:=號(。奪(。=Kp*G(G-ic)K 0。-氣)田(項(xiàng)-項(xiàng)C)其中，11為升降舵偏角；8、如分別為俯仰角和給定的俯仰角，由丁俯仰角速率el不能直接測得，采用角速率反饋，qK為飛機(jī)對地角速度在機(jī)體系y軸的分量,G(s)是超前環(huán)節(jié)。KI、K2、a和T為四個(gè)須要調(diào)節(jié)的參數(shù)4.操作步驟(1)數(shù)值仿真模型搭

3、建在Matlab中打開Simulink組件，搭建升降速度保持飛行控制律仿真模型,如圖所示* f(Hc_H) KHI(Hc_H)(0.1)G(S)=aTs 1Ts 1(2)模型認(rèn)知與參數(shù)設(shè)置雙擊其中每個(gè)Simulink組件圖標(biāo)，彈出對話框后可設(shè)置參數(shù)，如圖所示為 升降速度保持飛行控制律的PID控制參數(shù)設(shè)置對話框該實(shí)驗(yàn)給定了空速為240m/s時(shí)的三種典型升降速度保持控制系統(tǒng)參數(shù)，具 體參數(shù)可參考下表數(shù)據(jù)。也可根據(jù)需要重新進(jìn)行調(diào)參，設(shè)計(jì)合理的升降速度保持控制律。情形控制器參數(shù)IKp =14,Ki =1,Kd =0.5,Kp1 =2,Ki1 =0.1,Kd1 =0.5nKp =50,Ki =20,Kd

4、 = 0.3,Kp1 = 5,Ki1 = 1,Kd1 = 0.5m Kp=280,Ki = 90,Kd = 0.7,Kp1 = 0.3,Ki1 = 0.5,Kd1 = 0.15.升降速度保持控制仿真對丁三種典型升降速度保持控制系統(tǒng)參數(shù)，選擇第三組數(shù)據(jù)進(jìn)行縱向通道升降速度保持飛行控制律的仿真?；鶞?zhǔn)狀態(tài)240m/s,初始高度為10000m,飛機(jī)的期望升降速度為1m/s,升降速度保持控制器的仿真結(jié)果如圖所示垂直速度變化曲線1.210.8)0.6 s mH0.40.20-0.2/102468101214161820t (s)爬升角變化曲線t (s)按照同樣的方法，設(shè)計(jì)飛行控制律為其他兩種典型控制器參數(shù)， 可得到給定升降速度控制指令時(shí)的飛機(jī)狀態(tài)變量響應(yīng)過程。6.實(shí)驗(yàn)思考題(1)在升降速度保持模態(tài)，俯仰內(nèi)回路的控制能否采用其他飛機(jī)的狀態(tài)量 設(shè)計(jì)反饋控制器？(2)解釋什么飛機(jī)升降速度保持與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完 成？(3)根據(jù)設(shè)計(jì)的升降速度保持飛行控制律參