飛行控制系統(tǒng)大作業(yè)

1、飛行控制系統(tǒng)課程實驗報告班級 0314102學(xué)號0姓名孫旭東成績南京航空航天大學(xué)2017年4月(一)飛機縱向飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計與仿真1、分析飛機縱向動力學(xué)模態(tài)，求飛機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：EigenvalueDampingFreq. (rad/s)+000+000+000 + +000i+000 - +000i+000長周期的根為 + 和 -阻尼為自然頻率為 (rad/s)短周期的根為 +000 + +000i 和 +000 - +000i阻尼為自然頻率為 +000(rad/s)2、對升降舵及油門單位階躍輸入下的

2、飛機自然特性進(jìn)行仿真，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('Delt

3、aalpha(deg)' ) subplot(224) plot(t,y(:,2,2) xlabel('t(s)') ylabel('Deltaalpha(deg)' )t-2-4-6200400t(s)t(s)600t(s)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)'subpl

4、ot(223) plot(t,y(:,4,1) xlabel('t(s)') ylabel('Deltatheta(deg)' subplot(224)50-5-10plot(t,y(:,4,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltatheta(deg)'600t(s)200400t(s)t(s)subplot(121) plot(t,y(:,5,1) xlabel('t(s)') ylabel('Deltah(m)') subplot(122) plot(t,y(:,5,2) xl

5、abel('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，右邊一列為油門的階躍輸入。3、采用短周期簡化方法，求出傳遞函數(shù)G ：(s)。采用根軌跡方法設(shè)計飛機的俯仰角控制系統(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)G q(s)為：s -sA2 + s +根軌跡設(shè)計： 輸

6、入命令： g1=tf(n(2,:),d) g2=tf(-10,1 10) g3=series(g1,g2) sisotool(g3)Root Locus E ditor for Open Loop 1 (OL1)-10-8-6-4Real Axis-2Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1) 0-20-40-60-80450-45-90-135-180T.M.: 107 degFreq: 5.6 rad/sec0-1012010101010Frequency (rad/sec)103選取阻尼比為時，根軌跡增益為 Kq=Root Locus E d

7、itor for Open Loop 1 (OL1)Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)G.M.: Inf Freq: Inf Stable loop-20-25-10-8-6-4-2Real Axisg4=feedback(g3, g5=tf(1,1 0) g6=series(g4,g5)sisotool(g6)P.M.: 95.4 degFreq: 6.29 rad/sec-1100101102103Frequency (rad/sec)25CPVA ngd mRoot Locus E ditor for Open Loop 1 (OL1

8、)20-5-10-15-2005e a P5 0 5 040-25-35-30-25-20-15-10-5Real AxismdcAdhoMa M10200-20-40-60-80-100-120-45-90-135-180-225-27010Frequency (rad/sec)P.M.: 82.9 degFreq: 3.18 rad/sec-1G.M.: 10.2 dB Freq: 10 rad/sec Stable loopOpen-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)10同樣，可得Kth=1 在Simulink中搭建系統(tǒng)仿真模型:To Work

9、spacex1Scope進(jìn)行仿真:10t(s)4、基于長周期簡化方法，求出傳遞函數(shù) G ：(s),設(shè)計飛機的速度控制系統(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：ssA2 +s在Simulink中搭建系統(tǒng)模型：使用經(jīng)驗試湊法得到PID控制器參數(shù)：Kp= Ki= 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

10、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)')ylabel('Deltaq(deg/s)')subplot(224)plot(t,x4)xlabel('t(s)')ylabel('Deltath

11、eta(deg)')和plot(t,x5)xlabel('t(s)')ylabel('Deltah(m)')得到以下曲線:1.5010420-2-4105 t(s)5 t(s)0.5t(s)t(s)-0.5-1-1.5t(s)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:-0.0050.5-0.010-0.015-0.5100105 t(s)5 t(s)31.52 /10.50-1105 t(s)5 t(s)10100-),'m-10-20-30 ccc0246810t（二）飛機側(cè)向滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)設(shè)計1、求出側(cè)向運動方程的特征根，及對應(yīng)的

12、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：EigenvalueDampingFreq. (rad/s)+000+000+000+000+000+000+000+000+000+000 + +000i+000 - +000i側(cè)向運動方程的特征根為：+000（航向隨遇平衡模態(tài)）（螺旋模態(tài)）+000i,-+000i （荷蘭滾模態(tài)）+000 （側(cè)向滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)）荷蘭滾模態(tài)的阻尼為：自然頻率為： +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=ste

13、p(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(223) plot(t,y(:,2,1) xlabel('t(s)')ylabel('Deltap(deg/s)' ) subplot(224) plot(t,y(:,2,2) xlabel

14、('t(s)')ylabel('Deltap(deg/s)' )得到以下曲線：tt1.5 -1 0.5 0 -0.5 -c10100200300400t0 -T-5 /-10，-15 -110100200300400tsubplot(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

15、(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:t0100200300400t(s)tt(s)subplot(121) plot(t,y(:,5,1) xlabel('t(s)') ylabel('Deltapsi(deg)') subplot(122) plot(t,y(:,5,

16、2) xlabel('t(s)') ylabel('Deltapsi(deg)'得到以下曲線:-2000-0.5-4000-1-6000-8000-1.5-10000-2-12000-2.5100200300400200400t(s)t(s)4x 10-14000 0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) G p (s) o采用根軌跡方法設(shè)計飛機的滾轉(zhuǎn)角控 a、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)

17、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)G p (s)： asA2 +根軌跡設(shè)計：輸入命令：g2=tf(-10,1 10) g3=series(g1,g2) sisotool(g3)-10 '-15-10-50Real Axis-1805,Root Locus E ditor for Open Loop 1 (OL1)19 -JBdr eaHwhnHyaMSXA aaAOpen-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)1100101102103Frequency (

18、rad/sec)G.M.: Inf Freq: Inf Unstable loop選取阻尼比為左右時，得到Kp= 再輸入：g4=feedback(g3, g5=tf(1,1 0) g6=series(g4,g5)sisotool(g6)3Real AxisFrequency (rad/sec)得到Kth二在Simulink中搭建系統(tǒng)模型:012345678910t(s)4、設(shè)計飛機航向控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真在Simulink中搭建系統(tǒng)仿真模型：Scope輸入：plot(t,x1) xlabel('t(s)') ylabel('Deltaphi') 得到響應(yīng)曲線：10.90.80.70.60.50.40.30.20.10利用尋優(yōu)模塊取得：Kps二 響應(yīng)為：1.2R eal AxisOpen-Loop Bode Editor f or Open Loop 1 (OL1)P.M .: 67,3 degFreq: 8.27 ra