飛行控制仿真實(shí)驗(yàn)報(bào)告

飛行控制仿真實(shí)驗(yàn)報(bào)告學(xué)號(hào)：姓名：專(zhuān)業(yè)：指導(dǎo)教師：2016年6月8日目錄TOC\o"1-3"\h\u1.實(shí)驗(yàn)內(nèi)容 .實(shí)驗(yàn)內(nèi)容1.1俯仰操縱1.1.1實(shí)驗(yàn)要求控制俯仰角保持在10度，并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù)，繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡，完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果。同時(shí)，并分析俯仰角能夠穩(wěn)定的原因。1.1.2俯仰控制原理俯仰角是由升降舵控制的，升降舵偏角的變化會(huì)產(chǎn)生對(duì)應(yīng)的俯仰力矩，俯仰力矩會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)的機(jī)體角速度。正是因?yàn)闄C(jī)體角速度的存在，才會(huì)使得俯仰角發(fā)生變化，對(duì)于常規(guī)飛行器而言，一定的操作桿行程會(huì)穩(wěn)定在一個(gè)確定的姿態(tài)角。于是要想使得俯仰角能夠穩(wěn)定的住，那么最終要使得機(jī)體角速度為0才行，這就需要引入反饋的概念，由飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程可以看出，姿態(tài)角作為反饋信號(hào)，反饋給了機(jī)體角速度，這樣就形成一個(gè)耦合回路，保證了俯仰角控制的穩(wěn)定。1.2滾轉(zhuǎn)操縱1.2.1實(shí)驗(yàn)要求控制滾轉(zhuǎn)角保持在30度，并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù)，繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡，完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果。同時(shí)，并分析滾轉(zhuǎn)角能夠穩(wěn)定的原因。1.2.2滾轉(zhuǎn)操縱原理滾轉(zhuǎn)角的控制由副翼實(shí)現(xiàn)，同時(shí)方向舵偏角也會(huì)引起一定的滾轉(zhuǎn)角，但是方向舵引起的滾轉(zhuǎn)是較小的。滾轉(zhuǎn)通道和偏航通道是相互耦合的。左右副翼不同極性的偏轉(zhuǎn)會(huì)產(chǎn)生不同極性的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩，于是會(huì)產(chǎn)生不同極性的機(jī)體角速度。正是由于機(jī)體角速度的存在，產(chǎn)生了對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角速度，最終引起了一定的滾轉(zhuǎn)角。如俯仰角一樣，對(duì)于常規(guī)飛機(jī)而言，一定的副翼偏轉(zhuǎn)角會(huì)使得滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定在一個(gè)確定的值。同樣，要想使得滾轉(zhuǎn)角可以穩(wěn)定的住，也需要將滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度反饋回機(jī)體角速度，通過(guò)形成一個(gè)閉環(huán)控制才能使得飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定住。1.3航向操縱1.3.1實(shí)驗(yàn)要求控制航向角保持在100度，并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù)，繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡，完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果。1.3.2航向操縱原理航向控制主要是通過(guò)副翼舵偏角實(shí)現(xiàn)的，左右副翼上下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生不同極性的滾轉(zhuǎn)力矩，最終產(chǎn)生對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角。因?yàn)闈L轉(zhuǎn)角的存在，使得飛機(jī)的升力部分轉(zhuǎn)換為向心力，于是產(chǎn)生了對(duì)應(yīng)的偏航力矩。滾轉(zhuǎn)控制和偏航通道會(huì)產(chǎn)生一定的耦合，且通過(guò)產(chǎn)生一定滾轉(zhuǎn)角去控制航向效率較方向舵更高。同樣，改變方向舵偏角也會(huì)產(chǎn)生偏航力矩，也可改變飛機(jī)的航向，只是這種控制效率較副翼而言效率低的多。1.4速度控制1.4.1實(shí)驗(yàn)要求控制速度保持在700m/s，并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù)，繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡，完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果。1.4.2速度控制原理通過(guò)控制飛機(jī)的升降舵，改變飛機(jī)俯仰角的大小來(lái)控制速度的物理實(shí)質(zhì)是控制飛機(jī)升降舵后，飛機(jī)的俯仰角發(fā)生了變化，因此重力在速度方向的分量也會(huì)隨之變化，所以實(shí)現(xiàn)了速度的改變。1.5復(fù)合控制1.5.1實(shí)驗(yàn)要求控制飛機(jī)起飛后，先爬升高度到5000米，然后保持滾轉(zhuǎn)角為20度。在航向控制在120度后，使得高度下降到3000米后保持直線平飛。實(shí)驗(yàn)過(guò)程本實(shí)驗(yàn)是利用RTX61及MATLAB軟件完成的。仿真開(kāi)始前，首先初始化定位系統(tǒng)，在RXT61下完成初始化編程，根據(jù)實(shí)驗(yàn)要求在初始程序下對(duì)俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向、速度改動(dòng)來(lái)獲取飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；開(kāi)始仿真，自動(dòng)生成飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)并儲(chǔ)存在對(duì)應(yīng)文件中，待數(shù)據(jù)穩(wěn)定后結(jié)束仿真。3.仿真3.1俯仰通道(1)俯仰角變化曲線(2)滾轉(zhuǎn)角變化曲線(3)航向角變化曲線(4)速度變化曲線(5)飛行運(yùn)動(dòng)軌跡3.2滾轉(zhuǎn)通道(1)俯仰角變化曲線(2)滾轉(zhuǎn)角變化曲線(3)航向角變化曲線(4)速度變化曲線(5)飛行運(yùn)動(dòng)軌跡3.3偏航通道(1)俯仰角變化曲線(2)滾轉(zhuǎn)角變化曲線(3)航向角變化曲線(4)速度變化曲線(5)飛行運(yùn)動(dòng)軌跡3.4速度通道(1)俯仰角變化曲線(2)滾轉(zhuǎn)角變化曲線(3)航向角變化曲線(4)速度變化曲線(5)飛行運(yùn)動(dòng)軌跡實(shí)驗(yàn)結(jié)論飛行器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)是受飛行器的四個(gè)控制輸入影響的，四個(gè)控制輸入分別為升降舵偏角，副翼舵偏角、方向舵偏角以及油門(mén)輸入。四個(gè)控制輸入是根據(jù)操縱桿以及油門(mén)推桿行程確定的，不同的行程對(duì)應(yīng)不同的輸入。其中升降舵控制飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)，即控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)；副翼和方向舵控制飛機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)，橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)包括滾轉(zhuǎn)和偏航兩個(gè)通道，且這兩個(gè)通道存在嚴(yán)重耦合。滾轉(zhuǎn)會(huì)影響偏航，反之偏航也會(huì)影響滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。就操縱效率而言，用副翼去操縱偏航效率更好，因?yàn)樵诖嬖跐L轉(zhuǎn)角時(shí)，飛機(jī)的升力會(huì)提供一部分轉(zhuǎn)向的向心力，這樣將增加偏航角速度，提高轉(zhuǎn)向效率。思考題5.1分析飛機(jī)的長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)和短周期運(yùn)動(dòng)在通常情況下，剛性飛行器的縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)有兩個(gè)模態(tài)，即長(zhǎng)周期模態(tài)和短周期模態(tài)。長(zhǎng)周期模態(tài)(又稱(chēng)沉浮模態(tài))主要反映飛行器質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)特性，是弱衰減或弱發(fā)散的低頻振蕩，其中主要是速度大小和俯仰角的周期性變化，而迎角的變化很小。短周期模態(tài)主要反映飛行器俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)的特性，相對(duì)于長(zhǎng)周期模態(tài)而言是衰減快、振蕩頻率高，其中主要是飛機(jī)俯仰角速度和迎角的變化，而速度的變化很小。短周期模態(tài)只在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的初始階段(約幾秒鐘內(nèi))起作用，很快即衰減掉，而長(zhǎng)周期模態(tài)則在相當(dāng)長(zhǎng)的時(shí)間內(nèi)起作用。5.2分析飛機(jī)的靜穩(wěn)定性和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性原理如果飛機(jī)在外界瞬時(shí)擾動(dòng)的作用下偏離平衡狀態(tài)，在最初瞬間所產(chǎn)生的是恢復(fù)力矩，使飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，則稱(chēng)飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性；反之，若產(chǎn)生的是不穩(wěn)定力矩，飛機(jī)便沒(méi)有自動(dòng)恢復(fù)到平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，故稱(chēng)為沒(méi)有靜穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性只表明飛機(jī)在外界擾動(dòng)作用后的最初瞬間有無(wú)自動(dòng)