飞行控制系统大作业

飞行控制系统飞行控制系统 课程实验报告课程实验报告 班班 级级 03141020314102 学学 号号 031410224031410224 姓姓 名名 孙旭东孙旭东 成成 绩绩 南京航空航天大学南京航空航天大学 20172017 年年 4 4 月月 一 飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真 一 飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真 1 1 分析飞机纵向动力学模态 求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率 分析飞机纵向动力学模态 求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率 在 MATLAB 环境下导入数据文件 输入 damp alon 得出结果 Eigenvalue Damping Freq rad s 2 29e 000 4 10e 000i 4 88e 001 4 69e 000 2 29e 000 4 10e 000i 4 88e 001 4 69e 000 3 16e 002 1 00e 000 3 16e 002 7 30e 003 3 35e 002i 2 13e 001 3 42e 002 7 30e 003 3 35e 002i 2 13e 001 3 42e 002 长周期的根为 7 30e 003 3 35e 002i 和 7 30e 003 3 35e 002i 阻尼为 2 13e 001 自然频率为 3 42e 002 rad s 短周期的根为 2 29e 000 4 10e 000i 和 2 29e 000 4 10e 000i 阻尼为 4 88e 001 自然频率为 4 69e 000 rad s 2 2 对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真 画出相应的状态 对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真 画出相应的状态 曲线 曲线 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 Delta alpha deg subplot 224 plot t y 2 2 xlabel t s ylabel Delta alpha deg 0200400600 10 5 0 5 t s q deg s 0200400600 4 2 0 2 4 t s q deg s 0200400600 150 100 50 0 50 t s deg 0200400600 50 0 50 100 t s deg 0200400600 200 0 200 400 t s u m s 0200400600 6 4 2 0 t s deg 0200400600 200 0 200 400 t s u m s 0200400600 2 0 2 4 t s deg 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 subplot 223 plot t y 4 1 xlabel t s ylabel Delta theta deg subplot 224 plot t y 4 2 xlabel t s ylabel Delta theta deg subplot 121 plot t y 5 1 xlabel t s ylabel Deltah m subplot 122 plot t y 5 2 xlabel t s ylabel Deltah m 0200400600 0 5 0 0 5 1 1 5 2 2 5 x 10 4 t s h m 0200400600 2 5 2 1 5 1 0 5 0 x 10 4 t s h m 以上各图为升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性行仿真 左边一 列为升降舵的阶跃输入 右边一列为油门的阶跃输入 3 3 采用短周期简化方法 求出传递函数 采用短周期简化方法 求出传递函数 采用根轨迹方法设计飞机的 采用根轨迹方法设计飞机的 e q Gs 俯仰角控制系统 并进行仿真 俯仰角控制系统 并进行仿真 输入命令 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 得到传递函数为 e q Gs 34 17 s 82 55 s 2 4 579 s 22 01 根轨迹设计 输入命令 g1 tf n 2 d g2 tf 10 1 10 g3 series g1 g2 sisotool g3 10 1 10 0 10 1 10 2 10 3 180 135 90 45 0 45 P M 107 deg Freq 5 6 rad sec Frequency rad sec Phase deg 80 60 40 20 0 G M Inf Freq Inf Stable loop Open Loop Bode Editor for Open Loop 1 OL1 Magnitude dB 10 8 6 4 20 25 20 15 10 5 0 5 10 15 20 25 Root Locus Editor for Open Loop 1 OL1 Real Axis Imag Axis 选取阻尼比为 0 55 时 根轨迹增益为 Kq 0 173 10 1 10 0 10 1 10 2 10 3 180 135 90 45 0 45 P M 95 4 deg Freq 6 29 rad sec Frequency rad sec Phase deg 80 60 40 20 0 20 G M Inf Freq Inf Stable loop Open Loop Bode Editor for Open Loop 1 OL1 Magnitude dB 10 8 6 4 20 25 20 15 10 5 0 5 10 15 20 25 Root Locus Editor for Open Loop 1 OL1 Real Axis Imag Axis g4 feedback g3 0 173 g5 tf 1 1 0 g6 series g4 g5 sisotool g6 10 1 10 0 10 1 10 2 10 3 270 225 180 135 90 45 P M 82 9 deg Freq 3 18 rad sec Frequency rad sec Phase deg 120 100 80 60 40 20 0 20 40 G M 10 2 dB Freq 10 rad sec Stable loop Open Loop Bode Editor for Open Loop 1 OL1 Magnitude dB 35 30 25 20 15 10 50510 25 20 15 10 5 0 5 10 15 20 25 Root Locus Editor for Open Loop 1 OL1 Real Axis Imag Axis 同样 可得 Kth 1 在 Simulink 中搭建系统仿真模型 num s den s Transfer Fcn1 10 s 10 Transfer Fcn x1 To Workspace1 t To Workspace Step Scope 1 s Integrator K Gain2 1 Gain Clock 进行仿真 012345678910 0 0 2 0 4 0 6 0 8 1 t s deg 012345678910 0 0 2 0 4 0 6 0 8 1 1 2 1 4 u t s 4 4 基于长周期简化方法 求出传递函数 基于长周期简化方法 求出传递函数 设计飞机的速度控制系统 设计飞机的速度控制系统 T u Gs 并进行仿真 并进行仿真 输入命令 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 得到传递函数为 7 971 s s 2 0 04847 s 在 Simulink 中搭建系统模型 7 971s s 0 04847s 2 Transfer Fcn1 10 s 10 Transfer Fcn x1 To Workspace1 t To Workspace StepScope PID PID Controller Clock 使用经验试凑法得到 PID 控制器参数 Kp 0 9 Ki 0 2 Kd 0 仿真结果如下 5 5 基于纵向线性模型 状态方程 基于纵向线性模型 状态方程 分别对速度控制与俯仰角控制进行仿真 分别对速度控制与俯仰角控制进行仿真 在 Simulink 中搭建仿真模型 10 s 10 Transfer Fcn1 10 s 10 Transfer Fcn xx2 To Workspace7 xx1 To Workspace6 x4 To Workspace5 x3 To Workspace4 x2 To Workspace3 x1 To Workspace2 x5 To Workspace1 t To Workspace Step x Ax Bu y Cx Du State Space PID PID Controller K Gain1 1 Gain Clock 先在速度通道加阶跃信号 输入命令 subplot 221 plot t x1 xlabel t s ylabel Deltau m s subplot 222 plot t x2 xlabel t s ylabel Delta alpha deg subplot 223 plot t x3 xlabel t s ylabel Deltaq deg s subplot 224 plot t x4 xlabel t s ylabel Delta theta deg 和 plot t x5 xlabel t s ylabel Deltah m 得到以下曲线 0246810 1 5 1 0 5 0 t s h m 0510 0 015 0 01 0 005 0 t s u m s 0510 0 5 0 0 5 1 t s deg 0510 1 0 1 2 3 t s q deg s 0510 0 0 5 1 1 5 t s deg 0510 0 0 5 1 1 5 t s u m s 0510 0 4 0 2 0 0 2 0 4 t s deg 0510 4 2 0 2 4 t s q deg s 0510 0 2 0 0 2 0 4 0 6 t s deg 再在俯仰角通道加阶跃信号 重复以上命令 得到如下曲线 0246810 30 20 10 0 10 t s h m 二 飞机侧向滚转角控制系统设计 二 飞机侧向滚转角控制系统设计 1 1 求出侧向运动方程的特征根 及对应的模态 求出荷兰滚模态的阻尼及自然 求出侧向运动方程的特征根 及对应的模态 求出荷兰滚模态的阻尼及自然 频率 频率 在 MATLAB 环境下导入数据文件 输入 damp alon 得出结果 Eigenvalue Damping Freq rad s 0 00e 000 1 00e 000 0 00e 000 6 89e 000 1 00e 000 6 89e 000 1 55e 002 1 00e 000 1 55e 002 1 02e 000 5 08e 000i 1 97e 001 5 19e 000 1 02e 000 5 08e 000i 1 97e 001 5 19e 000 侧向运动方程的特征根为 0 00e 000 航向随遇平衡模态 1 55e 002 螺旋模态 1 02e 001 5 08e 000i 1 02e 001 5 08e 000i 荷兰滚模态 6 89e 000 侧向滚转收敛模态 荷兰滚模态的阻尼为 1 97e 001 自然频率为 5 19e 000 rad s 2 2 对副翼与方向舵单位阶跃输入下的自然特性进行仿真 对副翼与方向舵单位阶跃输入下的自然特性进行仿真 sys ss alat blat clat dlat y t step sys 400 subplot 221 plot t y 1 1 xlabel t s ylabel Delta beta deg subplot 222 plot t y 1 2 xlabel t s ylabel Delta beta deg subplot 223 plot t y 2 1 xlabel t s ylabel Deltap deg s subplot 224 plot t y 2 2 xlabel t s ylabel Deltap deg s 得到以下曲线 0100200300400 3 2 1 0 1 t s deg 0100200300400 0 5 0 0 5 1 1 5 t s deg 0100200300400 30 20 10 0 t s p deg s 0100200300400 15 10 5 0 t s p deg s subplot 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 223 plot t y 4 1 xlabel t s ylabel Delta phi deg subplot 224 plot t y 4 2 xlabel t s ylabel Delta phi deg 得到以下曲线 0100200300400 2 5 2 1 5 1 0 5 0 x 104 t s deg 0200400 14000 12000 10000 8000 6000 4000 2000 0 t s deg 0100200300400 80 60 40 20 0 t s r deg s 0100200300400 40 20 0 20 t s r deg s 0100200300400 1500 1000 500 0 t s deg 0100200300400 800 600 400 200 0 t s deg subplot 121 plot t y 5 1 xlabel t s ylabel Delta psi deg subplot 122 plot t y 5 2 xlabel t s ylabel Delta psi deg 得到以下曲线 以上各图中左边为副翼输入单位阶跃响应的曲线 右边为方向舵输入单位阶跃 响应的曲线 3 3 采用简化方法 求出传递函数 采用简化方法 求出传递函数 采用根轨迹方法设计飞机的滚转角 采用根轨迹方法设计飞机的滚转角 a p Gs 控制系统 并进行仿真 控制系统 并进行仿真 输入命令 a1 alat 2 4 2 4 b1 blat 2 4 c1 clat 2 4 2 4 d1 dlat 2 4 n d ss2tf a1 b1 c1 d1 1 g1 tf n 1 d 得到所求传递函数 a p Gs 135 1 s 3 894e 020 s 2 7 196 s 2 073e 021 根轨迹设计 输入命令 g2 tf 10 1 10 g3 series g1 g2 sisotool g3 10 1 10 0 10 1 10 2 10 3 180 135 90 45 0 P M 166 deg Freq 0 998 rad sec Frequency rad sec Phase deg 80 60 40 20 0 20 G M Inf Freq Inf Unstable loop Open Loop Bode Editor for Open Loop 1 OL1 Magnitude dB 15 10 505 10 8 6 4 2 0 2 4 6 8 10 Root Locus Editor for Open Loop 1 OL1 Real Axis Imag Axis 选取阻尼比为 0 7 左右时 得到 Kp 0 054 再输入 g4 feedback g3 0 054 g5 tf 1 1 0 g6 series g4 g5 sisotool g6 10 1 10 0 10 1 10 2 10 3 270 225 180 135 90 P M 76 5 deg Freq 1 96 rad sec Frequency rad sec 120 100 80 60 40 20 0 20 G M 18 8 dB Freq 12 rad sec Unstable loop Open Loop Bode Editor for Open Loop 1 OL1 30 20 10010 25 20 15 10 5 0 5 10 15 20 25 Root Locus Editor for Open Loop 1 OL1 Real Axis 得到 Kth 0 211 在 Simulink 中搭建系统模型 num s den s Transfer Fcn1 10 s 10 Transfer Fcn x1 To Workspace1 t To Workspace Step Scope 1 s Integrator K Gain2 1 Gain Clock 输入 plot t x1 xlabel t s ylabel Delta phi 得到响应曲线 012345678910 0 0 1 0 2 0 3 0 4 0 5 0 6 0 7 0 8 0 9 1 t s 4 4 设计飞机航向控制系统 并进行仿真 设计飞机航向控制系统 并进行仿真 在 Simulink 中搭建系统仿真模型 9 8 150s Transfer Fcn2 num s den s Transfer Fcn1 10 s 10 Transfer Fcn x1 To Workspace1 t To Workspace Step Signal Constraint Scope 1 s Integrator K Gain2 K Gain1 kps Gain Clock 利用寻优模块取得 Kps 9 87 响应为 10 2100102104 180 135 90 45 0 45 90 P M 67 3 deg Freq 8 27 rad sec Frequency rad sec 80 60 40 20 0 20 G M Inf Freq Inf Stable loop Ope