飞机机动襟翼角的计算机控制

1、上海电力学院实验报告自动控制原理实验课程题目： 飞机机动襟翼角的计算机控制 班级： 2010031班 姓名： 学号： 时间 ： 2013年01月09日 目录飞机机动襟翼角的计算机控制一、实际控制过程及控制要求····························· 3二、控制对象数学模型及特性 ·

2、·························· 3三、控制系统设计和控制器设计 ·····················&

3、#183;···· 44、 控制系统仿真模型及实验平台搭建······················ 45、 控制器参数整定 ·················

4、3;··················· 56、 仿真试验及结果分析 ····························&

5、#183;··· 57、 结论与讨论 1、对采样周期进行讨论···························· 7 2、使用PID控制器············&#

6、183;··················· 8 3、加入一个积分控制器····························

7、 11八、根轨迹设计的讨论与研究 飞机俯仰角度控制································· 13九、心得体会与致谢···········

8、;··························· 18 一、实际控制过程及控制要求飞机的前、后缘襟翼一般用来提高飞机的升力,特别是在起飞和着陆时候。而近代一些高速歼击机,除受到飞行员能承受的过载和结构强度的限制外,还受到抖振、机翼摇晃、机翼下坠、机头晃动、上仰等现象的影响。这些现象都是与机翼翼面上的气流分离有关,它限制了

9、战斗机的格斗性能的发挥。为了延缓大迎角时的气流分离,提高升阻比,目前广泛采用机动襟翼,如F-4E,F-8，F-16等，机动襟翼的使用,使飞机最大安全迎角和无抖动升力边界有较大提高,机动能力也得以改善从而加强了飞机的战斗力，进而改善飞机的起落性能、机动性能、续航能力等飞行能力。机动襟翼在主动控制领域中,还能进行直接力控制、巡航控制、机动载荷控制、阵风减缓控制和横滚控制等本此实践只研究用机动襟翼来提高升阻比。在机动中,要求襟翼按预定的规律偏转,该规律是马赫数和迎角的函数,一般是通过大量的风洞实验来确定。用理论方法来设计还不多见,文献6中作了一些研究,但在规律设计中它只单纯考虑了迎角这一因素,没有把

10、马赫数同时考虑进去。为了说明设计原理,首先以F-18为例,如图1是该机在Ma=0.6、0.8、0.9时，不同的前缘襟翼偏角和后缘襟翼偏角下的极曲线。图1由图可见,在一定的飞行状态下,按适当的规律控制襟翼偏角,可以获得最佳升阻比。另外可以看出,当Ma=0.9时,机动增强的能力已大大降低。因此,机动襟翼一般只在Ma<0.95时用来提高升阻比二、控制对象数学模型及特性图2所示的是一个飞机机动襟翼控制系统。襟翼角由传感器测得后送至大气计算机。大气计算机根据襟翼角设定值R和襟翼角的差值进行控制计算，并通过功率放大器，特种直流电动机、液压泵以及项链的液压缸组成的执行装置实现襟翼角的控制。液压缸的活塞

11、通过连杆直接与飞机的襟翼相连。图2襟翼控制系统的被控过程部分的各环节的动态特性数字模型可简化为：伺机电机及功放的传递函数：液压传动及执行器的传递函数：系统被控过程的传递函数可归为。为了简化起见，假定。传统的系统控制采用机械传动技术，但是，在航空电子技术高速的今天，传统机械传动技术已经不相适应。因此采用大气计算机进行控制。称为数字式的襟翼控制，即离散襟翼控制。三、控制系统设计和控制器设计离散襟翼控制系统的简化方框图如图3所示。图3对象的传递函数模型为，被控量表示襟翼的转动角度，参考输入为期望角度。采样周期T=0.1s，试设计一个数字控制器，使襟翼角能跟踪期望角，并满足：（1） 单位阶跃输入作用下

12、的百分比超调量小于5%。（2） 单位阶跃输入作用下调整时间小于1s（误差范围）。（3） 若采样周期T=0.25s，重新设计控制器，比较并分析采样周期对控制系统的影响。用直接设计方法确定数字控制器D(z)，使系统具有无稳态误差和最少拍性能。首先，先求得零阶保持器和受控系统串联的z传递函数。然后用simlink建立系统仿真模型。再用数字控制器直接设计准则设计D(z)。最后，微调控制器的设计参数。四、控制系统仿真模型及实验平台搭建图4(1) 在simlink中，建立系统原模型，如图4所示结果。(2) 得到z域结构图如图5所示。系统的阶跃响应如图6所示。可见存在震荡。图5图6五、控制器参数整定用数字控

13、制器直接设计准则设计最小拍系统D(z)，为了达到最小拍控制的要求，在一拍内达到稳定，使输出无误差。因为输入信号r(t)=1(t)，则六、仿真试验及结果分析所建立的simlink结构图如图7所示。系统的阶跃响应如图8所示。可见经过一拍后，输出响应与输入信号完全重合，实现了无稳态误差设计。图7 最少拍数字控制系统图8 系统的最少拍无稳态误差阶跃响应根轨迹图如图9所示。可见超调量小于5%，调整时间小于1s，满足要求，实现最少拍设计。若采样周期T=0.25s，未校正前，系统的阶跃响应如图9所示。校正后系统阶跃响应如图10所示。 图9 未校正系统的阶跃响应图10由图9可知，当采样周期变大，曲线偏离恢复慢

14、。七、结论与讨论（1）对采样周期进行讨论我们对采样周期进行讨论，分为设置采样时间T=0.01s，0.4s，1s，相应的阶跃响应结果如下图所示，从结果可以看出，当采样周期不同时，系统的响应明显不同，时间越长，系统响应出现震荡和不稳定的情况。这是因为离散化的误差太大的缘故。图11 T=0.01图12 T=0.4图13 T=1（2） 使用PID控制器PID控制的基本原理：（A）P：增大比例环节系数，将加快系统响应，减小稳态误差，但过大，会有大超调，并使得稳定性下降；（B）I：有利于减小超调，减小振荡，但是过渡过程时间会变长；（C）D：增大，有利于加快系统的响应速度，使得系统超调量减小，稳定性增加，但

15、系统对扰动的抑制能力下降。（D）PID的基本形式：1）搭建加入控制器PID后连续的模型如图14所示。图14 PID襟翼控制系统2）进行比例增益为1的控制实验。获得的控制响应波形，如图15所示。可见系统不稳定。图15 比例增益为1的系统3）令积分环节和微分环节模块不发生作用，单独调整比例参数，从1开始，逐次减小。大约当K=0.28时，出现了所谓的4:1衰减比，如图16所示。图16 衰减比的调节4）根据PID调节的经验口诀，经过不断调试得到如图17控制模型。此时，kp=0.24，Ti=0.2，Td=0.05。输出响应为图18。图17 结论：如上图所示，原来的系统响应曲线震荡比较频繁，比例器放大，回

16、复慢，积分时间变小，动差大所以微分时间加长。图185）PID控制分析 虽然上面的分析中没有调出最后的结果，但是在调节和分析的过程中可以看出，由于PID控制的响应速度最快，但超调量最大，所以很难得要求的范围，分析的过程十分复杂，用最小拍就可以比较简单的完成要求的内容。6）PID控制和离散控制器的比较： 综上可知，两种控制方法相比，PID控制能更好的控制系统，但离散控制器则可以较快速的控制到一个稳定的值。（3） 加入一个积分控制器理论分析：，所以在原离散模型中加入一个控制器，建立如图19所示的模型。输出离散响应如图20所示。图19图20当比例k=0.01时，响应如图21所示。K=0.1时，响应如图

17、22所示。图21 k=0.01图22结论：由此可以得知，仅仅加入一个积分控制器无法满足题目的要求。八、根轨迹设计的讨论与研究飞机俯仰角度控制由题可知：已知一单位反馈系统的开环传递函数为，加入一个串联校正装置（1） 使得闭环系统的1、 画出原系统的根轨迹图，标出>2,>0.15的区域如图23，输入命令：num=conv(-18,conv(1 0.015,1 0.45);den=conv(1 1.2 12,1 0.01 0.0025);rlocus(num,den)；sgrid(0.15,2)title('未校正系统根轨迹')运行结果如图23图23 原系统根轨迹和期望极

18、点配置区域由图可知，未校正系统的根轨迹在s平面的实轴部分也存在轨迹，我们可以再原来的根轨迹中加入一个零点z=0.01，使得右侧根轨迹近乎于没有，如图23-1所示。图23-1位于s平面的虚轴。不通过期望主导极点，并且位于原根轨迹左侧，选择超前校正。在允许区域随意选一对期望极点为3、 计算超前校正装置产生的超前相角的命令：n0=conv(-18,conv(1 0.015,1 0.45);d0=conv(1 1.2 12,1 0.01 0.0025);s1=-3+i;fai0=-180-angle(polyval(n0,s1)/polyval(d0,s1)*180/pi运行得：fai0 = 76.7

19、0174、 将超前校正网络的零点配置在预期主导极点的正下方，即设置配置的零点与期望极点的夹角为90度，取值为z=3，再考虑从超前校正装置的极点位置，由相角条件可以得知，期望极点与校正装置极点的相角应该满足等式：=90-76.7017=13.29835、 根据期望极点与校正装置极点的相角求出需要配置的极点，过s1，做角度为27.5174的直线，计算该直线与实轴的交点，输入命令：s1=-3+i;faic=13.2983;p=abs(real(s1)+(abs(imag(s1)/tan(faic*pi/180)运行得：p =5.8558可以得到超前校正网络的极点为-p=-5.8558。则系统的超前校正网络为。6、 校正后的系统的开环传递函数为绘制校正后系统根轨迹，如图24所示。通过滑动鼠标，获取期望主导极点处得幅值K，近似得到K=0.2图247、 校验：加入配置好的零点和极点之后，拖动主导极点，使主导极点为期望极点，图25显示主导极点为期望极点。图25绘制校正后系统阶跃响应，如图26所示。图26（2）使得闭环系统的1、画出原系统的根轨迹图，标出>2,>0.8的区域如图27，输入命令：num=conv(-18,conv(1 0.015,1 0.45);den=conv(1 1.2 12,1 0.01 0.0025);rlocu