【《小型固定翼飞行器动力学模型的建立分析案例》4900字】

PAGE\*Arabic9小型固定翼飞行器动力学模型的建立分析案例众所周知的是，建立精确的小型固定翼飞行器动力学模型是对于该飞行器进行模糊控制分析的基础。在得到飞行器动力学模型前，我们首先要对于飞行器的结构进行动力学实验，并从中得出飞行器的动态特性。随后，我们需要对于部分已知的数据进行对应分析，并且在最终利用模型修正技术，从而能构造出一个能够反映真实结构特性的、高精度的固定翼飞行器模型。在提及有关小型固定翼飞行器的操纵方式时，由于伴随着时代的变更，飞行器的更新迭代，曾经广泛运用的传统专家控制逐渐不再能适用于当今设计较为成熟、功能更加多样化和专业化的飞行器。小型固定翼飞行器的操纵方式也同时在专家们的逐步优化之下进行不断的变革。当今而言，我们的小型飞行器操作方式可以概括性地被划分成为两种不同的形式。首先，第一种操作方法便是在小型固定翼飞行器执行飞行任务的过程中，如果前进速度比较小时，则飞行员需要向前推进油门杆，使得飞行器作低头俯冲运动，致使飞行器的前进速度加快。反之，当飞行器前进速度较高时，可进行向后拉油门杆的操作，因而飞行器抬头，最终达到减速效果。从中，我们可以得出，飞行器的在执行飞行任务时所预算的时间长短和飞行器进行飞行任务时的空速挂钩，彼此之间有着密切的联系。这种控制方法的优点便在于，飞行器的首要控制因素是飞行员可以主观、直接操控的前进速度，这样一位经验丰富的飞行员便不仅可以确保飞行器在航行过程中对飞行器以及其所运载的人或者货物的安全保障，尤其令人注意的是，若飞行器在执行飞行任务的过程中，由于遇到干扰气流产生颠簸或者因为不幸遭遇恶劣天气诸如这类的突发状况，也因此导致飞行器在飞行期间发生了一定程度的、无法立即进行修复的损坏或者故障时，航空公司便可以迅速有针对性地根据飞行员的报告实施救援行动措施，使得飞机能够一直维持安全的状态，缓慢降低飞行器的前进速度以及高度，直到飞行器安全抵达地面、乘客安然着陆为止。然而，这种方法是存在弊端的，其最大的问题便在于飞行器对于前进速度的控制存在一个飞行员的判断问题，需要一位经验十分丰富的飞行员以便遇到突发状况时能够及时判断。此外，在突发状况时，由于可能会出现仪器失灵的状况，飞行员对于航速的控制可能会存在一定的延迟甚至是错误，这些都是存在一定的安全隐患的，也会对飞行员本身带来极大的心理负担。因而，专家们认为这种做法仍需要更为安全的保障，以便于辅佐飞行员在紧急情况之下进行判断。也就在这种情况之下，第二种控制方法诞生了。在这种方法中，专家们通过设置了针对飞行器前进速度的控制器，这样能更为简便地对飞行器进行更大程度的操控以及限制。首先，专家们会给这个前进速度控制器设置一个理论的前进速度，假如飞行器在执行飞行任务过程中，其前进速度高于或低于理论前进速度之时，专家控制器便会发出警告提醒飞行员，并且还会控制速度输出，对于飞行器进行一个加速或者时减速的操纵，从而起到一个对于速度的控制效果。并且，这类专家控制器能够根据飞机与预定速度之差，一步步地将空速逐渐提升至（或降低至）理论前进速度，并且可以通过计算机的精确计算，尽快地消除速度偏差。除此以外，驾驶员还能通过操控升降舵，以此控制飞机的升降角。如果升降角过小，驾驶员便可通过操纵升降舵对飞机进行拉升。这种控制方法的优势在于能够对飞行器前进速度的变化做出相应的操纵，因此对于空速的控制会更好，也正因为这样，专家们便将其当作一种更好的控制方式并且运用于大部分飞行器上。这类专家控制器，无疑是给飞行带来了极大的便捷，然而它也不是万能的，它并非十全十美。专家控制器有一个十分致命的缺点，也正是如此这个问题大家都无法对其忽视，并且想方设法对其进行优化。它们的弊端，也就是说，由于飞行器的建模为一个精确的数字建模，在飞行过程中都会以稳态飞行作为参照，它无法预料到突发状况对于飞行器的影响并且针对其做出一定程度的改动。举个例子来说，假设飞行器在执行飞行任务的过程中发生了油门失灵，抑或是发动机失灵时，由于飞行器航速的降低，照理来说应该以维持飞行器动力，防止进一步损坏作为第一目标。然而专家控制器拟定的航速仍在，会使得它操控飞行器让其强行维持在一个发生意外之前的前进速度，这种操作，尤其是在飞行器已经发生一部分动力外泄的时候，会大量消耗飞行器发动机的动力，大幅缩短其在救援赶来之前所能维持的最长飞行时间，最终可能会因为缺乏维持飞行器前进的动力，最终导致失速，造成大家都不愿意看到的最坏的结局。因而，在目前的技术状况之下，虽然人类还不能做到完全控制三维事物，大家也在齐心协力做出最大的改观。科学家们将上述所说的这两种不同的控制模式分别进行了研究，并最终选择了将其进行结合，起到一个相辅相成的作用，这样也能够便于飞机在实际情况中可以进行及时的调整。在通常的情况下，飞行器在飞行过程中会以第二种控制模式作为其主要操控方式。在航行过程中，如果出现了飞机航速降低到某一规定航速以下，抑或是被认定是出现了异常的情况，这次需要由驾驶员迅速改写模式为刚才所述的第一种控制模式，用以确保飞行器在行程过程中的安全。因此，专家控制在飞行器的控制中是非常重要的，但倘若需要应对比较复杂或者模型不确定的系统，哪怕是专家控制也会很难对其进行迅速、准确、相应的调节与控制。所以说，专家控制器实际上也不是一个十全十美的设计，也由此刻起大家便深刻理解了：设计小型固定翼飞行器的前进速度模糊控制器是一件迫在眉睫、刻不容缓的事情。因此，先求出飞行器的传递函数便是本章的主要内容。1.1纵向运动方程何为纵向运动？假设飞行器在航行过程中没有发生滚动和偏航，那么纵向运动即为飞行器在垂直面的运动特性。飞机纵向运动的主要作用力如下图1.1所示。图1.1飞机纵向受力图发动机推力T：方向沿发动机轴线，与飞机轴线成安装角，推力产生的力矩为；升力L：垂直于飞行速度V，向上为正；阻力D：平行于飞行速度，方向与速度相反；重力G：垂直向下，数值为mg；气动俯仰力：使飞机抬头为正（轴为正方向）；总的俯仰力矩。沿速度方向的力（1.1）沿速度垂直方向的力（1.2）这样（1.3）由于法向加速度与速度的关系满足（1.4）为垂直于速度方向的加速度。考虑到发动机的安装角很小，飞机除在起飞、着陆时迎角较大外，在巡航飞行时迎角也比较小，因此（1.5）另外，，一般不大，所以（1.6）最后，我们可以得到简化的飞机纵向运动方程（1.7）1.2纵向运动方程线性化在纵向运动方程中，力（T，D，L）和力矩（M）是线性化的关键。但是，首先需要确认它们与飞行参数之间的关系。一般地，发动机推力与飞行速度V、空气密度（确定发动机的进气量）、供油量（油门杆位置），排气温度和排气压力、涡轮转速等有关。在基准运动附近，认为排气温度和排气压力、涡轮转速等变化不大，这样（1.8）在前面讨论升力和阻力时，已经知道飞机升力是飞行速度V、空气密度、迎角、升降舵偏角的函数，而及q的影响可以忽略不计。升降舵偏角对阻力的影响也可以忽略不记，因此气动力矩与飞行速度V、空气密度、迎角、升降舵偏角、迎角导数及俯仰角速度q有关，可以写做（1.11）在基准运动为水平直线飞行条件下，扰动运动的高度对基准运动的高度变化不大，这样，空气密度基本不变，在上述关系中可以不考虑空气密度的影响。所以（1.12）假设基准运动参数为（），对推力、升力、阻力和俯仰力矩进行线性化，得到为了方便，记气动导数这样，推力、升力、阻力和力矩表示为（1.13）1.3切向动力学方程线性化如上文所述，切向力方程为（1.14）由于（1.15）在基准运动上，，则有（1.16）考虑到基准运动变量满足（1.17）因此（1.18）进一步有（1.19）由于，代入上列公式可以得到(1.20)引入速度的相对变化量，令,则由上式(1.21)在式(1.21)之中，发动机和倒是需要根据发动机特性曲线确定，这里至考虑导数和的计算公式.阻力公式满足(1.22)这里是迎角和马赫数的函数，，因此因此(1.25)为表达方便，令(基准运动的阻力系数)（基准运动参数的导数）则(1.26)同样(1.27)其中为阻力系数在基准运动对迎角的导数。所以切向线性化方程为1.4法向动力学方程线性化法向动力学方程满足(1.30)首先考虑法向加速度，以编导数形式表示(1.31)由于已知（为常数时也成立），则(1.32)忽略高阶小量后，得到(1.33)考虑到所以(1.36)基准运动平飞，升力等于重力，即，（时，，运动方程中出现干扰），故与阻力导数类似，可以得到因此切向动力学线性化方程为1.5绕轴转动动力学方程线性化绕轴的转动运动方程需要满足(1.44)基准运动参数满足(1.45)由于，考虑到以下关系：因此(1.48)整理后得到线性化方程如下：(1.51)参数计算公式(1.52)这里。且，，其中，1.6纵向运动线性化方程总结飞机纵向运动的线性化方程概括如下：(1.53)三个方程分别表示轴的加速度运动（受推力、阻力等影响），轴的加速度运动（速度向量的转动，轨迹变化特征），绕轴的转动（受力矩M的作用）。为了方便表达，我们将各变量的系数用大导数的方式表示，分别用、、表示相应的坐标系。所以(1.54)其中，Xv,Za,Mq等称为大导数，气动力和气动力矩称为小导数。该四阶微分方程是分析系统性能的依据，系统的输入为升降舵偏角和发动机油门杆位置，可以分别研究系统的零输入响应（初始状态不为零，输入为零）和零状态响应（输入不为零，初始状态为零）。1.7纵向运动的传递函数研究飞机的操纵问题，即为升降舵偏角和油门杆位置对飞机速度、航迹角、和迎角的控制作用。为表述方便，首先建立传递函数。系统的输入为升降舵偏角和油门杆位置，输出为，因此有六个传递函数关系。纵向线性化运动方程写成矩阵表示形式为p（1.55）式中，为偏航角速度等同于飞机机体绕轴转动的角速度；为滚动角速度与机体绕轴转动的角速度相等；为侧滑角大小等于偏航角与航迹方位角之差。为了方便，对于方程的右边进行简化表示。考虑在飞机的偏航运动中，为保持飞机的基准运动水平飞行，当机体转动角度，必须满足升力在垂直方向的分量等于飞机重力，从而在水平方向出现分力成为侧力的一部分，水平侧力为，线性化增量形式为，该力不能忽略。这样方程可以表示为（1.56）式中，横侧运动的线性化方程是基于稳定轴系建立的，第一个方程表示的是侧向移动速度，但是，在力和力矩的关系中，我们要使用侧滑角来表示，因此如同在纵向运动中将垂直位移变为航迹角速度关系一样，需要将侧向位移用角度表示。由于侧向速度满足（1.57）则可以近似得到（1.58）设线性化是所选基准运动工作点参数满足如下要求：考虑到任意变量的基准变量为零时，变量=增量的关系，因此气动侧力的侧力系数满足（1.59）机体滚转角速度和偏航角速度引起的侧力一般可以忽略不计，因此（1.60）将前三个