飛行控制系統(tǒng)大作業(yè)模板

1、飛行控制系統(tǒng)大作業(yè) 一、 飛機(jī)縱向俯仰角與速度控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)某飛機(jī)的縱向線性小擾動(dòng)方程為： 其中 狀態(tài)，控制量 問(wèn)題：1、 分析飛機(jī)縱向動(dòng)力學(xué)模態(tài)，求飛機(jī)的長(zhǎng)周期與短周期阻尼與自然頻率。輸入指令：damp(alon)，即可得到結(jié)果：長(zhǎng)周期的兩個(gè)根為：-8.36e-003 + 4.90e-002i，-8.36e-003 - 4.90e-002i阻尼為1.68e-001角頻率為4.97e-002(rad/s)短周期的兩個(gè)根為：-1.97e+000 + 3.21e+000i，-1.97e+000 - 3.21e+000i阻尼為5.24e-001角頻率為3.77e+000 (rad/s)2、 對(duì)升降舵及

2、油門單位階躍輸入下的飛機(jī)自然特性進(jìn)行仿真，畫出相應(yīng)的狀態(tài)曲線。輸入如下代碼，分三次進(jìn)行輸出：sys=ss(alon,blon,clon,dlon) y,t=step(sys,500)第一次輸出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)'

3、)ylabel('Deltaalpha(deg)')subplot(224)plot(t,y(:,2,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltaalpha(deg)')第二次輸出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,

4、y(:,4,1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltatheta(deg)')subplot(224)plot(t,y(:,4,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltatheta(deg)')第三次輸出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)'

5、;)輸出曲線中左側(cè)為𝛥𝛿𝑒加入階躍信號(hào)產(chǎn)生的輸出，右側(cè)為𝛥𝛿𝑇加入階躍信號(hào)。3、 采用短周期簡(jiǎn)化方法，求出傳遞函數(shù)。采用根軌跡方法設(shè)計(jì)飛機(jī)的俯仰角控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。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)為 ： -22.32 s - 47.72-s2 + 3.947 s + 14.18根軌跡設(shè)計(jì)過(guò)程：g1=tf

6、(n(2,:),d)g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)選取阻尼比為0.7左右時(shí)，得到kq=0.134g4=feedback(g3,0.134)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(g6)同樣的方法設(shè)計(jì)：kth =1.00此時(shí)根軌跡為： 在simulink中搭建框圖如下：輸入以下命令，得到仿真曲線如下：plot(t,x1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltatheta(deg)')4、 基于長(zhǎng)周期簡(jiǎn)化方法，求出傳遞函數(shù)，設(shè)計(jì)飛機(jī)的速度控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。a1

7、=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：9.683 s-s2 + 0.02694 s 采用尋優(yōu)的方法進(jìn)行設(shè)計(jì)，Simulink仿真框圖如下：得到PID參數(shù)：kp= 0.9967，ki= 0.3993，kd=0plot(t,x1) ylabel('Deltau')xlabel('t(s)')5、 基于縱向線性模型（狀態(tài)方程），分別對(duì)速度控制與俯仰角控制進(jìn)行仿真。假設(shè)作動(dòng)器特性為。先在速度通

8、道加入階躍信號(hào)，得到輸出曲線如下：再在俯仰角通道加入階躍信號(hào)，得到輸出曲線如下：使用的M文件程序如下：第一次輸出：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

9、,x4)xlabel('t(s)')ylabel('Deltatheta(deg)')第二次輸出：plot(t,x5)xlabel('t(s)')ylabel('Deltah(m)')二、 飛機(jī)側(cè)向滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)某飛機(jī)的側(cè)向線性小擾動(dòng)方程為： 其中 狀態(tài)，控制量 問(wèn)題：1、 求出側(cè)向運(yùn)動(dòng)方程的特征根，及對(duì)應(yīng)的模態(tài)，求出荷蘭滾模態(tài)的阻尼及自然頻率。輸入指令：damp(alat)側(cè)向運(yùn)動(dòng)方程的特征根為：0.00e+000（航向隨遇平衡模態(tài)），-2.05e-002（螺旋模態(tài)），-9.15e-001 + 4.09e+000i，-9.1

10、5e-001 - 4.09e+000i（荷蘭滾模態(tài)），-5.78e+000（側(cè)向滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)）。荷蘭滾模態(tài)的阻尼為：2.18e-001，自然頻率為：4.19e+000(rad/s)2、 對(duì)副翼與方向舵單位階躍輸入下的自然特性進(jìn)行仿真。輸入如下代碼，分三次進(jìn)行輸出：sys=ss(alat,blat,clat,dlat) y,t=step(sys,400)第一次輸出subplot(221)plot(t,y(:,1,1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltabeta(deg)')subplot(222)plot(t,y(:,1,2)xlabel(

11、9;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('t(s)')ylabel('Deltap(deg/s)')第二次輸出subplot(221)plot(t,y(:,3,1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltar(deg/s)')subplot(222

12、)plot(t,y(:,3,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltar(deg/s)')subplot(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)')第三次輸出subplot(121)plot(t,y(:,5,1)xlabel('t(s)')ylabel('Delta

13、psi(deg)')subplot(122)plot(t,y(:,5,2)xlabel('t(s)')ylabel('Deltapsi(deg)')3、 采用簡(jiǎn)化方法，求出傳遞函數(shù)。采用根軌跡方法設(shè)計(jì)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。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)得到所求傳遞函數(shù)：-92.95 s - 1.772e-020-s2 + 6.03 s + 1.15e-021根軌跡設(shè)計(jì)過(guò)程

14、:g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)選取阻尼比為0.7左右時(shí)，得到kp=0.0765g4=feedback(g3,0.0765)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(g6)同樣的方法設(shè)計(jì)：kph =0.284此時(shí)，根軌跡為：在simulink中進(jìn)行仿真：plot(t,x1)xlabel('t(s)')ylabel('Deltaphi')4、 設(shè)計(jì)飛機(jī)航向控制系統(tǒng)，并進(jìn)行仿真。在simulink中搭建框圖，利用尋優(yōu)模塊對(duì)kps進(jìn)行設(shè)計(jì)：得到：kps=10.055、設(shè)計(jì)飛機(jī)方向舵

15、協(xié)調(diào)控制律，基于側(cè)向線性模型（狀態(tài)方程），進(jìn)行航向控制系統(tǒng)的仿真。假設(shè)作動(dòng)器特性為。首先用根軌跡的方法設(shè)計(jì)kr，a1=alat(1,3,1,3),b1=blat(1,3,:),c1=clat(1,3,1,3),d1=dlat(1,3,:)n,d=ss2tf(a1,b1,c1,d1,2)g1=tf(n(2,:),d) %求出𝛥𝑟到𝛥𝛿𝑟的傳遞函數(shù)g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)此時(shí)阻尼大約是0.529（已經(jīng)是調(diào)節(jié)范圍內(nèi)的最大值），確定kr=0.229在simulink中建立如下框圖：經(jīng)多次嘗試kpsi的值為2.5（雖然在簡(jiǎn)化模型中設(shè)計(jì)結(jié)果為10.05），kbeta為-1時(shí)得到的響應(yīng)曲線結(jié)果較好。仿真曲線結(jié)果如下：要求：給出相應(yīng)的傳遞函數(shù)，畫出相應(yīng)的結(jié)構(gòu)圖根軌跡圖及仿真曲線，提交word打印稿。1. 數(shù)據(jù)文件在dataX.mat文件中，按照學(xué)號(hào)的最后一位選擇相應(yīng)的數(shù)據(jù)文件。如學(xué)號(hào)最后一位為5，則選擇data5.mat文件作為你設(shè)計(jì)的數(shù)據(jù)。2. 在matlab中 輸入load data5 則可將數(shù)據(jù)導(dǎo)入，其中 al