飛機(jī)機(jī)動(dòng)襟翼角的計(jì)算機(jī)控制

1、上海電力學(xué)院實(shí)驗(yàn)報(bào)告自動(dòng)控制原理實(shí)驗(yàn)課程題目： 飛機(jī)機(jī)動(dòng)襟翼角的計(jì)算機(jī)控制 班級(jí)： 2010031班 姓名： 學(xué)號(hào)： 時(shí)間 ： 2013年01月09日 目錄飛機(jī)機(jī)動(dòng)襟翼角的計(jì)算機(jī)控制一、實(shí)際控制過(guò)程及控制要求····························· 3二、控制對(duì)象數(shù)學(xué)模型及特性 ·

2、·························· 3三、控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和控制器設(shè)計(jì) ·····················&

3、#183;···· 44、 控制系統(tǒng)仿真模型及實(shí)驗(yàn)平臺(tái)搭建······················ 45、 控制器參數(shù)整定 ·················

4、3;··················· 56、 仿真試驗(yàn)及結(jié)果分析 ····························&

5、#183;··· 57、 結(jié)論與討論 1、對(duì)采樣周期進(jìn)行討論···························· 7 2、使用PID控制器············&#

6、183;··················· 8 3、加入一個(gè)積分控制器····························

7、 11八、根軌跡設(shè)計(jì)的討論與研究 飛機(jī)俯仰角度控制································· 13九、心得體會(huì)與致謝···········

8、;··························· 18 一、實(shí)際控制過(guò)程及控制要求飛機(jī)的前、后緣襟翼一般用來(lái)提高飛機(jī)的升力,特別是在起飛和著陸時(shí)候。而近代一些高速殲擊機(jī),除受到飛行員能承受的過(guò)載和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制外,還受到抖振、機(jī)翼?yè)u晃、機(jī)翼下墜、機(jī)頭晃動(dòng)、上仰等現(xiàn)象的影響。這些現(xiàn)象都是與機(jī)翼翼面上的氣流分離有關(guān),它限制了

9、戰(zhàn)斗機(jī)的格斗性能的發(fā)揮。為了延緩大迎角時(shí)的氣流分離,提高升阻比,目前廣泛采用機(jī)動(dòng)襟翼,如F-4E,F-8，F(xiàn)-16等，機(jī)動(dòng)襟翼的使用,使飛機(jī)最大安全迎角和無(wú)抖動(dòng)升力邊界有較大提高,機(jī)動(dòng)能力也得以改善從而加強(qiáng)了飛機(jī)的戰(zhàn)斗力，進(jìn)而改善飛機(jī)的起落性能、機(jī)動(dòng)性能、續(xù)航能力等飛行能力。機(jī)動(dòng)襟翼在主動(dòng)控制領(lǐng)域中,還能進(jìn)行直接力控制、巡航控制、機(jī)動(dòng)載荷控制、陣風(fēng)減緩控制和橫滾控制等本此實(shí)踐只研究用機(jī)動(dòng)襟翼來(lái)提高升阻比。在機(jī)動(dòng)中,要求襟翼按預(yù)定的規(guī)律偏轉(zhuǎn),該規(guī)律是馬赫數(shù)和迎角的函數(shù),一般是通過(guò)大量的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)來(lái)確定。用理論方法來(lái)設(shè)計(jì)還不多見(jiàn),文獻(xiàn)6中作了一些研究,但在規(guī)律設(shè)計(jì)中它只單純考慮了迎角這一因素,沒(méi)有把

10、馬赫數(shù)同時(shí)考慮進(jìn)去。為了說(shuō)明設(shè)計(jì)原理,首先以F-18為例,如圖1是該機(jī)在Ma=0.6、0.8、0.9時(shí)，不同的前緣襟翼偏角和后緣襟翼偏角下的極曲線。圖1由圖可見(jiàn),在一定的飛行狀態(tài)下,按適當(dāng)?shù)囊?guī)律控制襟翼偏角,可以獲得最佳升阻比。另外可以看出,當(dāng)Ma=0.9時(shí),機(jī)動(dòng)增強(qiáng)的能力已大大降低。因此,機(jī)動(dòng)襟翼一般只在Ma<0.95時(shí)用來(lái)提高升阻比二、控制對(duì)象數(shù)學(xué)模型及特性圖2所示的是一個(gè)飛機(jī)機(jī)動(dòng)襟翼控制系統(tǒng)。襟翼角由傳感器測(cè)得后送至大氣計(jì)算機(jī)。大氣計(jì)算機(jī)根據(jù)襟翼角設(shè)定值R和襟翼角的差值進(jìn)行控制計(jì)算，并通過(guò)功率放大器，特種直流電動(dòng)機(jī)、液壓泵以及項(xiàng)鏈的液壓缸組成的執(zhí)行裝置實(shí)現(xiàn)襟翼角的控制。液壓缸的活塞

11、通過(guò)連桿直接與飛機(jī)的襟翼相連。圖2襟翼控制系統(tǒng)的被控過(guò)程部分的各環(huán)節(jié)的動(dòng)態(tài)特性數(shù)字模型可簡(jiǎn)化為：伺機(jī)電機(jī)及功放的傳遞函數(shù)：液壓傳動(dòng)及執(zhí)行器的傳遞函數(shù)：系統(tǒng)被控過(guò)程的傳遞函數(shù)可歸為。為了簡(jiǎn)化起見(jiàn)，假定。傳統(tǒng)的系統(tǒng)控制采用機(jī)械傳動(dòng)技術(shù)，但是，在航空電子技術(shù)高速的今天，傳統(tǒng)機(jī)械傳動(dòng)技術(shù)已經(jīng)不相適應(yīng)。因此采用大氣計(jì)算機(jī)進(jìn)行控制。稱為數(shù)字式的襟翼控制，即離散襟翼控制。三、控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和控制器設(shè)計(jì)離散襟翼控制系統(tǒng)的簡(jiǎn)化方框圖如圖3所示。圖3對(duì)象的傳遞函數(shù)模型為，被控量表示襟翼的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，參考輸入為期望角度。采樣周期T=0.1s，試設(shè)計(jì)一個(gè)數(shù)字控制器，使襟翼角能跟蹤期望角，并滿足：（1） 單位階躍輸入作用下

12、的百分比超調(diào)量小于5%。（2） 單位階躍輸入作用下調(diào)整時(shí)間小于1s（誤差范圍）。（3） 若采樣周期T=0.25s，重新設(shè)計(jì)控制器，比較并分析采樣周期對(duì)控制系統(tǒng)的影響。用直接設(shè)計(jì)方法確定數(shù)字控制器D(z)，使系統(tǒng)具有無(wú)穩(wěn)態(tài)誤差和最少拍性能。首先，先求得零階保持器和受控系統(tǒng)串聯(lián)的z傳遞函數(shù)。然后用simlink建立系統(tǒng)仿真模型。再用數(shù)字控制器直接設(shè)計(jì)準(zhǔn)則設(shè)計(jì)D(z)。最后，微調(diào)控制器的設(shè)計(jì)參數(shù)。四、控制系統(tǒng)仿真模型及實(shí)驗(yàn)平臺(tái)搭建圖4(1) 在simlink中，建立系統(tǒng)原模型，如圖4所示結(jié)果。(2) 得到z域結(jié)構(gòu)圖如圖5所示。系統(tǒng)的階躍響應(yīng)如圖6所示。可見(jiàn)存在震蕩。圖5圖6五、控制器參數(shù)整定用數(shù)字控

13、制器直接設(shè)計(jì)準(zhǔn)則設(shè)計(jì)最小拍系統(tǒng)D(z)，為了達(dá)到最小拍控制的要求，在一拍內(nèi)達(dá)到穩(wěn)定，使輸出無(wú)誤差。因?yàn)檩斎胄盘?hào)r(t)=1(t)，則六、仿真試驗(yàn)及結(jié)果分析所建立的simlink結(jié)構(gòu)圖如圖7所示。系統(tǒng)的階躍響應(yīng)如圖8所示。可見(jiàn)經(jīng)過(guò)一拍后，輸出響應(yīng)與輸入信號(hào)完全重合，實(shí)現(xiàn)了無(wú)穩(wěn)態(tài)誤差設(shè)計(jì)。圖7 最少拍數(shù)字控制系統(tǒng)圖8 系統(tǒng)的最少拍無(wú)穩(wěn)態(tài)誤差階躍響應(yīng)根軌跡圖如圖9所示?？梢?jiàn)超調(diào)量小于5%，調(diào)整時(shí)間小于1s，滿足要求，實(shí)現(xiàn)最少拍設(shè)計(jì)。若采樣周期T=0.25s，未校正前，系統(tǒng)的階躍響應(yīng)如圖9所示。校正后系統(tǒng)階躍響應(yīng)如圖10所示。 圖9 未校正系統(tǒng)的階躍響應(yīng)圖10由圖9可知，當(dāng)采樣周期變大，曲線偏離恢復(fù)慢

14、。七、結(jié)論與討論（1）對(duì)采樣周期進(jìn)行討論我們對(duì)采樣周期進(jìn)行討論，分為設(shè)置采樣時(shí)間T=0.01s，0.4s，1s，相應(yīng)的階躍響應(yīng)結(jié)果如下圖所示，從結(jié)果可以看出，當(dāng)采樣周期不同時(shí)，系統(tǒng)的響應(yīng)明顯不同，時(shí)間越長(zhǎng)，系統(tǒng)響應(yīng)出現(xiàn)震蕩和不穩(wěn)定的情況。這是因?yàn)殡x散化的誤差太大的緣故。圖11 T=0.01圖12 T=0.4圖13 T=1（2） 使用PID控制器PID控制的基本原理：（A）P：增大比例環(huán)節(jié)系數(shù)，將加快系統(tǒng)響應(yīng)，減小穩(wěn)態(tài)誤差，但過(guò)大，會(huì)有大超調(diào)，并使得穩(wěn)定性下降；（B）I：有利于減小超調(diào)，減小振蕩，但是過(guò)渡過(guò)程時(shí)間會(huì)變長(zhǎng)；（C）D：增大，有利于加快系統(tǒng)的響應(yīng)速度，使得系統(tǒng)超調(diào)量減小，穩(wěn)定性增加，但

15、系統(tǒng)對(duì)擾動(dòng)的抑制能力下降。（D）PID的基本形式：1）搭建加入控制器PID后連續(xù)的模型如圖14所示。圖14 PID襟翼控制系統(tǒng)2）進(jìn)行比例增益為1的控制實(shí)驗(yàn)。獲得的控制響應(yīng)波形，如圖15所示?？梢?jiàn)系統(tǒng)不穩(wěn)定。圖15 比例增益為1的系統(tǒng)3）令積分環(huán)節(jié)和微分環(huán)節(jié)模塊不發(fā)生作用，單獨(dú)調(diào)整比例參數(shù)，從1開(kāi)始，逐次減小。大約當(dāng)K=0.28時(shí)，出現(xiàn)了所謂的4:1衰減比，如圖16所示。圖16 衰減比的調(diào)節(jié)4）根據(jù)PID調(diào)節(jié)的經(jīng)驗(yàn)口訣，經(jīng)過(guò)不斷調(diào)試得到如圖17控制模型。此時(shí)，kp=0.24，Ti=0.2，Td=0.05。輸出響應(yīng)為圖18。圖17 結(jié)論：如上圖所示，原來(lái)的系統(tǒng)響應(yīng)曲線震蕩比較頻繁，比例器放大，回

16、復(fù)慢，積分時(shí)間變小，動(dòng)差大所以微分時(shí)間加長(zhǎng)。圖185）PID控制分析 雖然上面的分析中沒(méi)有調(diào)出最后的結(jié)果，但是在調(diào)節(jié)和分析的過(guò)程中可以看出，由于PID控制的響應(yīng)速度最快，但超調(diào)量最大，所以很難得要求的范圍，分析的過(guò)程十分復(fù)雜，用最小拍就可以比較簡(jiǎn)單的完成要求的內(nèi)容。6）PID控制和離散控制器的比較： 綜上可知，兩種控制方法相比，PID控制能更好的控制系統(tǒng)，但離散控制器則可以較快速的控制到一個(gè)穩(wěn)定的值。（3） 加入一個(gè)積分控制器理論分析：，所以在原離散模型中加入一個(gè)控制器，建立如圖19所示的模型。輸出離散響應(yīng)如圖20所示。圖19圖20當(dāng)比例k=0.01時(shí)，響應(yīng)如圖21所示。K=0.1時(shí)，響應(yīng)如圖

17、22所示。圖21 k=0.01圖22結(jié)論：由此可以得知，僅僅加入一個(gè)積分控制器無(wú)法滿足題目的要求。八、根軌跡設(shè)計(jì)的討論與研究飛機(jī)俯仰角度控制由題可知：已知一單位反饋系統(tǒng)的開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)為，加入一個(gè)串聯(lián)校正裝置（1） 使得閉環(huán)系統(tǒng)的1、 畫出原系統(tǒng)的根軌跡圖，標(biāo)出>2,>0.15的區(qū)域如圖23，輸入命令：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('未校正系統(tǒng)根軌跡')運(yùn)行結(jié)果如圖23圖23 原系統(tǒng)根軌跡和期望極

18、點(diǎn)配置區(qū)域由圖可知，未校正系統(tǒng)的根軌跡在s平面的實(shí)軸部分也存在軌跡，我們可以再原來(lái)的根軌跡中加入一個(gè)零點(diǎn)z=0.01，使得右側(cè)根軌跡近乎于沒(méi)有，如圖23-1所示。圖23-1位于s平面的虛軸。不通過(guò)期望主導(dǎo)極點(diǎn)，并且位于原根軌跡左側(cè)，選擇超前校正。在允許區(qū)域隨意選一對(duì)期望極點(diǎn)為3、 計(jì)算超前校正裝置產(chǎn)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運(yùn)行得：fai0 = 76.7

19、0174、 將超前校正網(wǎng)絡(luò)的零點(diǎn)配置在預(yù)期主導(dǎo)極點(diǎn)的正下方，即設(shè)置配置的零點(diǎn)與期望極點(diǎn)的夾角為90度，取值為z=3，再考慮從超前校正裝置的極點(diǎn)位置，由相角條件可以得知，期望極點(diǎn)與校正裝置極點(diǎn)的相角應(yīng)該滿足等式：=90-76.7017=13.29835、 根據(jù)期望極點(diǎn)與校正裝置極點(diǎn)的相角求出需要配置的極點(diǎn)，過(guò)s1，做角度為27.5174的直線，計(jì)算該直線與實(shí)軸的交點(diǎn)，輸入命令：s1=-3+i;faic=13.2983;p=abs(real(s1)+(abs(imag(s1)/tan(faic*pi/180)運(yùn)行得：p =5.8558可以得到超前校正網(wǎng)絡(luò)的極點(diǎn)為-p=-5.8558。則系統(tǒng)的超前校正網(wǎng)絡(luò)為。6、 校正后的系統(tǒng)的開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)為繪制校正后系統(tǒng)根軌跡，如圖24所示。通過(guò)滑動(dòng)鼠標(biāo)，獲取期望主導(dǎo)極點(diǎn)處得幅值K，近似得到K=0.2圖247、 校驗(yàn)：加入配置好的零點(diǎn)和極點(diǎn)之后，拖動(dòng)主導(dǎo)極點(diǎn)，使主導(dǎo)極點(diǎn)為期望極點(diǎn)，圖25顯示主導(dǎo)極點(diǎn)為期望極點(diǎn)。圖25繪制校正后系統(tǒng)階躍響應(yīng)，如圖26所示。圖26（2）使得閉環(huán)系統(tǒng)的1、畫出原系統(tǒng)的根軌跡圖，標(biāo)出>2,>0.8的區(qū)域如圖27，輸入命令：num=conv(-18,conv(1 0.015,1 0.45);den=conv(1 1.2 12,1 0.01 0.0025);rlocu