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1、飞行控制系统大作业 一、 飞机纵向俯仰角与速度控制系统设计某飞机的纵向线性小扰动方程为： 其中 状态，控制量 问题：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。输入指令：damp(alon)，即可得到结果：长周期的两个根为：-8.36e-003 + 4.90e-002i，-8.36e-003 - 4.90e-002i阻尼为1.68e-001角频率为4.97e-002(rad/s)短周期的两个根为：-1.97e+000 + 3.21e+000i，-1.97e+000 - 3.21e+000i阻尼为5.24e-001角频率为3.77e+000 (rad/s)2、 对升降舵及
2、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。输入如下代码，分三次进行输出：sys=ss(alon,blon,clon,dlon) y,t=step(sys,500)第一次输出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)ylabel(Deltaalpha(deg)subplot(224)plot(t,y(:,2,2)xlabe
3、l(t(s)ylabel(Deltaalpha(deg)第二次输出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,y(:,4,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltatheta(deg)subplot(224)plot(t,y(:,4,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltatheta(deg)第三次输出subplot(121)plot(t,y(:,5,1
4、)xlabel(t(s)ylabel(Deltah(m)subplot(122)plot(t,y(:,5,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltah(m)输出曲线中左侧为加入阶跃信号产生的输出，右侧为加入阶跃信号。3、 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俯仰角控制系统，并进行仿真。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)得到传递函数为 ： -22.32 s - 47.72-s2 + 3.
5、947 s + 14.18根轨迹设计过程：g1=tf(n(2,:),d)g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)选取阻尼比为0.7左右时，得到kq=0.134g4=feedback(g3,0.134)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(g6)同样的方法设计：kth =1.00此时根轨迹为： 在simulink中搭建框图如下：输入以下命令，得到仿真曲线如下：plot(t,x1)xlabel(t(s)ylabel(Deltatheta(deg)4、 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，并进行仿
6、真。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：9.683 s-s2 + 0.02694 s 采用寻优的方法进行设计，Simulink仿真框图如下：得到PID参数：kp= 0.9967，ki= 0.3993，kd=0plot(t,x1) ylabel(Deltau)xlabel(t(s)5、 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。假设作动器特性为。先在速度通道加入阶跃信号，得到输出曲线如下：
7、再在俯仰角通道加入阶跃信号，得到输出曲线如下：使用的M文件程序如下：第一次输出：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,x4)xlabel(t(s)ylabel(Deltatheta(deg)第二次输出：plot(t,x5)xlabel(t(s)ylabel(Deltah(m)二、
8、飞机侧向滚转角控制系统设计某飞机的侧向线性小扰动方程为： 其中 状态，控制量 问题：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频率。输入指令：damp(alat)侧向运动方程的特征根为：0.00e+000（航向随遇平衡模态），-2.05e-002（螺旋模态），-9.15e-001 + 4.09e+000i，-9.15e-001 - 4.09e+000i（荷兰滚模态），-5.78e+000（侧向滚转收敛模态）。荷兰滚模态的阻尼为：2.18e-001，自然频率为：4.19e+000(rad/s)2、 对副翼与方向舵单位阶跃输入下的自然特性进行仿真。输入如下代码，分三次
9、进行输出：sys=ss(alat,blat,clat,dlat) y,t=step(sys,400)第一次输出subplot(221)plot(t,y(:,1,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltabeta(deg)subplot(222)plot(t,y(:,1,2)xlabel(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)第二次输出subplo
10、t(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(Deltaphi(deg)subplot(224)plot(t,y(:,4,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltaphi(deg)第三次输出subplot(121)plot(t,y(:,5,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltapsi(deg)subplot(122
11、)plot(t,y(:,5,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltapsi(deg)3、 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控制系统，并进行仿真。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)得到所求传递函数：-92.95 s - 1.772e-020-s2 + 6.03 s + 1.15e-021根轨迹设计过程:g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)选取阻
12、尼比为0.7左右时，得到kp=0.0765g4=feedback(g3,0.0765)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(g6)同样的方法设计：kph =0.284此时，根轨迹为：在simulink中进行仿真：plot(t,x1)xlabel(t(s)ylabel(Deltaphi)4、 设计飞机航向控制系统，并进行仿真。在simulink中搭建框图，利用寻优模块对kps进行设计：得到：kps=10.055、设计飞机方向舵协调控制律，基于侧向线性模型（状态方程），进行航向控制系统的仿真。假设作动器特性为。首先用根轨迹的方法设计kr，a1=alat(1,3,
13、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) %求出到的传递函数g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)此时阻尼大约是0.529（已经是调节范围内的最大值），确定kr=0.229在simulink中建立如下框图：经多次尝试kpsi的值为2.5（虽然在简化模型中设计结果为10.05），kbeta为-1时得到的响应曲线结果较好。仿真曲线结果如下：要求：给出相应的传递函数，画出相应的结构图根轨迹图及仿真曲线，提交word打印稿。1. 数据文件在dataX.mat文件中，按照学号的最后一位选择相应的数据文件。如学号最后一位为5，则选择data5.mat文件作为你设计的数据。2. 在matlab中 输入load data5 则可将数据导入，其中 alon为纵向系统阵，blon为纵向控制输入阵 alat为侧向系统阵，blat为侧向控制输入阵 控制量的单位为deg
