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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3三、控制系统设计和控制器设计 4四、控制系统仿真模型及实验平台搭建4五、控制器参数整定5六、仿真试验及结果分析 5七、结论与讨论1、对采样周期进行讨论 72、使用PID控制器83、加入一个积分控制器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18、实际控制过程及控制要求飞机的前、后缘襟翼一般用来提咼飞机的升力,特别是在起飞和着陆时候。 而近代一些高速
2、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
3、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 2;匚 0.15n1、画出原系统的根轨迹图，标出o 2, e 0.15的区域如图23,输入命令: n
4、num二conv(T8,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未校正系统根轨迹2O2 2.-4 -2-101234Real Axis图23原系统根轨迹和期望极点配置区域-2000-1000-500Real Axis500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 Z示。1 1 1ii 11 1 11-2-3-4-150004Root Locus Editor (C)32O1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S =-3 土 j1,23、计算超前校正装置产生的超前相角的命令： nO=conv(-18,conv(l 0.015,1 0.45
