飞行器控制实验报告剖析

H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y

飞行器制导与控制

实验报告

专业：自动化

班级：

学号：1120410333

姓名：

设计时间：2015/12/12

上机实验1：

使用四阶龙格库塔法求解微分方程

sin()ω=+dy

t b dx

(1)

先定义参数,ωb ，初值条件可以自己任取。 1. 源程序：

function [x,y] = M1(fun,x0,xt,y0,PointNum) if nargin<4 | PointNum<=0 PointNum=100; end

if nargin<3 y0=0; end

y(1,:)=y0(:)';

h=(xt-x0)/(PointNum-1); x=x0+[0:(PointNum)]'*h; for k=1:(PointNum)

f1=h*feval(fun,x(k),y(k,:)); f1=f1(:)';

f2=h*feval(fun,x(k)+h/2,y(k,:)); f2=f2(:)';

f3=h*feval(fun,x(k)+h/2,y(k,:)); f3=f3(:)';

f4=h*feval(fun,x(k)+h,y(k,:)); f4=f4(:)';

y(k+1,:)=y(k,:)+(f1+2*(f2+f3)+f4)/6; end

2、运行文件： x0=0; xt=2; Num=100;

h=(xt-x0)/(Num-1); x=x0+[0:Num]*h; a=1;

yt=1-exp(-a*x); fun=inline('-y+1','x','y'); y0=0;

PointNum=100;

[xr,yr]=M1(fun,x0,xt,y0,Num); M1_x=xr'

M1_y=yr'

plot(x,yt,'k',xr,yr,'r-') legend('jiexi','Runge-Kutta',2)

3、实验结果：

上机实验2：

假设飞行器恒速率飞行，飞行器的动力学方程可简化为： 0=v (2) cos θθ=-y v a g

(3)

cos θψ-=v z v a

(4)

飞行器的运动学方程为： cos cos θψ=v x v

(5) sin θ=y v (6)

cos sin θψ=-v z v

(7)

初始条件000000,,,,,θψv v x y z 自己选取，,y z a a 为控制加速度，

4040<

(8)

选择合适的控制加速度变化规律，画出飞行轨迹。

代码如下：

dt=0.01; %设置微小的时间量 vm=400; %导弹的速度 am=30;

ae=pi/180; %角度转换倍数

x(1)=0;y(1)=0;z(1)=0; %导弹的初始位置 pmr(:,1)=[x(1);y(1);z(1)]; %导弹位置信息矩阵 time=0; %初始化角度和时间信息 sm=vm*dt; %导弹微小时间内飞行距离 % ft=0.4*ae; % st=0.2*ae; % vm=vm+am*time; ft=0; st=0; for (k=2:500) time=time+dt; vm=vm+am*time;

pmr(:,k)=[pmr(1,k-1)+vm*dt*cos(st)*cos(ft);pmr(2,k-1)+vm*dt*sin(st); pmr(3,k-1)-vm*dt*cos(st)*sin(ft)]; %目标位置信息的计算 st=(980-9.8*cos(st))/vm*dt+st; %侧滑角的变化 ft=(980/(-vm*cos(st)))*dt+ft; end

plot3(pmr(1,:),pmr(2,:),pmr(3,:)); grid on ;

实验图如下：

上机实验3：

从升降舵舵偏角到弹体俯仰角速率和法向加速度的传函分别为：

()()()()32534

12

14142

?δ-+-==++++z s a s a a a a G s s s a a s a a a (9)

()()

()()25152534

22

14142

δ++-==++++y z n s a s a a s a a a a V G s s g s a a s a a a (10)

加速度指令指令跟踪控制系统设计为如下图所示：

其中，()(),g a G s G s 分别为陀螺与加速度计的传递函数，()(),d C s G s 为待设计的控制器，请设计合适的()(),d C s G s ，使系统能够跟踪输入指令，具有较好的性能。

系统性能指标及系统模型：