飞机的纵向运动

91108-飞行力学-第10章：飞机的横航向动稳定性和操纵性

第10章 飞机的横航向动稳定性和动操纵性 作业： 10.1 10.2 10.4 10.5

内容10.1 飞机横航向动稳定性10.1.2 典型的横航向运动模态10.1.3 滚转模态 10.1.4 螺旋模态 10.1.5 滚转--螺旋模态 10.1.6 荷兰滚模态 10.2 飞机横航向动操纵性10.2.1 副翼的操纵反应 10.2.2 方向舵的操纵反应 小结

由组成的四阶方程，对于正常布局的飞机，它由一个负的大实根、一对实部为负的共轭复根和一个小的实根（可正可负）组成。 10.1.2 典型的横航向运动模态 ,,,p r βφ滚转模态 荷兰滚模态 螺旋模态负的大实根负的共轭复根 小的实根

对应于特征方程中的一个大的负实根； 其特征是衰减很快的非周期运动，其振幅衰减一半的时间仅为零点几秒； 受横侧扰动后，飞机绕机体轴的单自由度滚转，收敛过程很快。运动变量是滚转角速度和滚转角； 飞机具有较大的横向阻尼（来源机翼），运动衰减快，一般均能满足品质要求。 1.滚转模态 ,p φlp C

飞机横航向运动中最重要的模态； 对应特征方程中的一对共轭复根，滚转角、侧滑角和偏航角的量级相同； 偏航运动略超前滚转，即左偏航时右滚转。飞机重心沿直线轨迹前进，颇似荷兰人的滑冰动作而得名； 模态频率高，周期约为数秒至十几秒，介于纵向长、短周期之间。品质规范对其特性有严格要求。 ,,βφψ荷兰？

3.螺旋模态 对应特征方程中的一个小实根； 特征是衰减缓慢的非周期运动，运动变量为偏航角和滚转角； 允许其特征根为一小的正根，由于运动不 稳定时呈螺旋状而得名； 运动缓慢，半幅或倍幅时间长，约上百秒，易于纠正，对其模态特性要求不高。 ,ψφ

飞机动力学模型建立

建立飞机飞行动力学模型 飞机的本体飞行动力学模型分为非线性模型和线性模型。如图所示,线 性模型常用于飞机的飞行品质特性分析和飞行控制律设计,而非线性模型通常用于飞机稳定性和操纵性特征的精确估计,从而进行各种非线性特征和线性模型的误差分析。另外,非线性模型还特别用在一些特殊的飞行任务,例如大迎角和快速机动飞行等线性模型不适用的场合。 建立全量非线性六自由度运动方程 (1)刚体飞机运动的假设['3]: ①飞机为刚体且质量为常数; ②固定于地面的坐标系为惯性坐标系; ③固定于机体的坐标系以飞机质心为原点; ④忽略地球曲率,即采用所谓的“平板地球假设”; ⑤重力加速度不随飞行高度变化; 以上假设是针对几云J<3,H<30加飞机的。 (2)坐标系说明: ①地面坐标轴系凡一O。x:夕。29:在地面上选一点09,使xg轴在水平面内并指向某一方向,z。轴垂直于地面并指向地心,yg轴也在水平面内并 垂直于x。轴,其指向按照右手定则确定,如图2一3(a) ②机体坐标轴系凡一d朴忆:原点O取在飞机质心处,坐标系与飞机固 连,x轴在飞机对称面内并平行于飞机的设计轴线指向机头,y轴垂直

于飞机对称面指向机身右方,:轴在飞机对称面内,与x轴垂直并指向机身下方,如图2一3(b)。 (3)刚体飞机的全量六自由度非线性运动方程为: 力方程组: 力矩方程组： 运动方程组：

导航方程组： 符号说明: 建立飞机小扰动线化方程 (l)基本假设: ①小扰动假设:我们把运动状态与飞机基准运动状态差别很小的扰动运动 称为小扰动运动。采用小扰动假设线化后的方程,在大多数情况下均能 给出足够满意的结果。这是因为:a、在大多数飞行情况下,各主要气 动参数的变化与扰动量成线性关系;b、飞行中即使遇到相当强烈的扰 动,在有限的时间内飞机的线速度和角速度也往往只有很小的变化量。 ②飞机具有对称面(气动外形和质量分布均对称)则且略去 机体内转动部件的陀螺力矩效应。 ③在基准运动中,对称平面处于铅垂位置(即θ=0), 且运动所在平面与飞机对称平面相重合(即β=O)。 在满足上述条件下,可以推论出:纵向气动力和力矩对横侧参数在其基准运动状态下的倒数均等于零。 横侧气动力和力矩对纵向运动参数在基准运动状态下的导数也均等于零。

飞行器自动控制导论_第二章飞行力学基础

第二章飞行力学基础 2.1 飞行器空间运动的表示、飞行器操纵机构、稳定性和操纵性的概念2.1.1常用坐标系 1)地面坐标系(地轴系)(Earth-surface reference frame）Sg-o g x g y g z g 原点o g 取自地面上某一点（例如飞机起飞点）。o g x g 轴处于地平面内并指向 某方向（如指向飞行航线）；o g y g 轴也在地平面内并指向右方；o g z g 轴垂直地面 指向地心。坐标按右手定则规定，拇指代表o g x g 轴，食指代表o g y g 轴，中指代表 o g z g 轴，如图2-1所示。 2）机体坐标系（体轴系）(Aircraft-body coordinate frame)Sb-oxyz 原点o取在飞机质心处，坐标与飞机固连。Ox与飞机机身的设计轴线平行，且处于飞机对称平面内；oy轴垂直于飞机对称平面指向右方；oz轴在飞机对称平面内；且垂直于ox轴指向下方（参看图2.1-1）。发动机推力一般按机体坐标系给出。 3）速度坐标系(Wind coordinate frame)Sa-ox a y a z a 速度坐标系也称气流坐标系。原点取在飞机质心处，ox a 轴与飞行速度V的 方向一致。一般情况下，V不一定在飞机对称平面内。oz a 轴在飞机对称面内垂 x 图2.1-1 机体坐标系与地面坐标系

直于ox a 轴指向机腹。oy a 轴垂直于x a oz a 轴平面指向右方,如图2.1-2所示。作用在飞机上的气动力一般按速度坐标系给出。 4）航迹坐标系(Path coordinate frame)Sk-ox k y k z k 原点取在飞机质心处，ox k 轴与飞机速度V 的方向一致。oz k 轴在包含ox k 轴的铅垂面内，向下为正；oy k 轴垂直于x k oz k 轴平面指向右方。研究飞行器的飞行轨迹时，采用航迹坐标系可使运动方程形式较简单。 2.1.2 飞机的运动参数 1）飞机的姿态角 1.俯仰角θ(Pitch angle) 机体轴ox 与地平面间的夹角。以抬头为正。 2.偏航角ψ(Yaw angle) 机体轴ox 在地平面上的投影与地轴o g x g 间的夹角。以机头右偏航为正。 3.滚转角φ(Roll angle) 又称倾斜角，指机体轴oz 与通过ox 轴的铅垂面间的夹角。飞机向右倾斜时 图2.1-2 速度坐标系与地面坐标系

飞机的稳定性和操纵性

第三章飞机的稳定性和操纵性 飞机的稳定性 在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。 飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。 所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。 纵向稳定性 飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。 当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。 飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。

当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。 同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。 除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。 方向稳定性 飞机的方向稳定性是指飞机绕立轴的稳定性。 飞机的方向稳定力矩是在侧滑中产生的。所谓侧滑是指飞机的对称面与相对气流方向不一致的飞行。它是一种既向前、又向侧方的运动。 飞机带有侧滑时，空气则从飞机侧方吹来。这时，相对气流方向与飞机对称面之间的夹角称为“侧滑角”，也称“偏航角”。 对飞机方向稳定性影响最大的是垂直尾翼。另外，飞机机身的侧面迎风面积也起相当大的作用。其它如机翼的后掠角、发动机短舱等也有一定的影响。 当飞机稳定飞行时，不存在偏航角，处于平衡状态。如果有一阵风突然吹来，使机头向右偏(此时，相对气流从左前方吹来，称为左侧滑)，便有了偏航角。阵风消除后，由于惯性作用，飞机仍然保持原来的方向，向前冲一段路程。这时相对风吹到偏斜的垂

飞行器自动控制导论_第一章飞行控制系统概述

第一章飞行控制系统概述 1.1飞行器自动控制 1.1.1飞行控制系统的功能 随着飞行任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越高，不仅要求飞行距离远（例如运输机），高度高（高空侦察机），而且还要求飞机有良好的机动性（例如战斗机）。为了减轻驾驶员在长途飞行中的疲劳，或使驾驶员集中精力战斗，希望用自动控制系统代替驾驶员控制飞行，并能改善飞机的飞行性能。这种系统就是现代飞机上安装的飞行自动控制系统。 飞行控制系统的功能归结起来有两点：1）实现飞机的自动飞行；2）改善飞机的飞行性能。 飞机的自动飞行控制系统在无人参与的情况下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行，通常可实现对飞机的三轴姿态角和飞机三个方向的空间位置的自动控制与稳定。例如，无人驾驶飞行器（如无人机或导弹等），实现完全的飞行自动控制；对于有人驾驶的飞机（如民用客机或军用飞机），虽然有人参与驾驶，但某些飞行阶段（如巡航段），驾驶员可以不直接参与操纵，而由飞行控制系统实现对飞机飞行的自动控制，但驾驶员应完成对自动飞行指令的设置和监督自动飞行的情况，并可以随时切断自动控制而实现人工驾驶。采用自动飞行具有以下优点： 1）长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担； 2）在一些恶劣天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以精确对飞机姿态和航迹的精确控制； 3）有一些飞行操纵任务，驾驶员难于精确完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好地完成任务。 一般来说，飞机的性能和飞行品质是由飞机本身气动特性和发动机特性决定的，但随着飞机飞行高度及飞行速度的增加，飞机的自身特性将会变坏。如飞机在高空飞行时，由于空气稀薄，飞机的阻尼特性变坏，致使飞机角运动产生严重的摆动，靠驾驶员人工操纵将会很困难。此外，设计飞机时，为了减小质量和阻力，提高有用升力，将飞机设计成静不稳定的。对于这种静不稳定的飞机，驾驶员是难于操纵的。在飞机上采用增稳系统或阻尼系统可以很好地解决这些问题。

第三章飞行器运动方程(0901)

第三章飞行器的运动方程 刚体动力学方程的推导 1.刚体飞行器运动的假设 1)认为飞行器不仅是刚体,而且质量是常数； 2)假设地面为惯性参考系，即假设地面坐标为惯性坐标； 3）忽略地面曲率，视地面为平面； 4）假设重力加速度不随飞行高度而变化； 5）假设机体坐标系的z o x --平面为飞行器对称平面，且飞行器不仅几何外形对称，而且内部质量分布亦对称，惯性积0==zy xy I I 2.旋转坐标系中向量的导数 设活动坐标系b b b z y Ox 具有角速度ω （见图）。向量ω 在此坐标系中的分量为 r q p ,,，即 k r j q i p ++=ω （） 其中i 、j 、k 是b x 、b y 、b z 轴的单位向量。 图 设有一个可变的向量)(t a ，它在此坐标系中的分量为z y x a a a ,,，即 k a j a i a a z y x ++= （） 由上式求向量)(t a 对时间t 的导数： b x ω b y b z O i j k

dt k d a dt j d a dt i d a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x +++++= （） 从理论力学知，当一个刚体绕定点以角速度ω 旋转时，刚体上任何一点P 的速度为 r dt r d ?=ω （） 其中r 是从O 点到P 点的向径。 现在，把单位向量i 看作是活动坐标系中一点P 的向径，于是可得： i dt i d ?=ω （） 同理可得： j dt j d ?=ω （） k dt k d ?=ω （） 将式（）、（）及（）代入式（）中，可得： )(k a j a i a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x ++?+++=ω （） 或写为： a t a dt a d ?+=ωδδ （） 其中k dt da j dt da i dt da t a z y x ++=δδ t a δδ 称为在活动坐标系中的“相对导数”，相当于站在此活动坐标系中的观察者所看到的向量a 的变化率。而dt a d 则称为“绝对导数”，相当于站在固定坐标系 中的观察者所看到的向量a 的变化率。例如，若a 是某点的向径，则t a δδ 代表该 点的相对速度（相对于动坐标系），而dt a d 则代表该点的绝对速度。 3.在机体坐标系（活动坐标系）中刚体飞行器质心动力学方程 由牛顿第二定律得：

飞行器自动控制导论_第六章

第六章 典型飞行自动控制系统的工作原理 6.1 概述 6.1.1典型飞行自动控制系统的组成 描述飞机运动的参数有三个姿态角（θ、ψ、φ）、两个气流角（α、β）、两个线位移（H 、Y ）及一个线速度（V ）。飞行控制的作用，就是应用负反馈控制原理对上述参数的部分或全部进行控制。有时也根据需要也可控制与速度V 和迎角α有关的马赫数M 及法向过载。实际上飞行自动控制就是按一定飞行控制律，输出三个舵偏角（e δ、r δ及a δ）及油门T δ对飞行器实现闭环控制。 典型飞行自动控制系统一般包括三个反馈回路：舵回路、稳定回路和控制（制导）回路。 舵回路通常是一个随动系统（或称为伺服系统），一般包括舵机、反馈部件和放大器，如图6.1-1所示。舵回路中的舵机作为执行机构带动舵面偏转。 图6.1-1 舵回路方框图 舵回路中有两个反馈回路：位置反馈回路，使控制信号与舵机输出信号成比例关系，速度反馈回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的动态性能。 如果敏感部件是测量飞机的姿态，测量敏感部件、放大计算装置与舵回路构成自动驾驶仪，自动驾驶仪和飞机构成了飞行器的稳定回路，主要起稳定和控制飞机的姿态的作用。典型的稳定回路如图6.1-2所示。

图6.1-2 稳定回路 由稳定回路和飞机重心位置测量部件以及描述飞机空间几何关系的运动环节，组成更大的回路，称为控制（或称制导回路），如图6-3所示。主要起稳定和控制飞机的运动轨迹的作用。 图6.1-3 控制（或制导）回路 6.1.2 纵向控制 飞行器纵向扰动运动，一般由短周期模态运动和长周期模态运动组成。随着飞行器的速度越来越快，飞行高度越来越高，飞行包线范围扩大，欲使飞行器在整个包线范围内满足飞行品质要求，普遍采用反馈控制技术。例如高空飞行时，飞行器的阻尼特性常常变差，短周期模态特性趋于恶化，造成操纵反应过程中超调量过大，振荡加剧，严重影响飞行任务的完成，此时，可以在纵向通道引入适当的反馈可以改善飞行品质。又如当飞行器要完成保持姿态角或等速V飞行时，即使飞行器具有良好的短周期模态时，但由于长周期模态振荡频率较低，衰减较慢，甚至是慢发散的。要实现上述任务时，要求驾驶员经常操纵舵面加以控制，并且过程很长。为了减轻驾驶员负担，精确地完成上述任务，需要抑制沉浮运动，同样可以引入适当反馈信号达到目的。如要完成定高飞行，除了使飞行具有良好短周期模态和长周期模态外，还可以引入高度反馈，完全脱离驾驶员操纵实现保

3第三章 飞机的稳定性和操纵性

第三章飞机的稳定性和操纵性 3.1 飞机的稳定性 在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。 飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。 所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。 3.1.1 纵向稳定性 飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。 当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。 飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。 当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。 同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。 除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。 1

飞行器制导复习.doc

一、简答题 1.典型的制导体制有哪些？简述它们的工作原理。 (1)遥控制导 以设在飞行器外部的指控站或制导站，来完成飞行器运动状态的监控，或者进行目标与飞行器相对运动参数的测定，然后引导飞行器飞行的一种制导方式。 (2)自主制导 按照给定弹道生成预定导航命令或预定弹道参数信息，在发射或起飞前装订到无人飞行器的存储装置中，飞行过程中机载敏感装置会不断测量预定参数，并与存储装置中预先装订参数进行比较，一旦岀现偏差，便产生导航或导引指令，以操纵飞行器运动，完成飞行任务。这是一种自主导航或制导的方式。 (3)寻的制导 利用电磁波、红外线、激光或可见光等方式测量目标和无人飞行器之间的相对运动信息，由此实时解算出制导命令，从而导引无人飞行器飞向FI标的一种方式。 (4)复合制导 复合制导是指在飞行过程屮采用两种或多种制导方式。它可分为串联、并联和串并混合三种。串联复合制导就是在不同飞行弹道段上采用几种不同的制导方式；并联复合制导则是在整个飞行过程中或在某段飞行弹道上同时采用几种制导方式；而串并联混合制导就是既有串联复合也有并联复合的混合制导方式。 2.请画出一般飞行控制系统结构原理图，并简述各部分功能。 要实现飞行控制的FI的，一般均釆用内、外环两重反馈控制回路的控制方法來实现，即在外环回路重点进行导航/制导控制方法的研究，从而达到指令飞行的FI的；在内坏回路重点进行稳定控制方法的研究，从而实现稳定飞行的目的。 3.导弹质心运动的动力学方程和绕质心运动的动力学方程分别在什么坐标系建立有最简单的形 式？并给出这两个坐标系的定义。 地心惯性坐标系：必乙，Q为坐标原点，地球的质心；X/指向J2000 地球平春分点；乙垂直

四轴飞行器原理、设计与控制

四轴飞行器原理、设计与控制 四轴飞行器设计与用途 学院：广东白云技师学院 专业：电子信息工程与电气技术（技师本科） 制作学生：邹剑平 指导老师：廖高灵 四轴飞行器简介 配置： 单片机AVRATMEGA168PA 三轴数字陀螺仪MPU—3050电机（无刷）XXD22121000KV电子调速器（无刷）好盈天行者40A螺旋桨1045 电池格氏2200mAh11.1V25C机架DIY 机架材料玻璃纤维铝合金 四轴飞行器飞行原理 重心的距离相等,当对角两个轴产生的升力相同时能够保证力矩的平衡,四轴不会向任何一个四轴飞行器有四个电机呈十字形排列,驱动四片桨旋转产生推力;四个电机轴距几何中方 向倾转;而四个电机一对正转,一对反转的方式使得绕竖直轴方向旋转的反扭矩平衡,保证了四轴航向的稳定. 此飞行控制板规定四轴电机的排布方式如图所示:前(1号),后(4号),右(3号),左(2号). 1,4号电机顺时针方向旋转,2,3号电机逆时针方向旋转.四个电机的转速做相应的变化即可实现四轴横向、纵向、竖直方向和偏航方向上的运动:

当四轴需要向前方运动时,2,3号电机保持转速不变,1号电机转速下降,4号电机转速上升,此时4号电机产生的升力大于1号电机的升力,四轴就会沿几何中心向前倾转,桨叶升力沿纵向的分力驱动四轴向前运动. 当四轴要转向左转向时,1,4号电机转速上升,2,3号电机转速下降,使向左的反扭距大于向右的反扭矩,四轴在反扭距的作用下向左旋转. 四个桨产生的推力,超过或者低于四轴本身重力的时候能够实现竖直方向上升与下降的运动,当桨的升力与四轴本身的重力相等的时候即实现悬停. 其他方式的运动原理与以上过程类似.四轴飞行原理虽然简单,但实现起来还需很多工作要做. 四轴飞行器控制流程图 四轴飞行器的优点 四轴飞行器与其他飞机比较相对稳定性高；四轴飞行器与其他飞机比较相对抗风能力强；载重量大(本机最大安全载重1100g);姿态灵活，反应速度快；可超低空飞行； 四轴飞行器主要用途 可做无人侦察机，空中航拍（FPV），可作为新型微型机器人。娱乐飞行表演 四轴飞行器的特点及魅力除了深受DIY爱好者的青睐之外，还有几点供大家品味： 1、是它的相对简单地机械构造。正因为简单，安全指数大大提高。 无论是作为航空模型还是作为遥控平台，安全永远是第一位的。 2、是它的相对稳定性。飞行姿态平滑稳定，机械振动被仅可能地减小是四轴的又一魅力，装载图像设备再好不过了。 3、是它的相对成本低廉，花尽可能少的钱获取最大的性价比是我们追求的境界，为工业开发其商业用途奠定了必要的基础。

飞机纵向运动控制器设计

飞机纵向运动控制器设计 摘要 阐述了线性二次调节器（LQR）的基本原理和设计方法，以一类通用飞机的非线性纵向模型为研究对象，对其线性化后，应用LQR理论设计了飞机的纵向运动控制器以改善系统的性能。通过分析所设计的控制器的调节性能和抗干扰性能，并进行评估。仿真结果表明，尽管存在参数不确定性，所设计控制器能够满足飞机在复杂飞行条件下的控制要求，具有较强的鲁棒性。 关键字：纵向飞行控制；LQR控制；鲁棒性

CONTROLLER DESIGN FOR AIRCRAFT LONGITUDINAL MOTION ABSTRACT The thesis describes the basic principles and design methods of Linear quadratic regulator(LQR). By taking a nonlinear longitudinal model of a generic aircraft as an example, the thesis performs a linearization for the model, and then the LQR theory is used to design aircraft longitudinal motion controller in order to improve the performance of the system. By analyzing the regulation performance and anti-jamming performance of the feedback system designed, an evaluation is carries out. The simulation results show that in despite of the uncertainty of parameter exists, the designed controller can satisfy the control requirements of aircraft under complex conditions, and it has a good robustness. KEYWORDS: Longitudinal control，LQR control，Robustness

飞行器自动控制导论_第五章横向运动

第五章 横向运动 5.1 横向运动线性化方程 前面推导出来的线性化的纵向方程组重写如下： ??? ???????+?=?-+?+-?-?+?=?+-?-+?-?=?-?-+?-?-r a r p z xz v r a r x xz p v r r p v r a r a r N N r N dt d p N dt d I I v N L L r L dt d I I p L dt d v L Y g r Y u p Y v Y dt d δδδδδφθδδδδδ)()()()()cos ()()(00 （5.1-1） 增加一个方程 p dt d ?=?φ （5.1-2） 将式（5.1-1）和（5.1-2）改写成η B x A x +=形式，即 ??? ?????? ? ??? ?? ? ? ??? ??? ? +++++? ??? ??????? ???????????? ? ? ??????? + + ++++--=????????????????**** ** ** * * ***** * * * ** r a z xz z xz x xz x xz v z xz r p z xz p v z xz v r x xz r p x xz p v x xz v r p v r r a a r r a a r L I I N L I I N N I I L N I I L Y r p v L I I N L I I N L I I N N I I L N I I L N I I L g Y u Y Y r p v δδφθφδδδδδδδδδ00000 1 000cos )(00 （5.1-3） 带星号的导数定义如下： ))] /((1[2 z x xz v v I I I L L -= * （5.1-4） ))] /((1[2 z x xz v v I I I N N -=* 其余类似。 如果惯性积0=xz I ，则运动方程可简化为如下形式：

四轴飞行器原理、设计与控制

四轴飞行器设计与用途 学院：广东白云技师学院 专业：电子信息工程与电气技术（技师本科）制作学生：邹剑平 指导老师：廖高灵 四轴飞行器简介 配置： 单片机A VR ATMEGA168PA

三轴数字陀螺仪MPU—3050 电机（无刷）XXD 2212 1000KV 电子调速器（无刷）好盈天行者40A 螺旋桨1045 电池格氏2200mAh 11.1V 25C 机架DIY 机架材料玻璃纤维铝合金 四轴飞行器飞行原理 重心的距离相等, 当对角两个轴产生的升力相同时能够保证力矩的平衡, 四轴不会向任何一个四轴飞行器有四个电机呈十字形排列, 驱动四片桨旋转产生推力; 四个电机轴距几何中方

向倾转; 而四个电机一对正转,一对反转的方式使得绕竖直轴方向旋转的反扭矩平衡, 保证了四轴航向的稳定. 此飞行控制板规定四轴电机的排布方式如图所示: 前(1号), 后(4号), 右(3号), 左(2号). 1,4号电机顺时针方向旋转, 2,3号电机逆时针方向旋转. 四个电机的转速做相应的变化即可实现四轴横向、纵向、竖直方向和偏航方向上的运动: 当四轴需要向前方运动时, 2,3号电机保持转速不变, 1号电机转速下降, 4号电机转速上升, 此时4号电机产生的升力大于1号电机的升力, 四轴就会沿几何中心向前倾转, 桨叶升力沿纵向的分力驱动四轴向前运动. 当四轴要转向左转向时, 1,4号电机转速上升, 2,3号电机转速下降, 使向左的反扭距大于向右的反扭矩, 四轴在反扭距的作用下向左旋转. 四个桨产生的推力, 超过或者低于四轴本身重力的时候能够实现竖直方向上升与下降的运动, 当桨的升力与四轴本身的重力相等的时候即实现悬停. 其他方式的运动原理与以上过程类似. 四轴飞行原理虽然简单, 但实现起来还需很多工作要做.

飞机升降速度控制系统

v .. . .. 飞机垂直速度控制系统 自控大作业 韩谨阳 2015300464

一、系统背景 升降速度（或称作垂直速度）控制系统是现代自动飞行控制系统的重要模式，系统将按照最优的（最省油）的升降速度自动控制飞机的爬升和下降。在一些飞机上，已经将垂直速度控制系统作为纵向自动飞行控制系统的默认模式，改变了以俯仰角自动控制系统作为默认模式的传统。 从动力学来看，对垂直速度的控制，若在飞行速度或空速不变的条件下，实际上就是对纵向轨迹角或者航轨迹角的控制，而对鬼计较的控制是飞机驾驶的最终目标。从这一意义上来说，垂直速度控制系统成为纵向自动飞行控制系统的重要工作模式是容易理解的。 但从固定翼飞机纵向运动的操作实质来说，只能通过改变俯仰角力矩来达到对垂直速度的是需要通过对俯仰角的控制来间接达到对纵向轨迹倾角控制的目的。一次，垂直速度控制系统的核心是俯仰角控制系统，将以此作为内回路来建立垂直速度控制系统。 二、控制系统模型建立 飞机的垂直速度，实际指的是飞机重心相对于地面坐标e e o z 轴方向的速度，但方向与e e o z 方向相反。 根据运动学方程，可以得到垂直速度的线性方程 000cos sin e v v ωγγγ=-- （1） 其中，0γ、0v 为飞机平衡时的航迹倾角和速度

在实际中常用高度作为变量并以标准海平面作为测量基准，平 衡状态时的高度为0H ?，则（1）式表示为 H ? ?000cos sin v v γγγ=-- （2） 如果平衡状态下0 γ 0H ? ?=0. /57.3v γ? （3） 由于是通过俯仰角控制系统来控制垂直速度，因此余姚求出航迹倾角和俯仰角之间的关系 即 γ=θα?-? （4） 将（4）式变换成传递函数形式 ()() 1()() s s s s γαθθ??=- ?? 在短周期运动的条件下，则有 ()()() []/[ ()()() e e s s s s s s ααθθδδ???=???] （5） 将（5）代入到（4）中，于是有 ()() s s γθ??=2 -Z () +（-Z ）e e e e e e e q s M Z s M Z M Z M s M Z M δδαδδδαδδαα++- （6） 由于在某些飞行状态下，式（6）很容易出现非最小相位系统，所谓化简系统： ()() s s γθ??Z （M Z ） Z () M e e e M s M Z α δ α αδδααδ -≈+- （7） 式（7）在系统设计中，精度是足够的，并能保证是最小相位系统，将该式代入（3）中

已知飞机纵向运动方程为

5-1 已知飞机纵向运动方程为 ?? ?-=+++=-+B B n p n p n p n p n p δθαθα?????)()(0 )(332 320 22 试求飞机纵向回路的频率特性 )()()(ωδωθωθδj j j W B B ??= 和 )() ()(ωδωαωαδj j j W B ??= 5-2 若系统单位阶跃响应为 )0(8.08.11)(94≥+-=--t e e t h t t 试求系统的频率特性. 5-3 试证明下述系统的幅相曲线为半圆 (1) 惯性环节1 1 )(+=Ts s G (2) 1 )(+= Ts Ks s G 5-4 绘制下列传递函数的幅相曲线: (1) s K s G =)( (2) 2 )(s K s G = (3) )0()(>= l s K s G l 5-5 若传递函数为 )()(0s G s K s G v = 式中)(0s G 为G(s)中除比例, 微分或积分环节外的部分, 且有1)(lim 00 =→s G s . 5-6 证明: (1)11lg 20||lg 20)(ωωv K L a -= ))(,(11ωωa L 为对数幅频渐近特性最左端直线或其延长线上的任一点. (2) ||lg 20)1(K L a = )1(a L 为对数幅频渐近特性最左端直线或其延长线上ω=1时的幅值. (3) 当0≠v 时,v K 11||=ω 1ω为对数幅频渐近特性最左端直线或其延长线与零分贝线的交点. 5-7 试将下述系统的传递函数按典型环节分解: (1) ) 65()1()254()144()3(50)()(2 2 3 2++-++++-= s s s s s s s s s s H s G

飞机升降速度控制系统

飞机垂直速度控制系统 自控大作业 韩谨阳 2015300464

一、系统背景 升降速度（或称作垂直速度）控制系统是现代自动飞行控制系统的重要模式，系统将按照最优的（最省油）的升降速度自动控制飞机的爬升和下降。在一些飞机上，已经将垂直速度控制系统作为纵向自动飞行控制系统的默认模式，改变了以俯仰角自动控制系统作为默认模式的传统。 从动力学来看，对垂直速度的控制，若在飞行速度或空速不变的条件下，实际上就是对纵向轨迹角或者航轨迹角的控制，而对鬼计较的控制是飞机驾驶的最终目标。从这一意义上来说，垂直速度控制系统成为纵向自动飞行控制系统的重要工作模式是容易理解的。 但从固定翼飞机纵向运动的操作实质来说，只能通过改变俯仰角力矩来达到对垂直速度的是需要通过对俯仰角的控制来间接达到对纵向轨迹倾角控制的目的。一次，垂直速度控制系统的核心是俯仰角控制系统，将以此作为内回路来建立垂直速度控制系统。 二、控制系统模型建立 飞机的垂直速度，实际指的是飞机重心相对于地面坐标e e o z 轴方向的速度，但方向与e e o z 方向相反。 根据运动学方程，可以得到垂直速度的线性方程 000cos sin e v v ωγγγ=-- （1） 其中，0γ、0v 为飞机平衡时的航迹倾角和速度 在实际中常用高度作为变量并以标准海平面作为测量基准，平衡状态

时的高度为0H ?，则（1）式表示为 0H ? ?000cos sin v v γγγ=-- （2） 如果平衡状态下0γ≈0 0H ? ?=0./57.3v γ?（3） 由于是通过俯仰角控制系统来控制垂直速度，因此余姚求出航迹倾角和俯仰角之间的关系 即γ =θα?-?（4） 将（4）式变换成传递函数形式 ()() 1()() s s s s γαθθ??=-?? 在短周期运动的条件下，则有 ()()() []/[ ()()() e e s s s s s s ααθθδδ???=???]（5） 将（5）代入到（4）中，于是有 ()()s s γθ??=2 -Z () +（-Z ） e e e e e e e q s M Z s M Z M Z M s M Z M δδαδδδαδδαα++-（6） 由于在某些飞行状态下，式（6）很容易出现非最小相位系统，所谓化简系统： () () s s γθ??Z （M Z ） Z () M e e e M s M Z α δ α αδδααδ -≈+-（7） 式（7）在系统设计中，精度是足够的，并能保证是最小相位系统，将该式代入（3）中

碟形飞行器纵向飞行品质

万方数据

第１２期王林林等：碟形飞行器纵向飞行品质１３８９ Ｘ４３．Ａ．ＬＳ…．本文结合实验数据，计算仿真以及试飞验证对碟形飞行器的纵向飞行品质进行研究，给出了其纵向气动性能，操稳特性等． １气动特性分析 碟形飞行器的布局如图１所示，图２一图４是其升力、阻力和失速特性曲线．Ｃ。，Ｃ。分别为升力和阻力系数，ａ为迎角．， ０．８ Ｏ．７ Ｏ．６ Ｏ．５ Ｊｏ．４ Ｏ．３ Ｏ．２ Ｏ．１ Ｏ ．Ｏ．１了Ｓ翼型．使用Ｓ翼型是为了调整全机的焦点位置和平衡纵向力矩，以使其满足静稳定性，但空气动力作用在Ｓ翼型上翘的后缘上的气动力具有向下的分量，使得机翼整体升力减小．另外，后掠的气动布局，也使升力系数曲线斜率降低． ２）Ｃ。在小迎角时很小，零升阻力系数仅为０．０１１２，这主要得益于其翼身融合的一体化设计，小的展长和后掠布局． ３）失速迎角２８。，具有良好的大迎角升力性能．这是由于大厚度的碟体使气流产生很强的三维绕流从而产生了非线性涡升力．从图４可以看到，在整机失速之前，升力曲线有一转折点．这是由于碟体两侧小翼为薄翼，较早出现了失速，使整机的升力曲线发生了弯折． 图１碟形飞行器外形２纵向飞行品质 图３ＣＤ－５曲线 盘／（。） 图４失速特性曲线 通过曲线可以看出： １）ＣＬ－ａ曲线斜率较低，这主要是由于采用２．１纵向静稳定性 碟形飞行器的纵向静稳定性取决于重心的配置和翼型选择．由于重心的配置受制于结构重量，解决静稳定性问题大多通过翼型的选择来实现．常用的方法是采用Ｓ翼型或者进行机翼扭转＂ｏ．扭转机翼使碟体的加工变得复杂，多种不同的扭转状态也使实验任务量增大，增长研究周期和增加成本，因此碟形飞行器采用ｓ翼型来使飞行器实现静稳定，其静稳定性曲线如图５所示． 图５静稳定性曲线（ａ＝一２。一１５０） 从图上可以看出，曲线斜率小于０，碟形飞行器具有正的静稳定裕度．俯仰力矩系数在正常迎角范围内随升力系数基本呈线性变化． ２．２主要纵向气动导数 表１给出了碟形飞行器与常规布局飞机Ｂ７４７，某ＦＷＸｌ飞翼归。纵向气动导数的对比．碟形飞行器的纵向气动导数与常规布局飞机相比，具有以下特点： １）升力系数曲线斜率Ｃｋ低于常规飞机．但与同翼载的常规飞机相比，碟形飞行器具有更大 的升力面积，因而能提供更大的升力；　万方数据

第三章飞行器的运动方程(0901)

第三章飞行器的运动方程 3.1 刚体动力学方程的推导 1.刚体飞行器运动的假设 1)认为飞行器不仅是刚体,而且质量是常数； 2)假设地面为惯性参考系，即假设地面坐标为惯性坐标； 3）忽略地面曲率，视地面为平面； 4）假设重力加速度不随飞行高度而变化； 5）假设机体坐标系的z o x --平面为飞行器对称平面，且飞行器不仅几何外形对称，而且内部质量分布亦对称，惯性积0==zy xy I I 2.旋转坐标系中向量的导数 设活动坐标系b b b z y Ox 具有角速度ω （见图 3.1-1）。向量ω 在此坐标系中的 分量为r q p ,,，即 k r j q i p ++=ω （3.1-1） 其中i 、j 、k 是b x 、b y 、b z 轴的单位向量。 图3.1-1 设有一个可变的向量)(t a ，它在此坐标系中的分量为z y x a a a ,,，即 k a j a i a a z y x ++= （3.1-2） 由上式求向量)(t a 对时间t 的导数： b x ω b y b z O i j k

dt k d a dt j d a dt i d a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x +++++= （3.1-3） 从理论力学知，当一个刚体绕定点以角速度ω 旋转时，刚体上任何一点P 的速度为 r dt r d ?=ω （3.1-4） 其中r 是从O 点到P 点的向径。 现在，把单位向量i 看作是活动坐标系中一点P 的向径，于是可得： i dt i d ?=ω （3.1-5） 同理可得： j dt j d ?=ω （3.1-6） k dt k d ?=ω （3.1-7） 将式（3.1-5）、（3.1-6）及（3.1-7）代入式（3.1-3）中，可得： )(k a j a i a k dt da j dt da i dt da dt a d z y x z y x ++?+++=ω （3.1-8） 或写为： a t a dt a d ?+=ωδδ （3.1-9） 其中k dt da j dt da i dt da t a z y x ++=δδ t a δδ 称为在活动坐标系中的“相对导数”，相当于站在此活动坐标系中的观察者所看到的向量a 的变化率。而dt a d 则称为“绝对导数”，相当于站在固定坐标系 中的观察者所看到的向量a 的变化率。例如，若a 是某点的向径，则t a δδ 代表该 点的相对速度（相对于动坐标系），而dt a d 则代表该点的绝对速度。 3.在机体坐标系（活动坐标系）中刚体飞行器质心动力学方程 由牛顿第二定律得：

飞行器制导复习

一、简答题 1. 典型的制导体制有哪些？简述它们的工作原理。 （1）遥控制导 以设在飞行器外部的指控站或制导站，来完成飞行器运动状态的监控，或者进行目标与飞行器相对运动参数的测定，然后引导飞行器飞行的一种制导方式。 （2）自主制导 按照给定弹道生成预定导航命令或预定弹道参数信息，在发射或起飞前装订到无人飞行器的存储装置中，飞行过程中机载敏感装置会不断测量预定参数，并与存储装置中预先装订参数进行比较，一旦出现偏差，便产生导航或导引指令，以操纵飞行器运动，完成飞行任务。这是一种自主导航或制导的方式。 （3）寻的制导 利用电磁波、红外线、激光或可见光等方式测量目标和无人飞行器之间的相对运动信息，由此实时解算出制导命令，从而导引无人飞行器飞向目标的一种方式。 （4）复合制导 复合制导是指在飞行过程中采用两种或多种制导方式。它可分为串联、并联和串并混合三种。串联复合制导就是在不同飞行弹道段上采用几种不同的制导方式；并联复合制导则是在整个飞行过程中或在某段飞行弹道上同时采用几种制导方式；而串并联混合制导就是既有串联复合也有并联复合的混合制导方式。 2.请画出一般飞行控制系统结构原理图，并简述各部分功能。 要实现飞行控制的目的，一般均采用内、外环两重反馈控制回路的控制方法来实现，即在外环回路重点进行导航/制导控制方法的研究，从而达到指令飞行的目的；在内环回路重点进行稳定控制方法的研究，从而实现稳定飞行的目的。 3.导弹质心运动的动力学方程和绕质心运动的动力学方程分别在什么坐标系建立有最简 单的形式？并给出这两个坐标系的定义。

地心惯性坐标系：I I I E Z Y X O ,E O 为坐标原点，地球的质心 ；I X 指向J2000地球平春分点；I Z 垂直于J2000地球平赤道面，指向北为正；E Y 在平赤道面内与EI X 轴、EI Z 轴形成右手旋转坐标系。 发射坐标系G ：原点发射点o ，x 轴在发射水平面内指向瞄准方向，y 轴垂直发射水平面指向上方，z 轴构成右手坐标系。 4.大气层内飞行器所受力和力矩分别有哪些？产生控制力和控制力矩的方法有哪些？ （1）引力、重力 （2）发动机推力与推力矩 （3）空气动力与气动力矩 （4）控制力与控制力矩 ① 气流控制方式：利用舵面在气流中的偏转来产生控制力和控制力矩的方式，包括燃气舵、空气舵。 ② 推力矢量控制方式：利用改变推力矢量方向来产生控制力和控制力矩的方式，包括摆动发动机、喷管摆动、扰流等。 ③ 直接推力控制方式/RCS ：利用发动机直接提供控制力或控制力矩，包括冷喷发动机、可重复使用的液体发动机以及固体发动机组合等 5.简述比例导引的工作原理，说明导航比N 的取值对制导性能的影响。 比例导引法：导弹速度矢量的旋转角速度与目标瞄准线的旋转角速度成比例。 6何谓惯性坐标系？何谓相对坐标系？表达一个三轴坐标系相对于另一个三轴坐标系方向的方法通常有哪几种？ 惯系：是指不受外力作用的质点能在其中保持静止或作匀速直线运动的参考系。实际问题中选择某一参考体固连的坐标系为惯性参考系。 相对： 方法：直接投影法、旋转转换法、四元素法 7分析描述飞行器姿态运动常用的参考坐标系之间的关系。 8一般制导导弹包含哪些部件？其寻的制导可以分为哪几种类型？ 9一般飞行器在大气层内飞行过程中受哪些力的作用？飞行器所受的几种空气动力的详细定义式什么？ 10比例导引中增大有效导航比N 会出现哪些结果？ 11画出导弹自动驾驶仪的典型构成。 12简述战略导弹中惯导系统的特点。惯性系统的三个基本元件是什么？ 13开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？ 14导弹的静稳定性是什么？给出导弹静稳定性的判据。 15写出导弹姿态欧拉动力学方程？ 二、名词解释： 1、导航：将运载体从起始点引导到目的地的技术或方法称为导航 2、制导与控制：根据实际运动轨迹与期望运动轨迹的偏差对运载体的运动状