飞行控制原理大作业
飞行控制系统大作业
《飞行控制系统》课程实验报告班级 0314102学号 ********* 姓名孙旭东成绩南京航空航天大学2017年4月（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真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。
在MATLAB环境下导入数据文件，输入damp(alon),得出结果：Eigenvalue Damping Freq. (rad/s)-2.29e+000 + 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000-2.29e+000 - 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000-3.16e-002 1.00e+000 3.16e-002-7.30e-003 + 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002-7.30e-003 - 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002长周期的根为 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 -7.30e-003 - 3.35e-002i阻尼为 2.13e-001自然频率为 3.42e-002(rad/s)短周期的根为 -2.29e+000 + 4.10e+000i 和 -2.29e+000 - 4.10e+000i阻尼为 4.88e-001自然频率为 4.69e+000(rad/s)2、对升降舵及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。
sys=ss(alon,blon,clon,dlon)[y,t]=step(sys,500)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('\Delta\alpha(deg)')subplot(224)plot(t,y(:,2,2))xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\alpha(deg)')200400600-10-505t(s)∆q (d e g /s )200400600-4-2024t(s)∆q (d e g /s )200400600-150-100-50050t(s)∆θ(d e g )0200400600-50050100t(s)∆θ(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-6-4-2t(s)∆α(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-2024t(s)∆α(d e g )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('\Delta\theta(deg)') subplot(224) plot(t,y(:,4,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\theta(deg)')subplot(121) plot(t,y(:,5,1)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltah(m)') subplot(122) plot(t,y(:,5,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltah(m)')2004006004t(s)∆h (m )200400600-2.5-2-1.5-1-0.54t(s)∆h (m )以上各图为升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性行仿真，左边一列为升降舵的阶跃输入，右边一列为油门的阶跃输入。
飞行控制系统报告
飞行控制系统报告1. 引言飞行控制系统是飞机的核心组成部分之一，它负责飞机的姿态控制、导航控制、自动驾驶等功能，对飞机的飞行安全和性能至关重要。
本报告将对飞行控制系统的原理、结构和应用进行详细的介绍和分析。
2. 飞行控制系统原理飞行控制系统的基本原理是通过传感器获取飞机当前的状态信息，然后根据预设的飞行模式和飞行指令，通过控制算法和执行器来实现飞机的稳定飞行和精确控制。
飞行控制系统依靠飞行管理计算机（FMC）来进行整体的协调和控制。
3. 飞行控制系统结构飞行控制系统通常由三个重要的部分组成：飞行管理计算机（FMC）、飞行控制计算机（FCC）和执行器。
3.1 飞行管理计算机（FMC）飞行管理计算机（FMC）是飞行控制系统的核心，它负责对飞机进行全面的管理和控制。
FMC接收来自传感器的飞机状态信息，并根据预设的飞行计划和飞行指令来制定飞行控制策略，并将控制指令传递给飞行控制计算机（FCC）。
3.2 飞行控制计算机（FCC）飞行控制计算机（FCC）是飞行控制系统的核心计算单元，负责根据FMC提供的指令和飞机的状态信息，计算出合适的控制指令，并将其传递给执行器来实现飞机的动力控制和姿态控制。
3.3 执行器执行器是飞行控制系统的执行部分，它负责接收来自FCC的控制指令，并通过各种控制机构，如舵面、发动机推力等，来实现对飞机的控制。
4. 飞行控制系统的应用4.1 飞机稳定性和姿态控制飞行控制系统通过对飞机的姿态控制，可以使飞机保持平稳的飞行状态，提供稳定性和安全性。
4.2 飞行导航和自动驾驶飞行控制系统可以通过GPS导航系统，实现对飞机的导航控制，同时也可以实现自动驾驶功能，减轻驾驶员的工作负担。
4.3 飞机性能优化飞行控制系统可以通过精确的控制和调节，优化飞机的飞行性能，提高燃油效率，减少飞行阻力，提升飞机的速度和操纵性。
5. 飞行控制系统的发展趋势随着航空技术的不断发展，飞行控制系统也在不断创新和进步。
飞行动力学与控制大作业
飞行动力学与控制大作业报告院（系）航空科学与工程学院专业名称飞行器设计学号学生姓名目录一．飞机本体动态特性计算分析 (2)1.1飞机本体模型数据 (2)1.2模态分析 (2)1.3传递函数 (3)1.4升降舵阶跃输入响应 (3)1.5频率特性分析 (5)1.6短周期飞行品质分析 (6)二．改善飞行品质的控制器设计 (7)2.1SAS控制率设计 (7)2.1.1控制器参数选择 (8)2.1.2数值仿真验证 (12)2.2CAS控制率设计 (13)三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法 (16)3.1特征结构配置问题描述 (16)3.1.1特征结构的可配置性 (16)3.1.2系统模型 (16)3.2系统的特征结构配置设计 (17)3.2.1设计过程 (17)3.2.2具体的设计数据 (17)3.2.3结果与分析 (18)四．附录 (20)一． 飞机本体动态特性计算分析1.1飞机本体模型数据本文选取F16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下：.x =Ax +Bu y =Cx (1.1)状态变量为：[]Tu q αθ=x控制变量为：e δ=u基准状态选择为120,2000V m s H m ==的定直平飞。
选取状态向量()Tu q αθ=x ,控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得到的矩阵数据如下：-0.0312 -1.1095 -9.8066 -0.5083-0.0013 -0.6543 0 0.9185 0 0 0 1.00000 -0.3828 0 -0.6901⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦Α (1.2)[]-0.0167-0.0014-0.0956T=B(1.3)[]1.000057.295857.295857.2958diag =C(1.4)1.2模态分析矩阵A 的特征值算出为：1,23,4-0.6778 + 0.5926i-0.0100 + 0.0769iλλ==对应的特征向量如下：0.9874 0.9874 -1.0000 -1.0000 0.1137 - 0.0053i 0.1137 + 0.0053i 0.0011 - 0.0000i 0.0011 + 0.0000i 0.0521 - 0.0629i 0.0521 + 0.0629i 0.002=V 1 + 0.0078i 0.0021 - 0.0078i 0.0019 + 0.0735i 0.0019 - 0.0735i -0.0006 + 0.0001i -0.0006 - 0.0001i ⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：长周期模态与短周期模态，其对应的模态频率及阻尼比如下：表一 飞机长短周期模态特征可以看出，在此飞行状态下，飞机纵向具有明显的长周期模态，但不具备明显的短周期的模态特征，模态频率过低，需要使用纵向增稳系统，改善阻尼比和自然频率。
西工大_飞行控制原理试题_试题2017
综合设计1针对所给的飞机纵向简化运动模型，设计纵向增稳控制系统，给出系统原理结构框图，通过仿真验证其对阵风扰动的响应，阵风模型按GJB-185-86选取，扰动强度中等，扰动时间不小于15s 。
综合设计2利用上述运动模型，设计自动导航控制系统，实现下列自动飞行过程：自高度3000m ，速度400km/h 开始，以不小于-20deg 的航迹俯仰角俯冲增速，在500m 高度拉起并完成一个筋斗，之后恢复5000m 高度、500km/h 速度的飞行状态。
控制策略自行设计，最大过载不超过5g ，最大速度不超过650km/h 。
结果要求：给出原系统和增稳后的系统模态特性分析结果、控制系统设计结果及框图、所建仿真模型，绘制扰动稳定及飞行过程的过载、角速率、俯仰角、舵面、油门、高度、速度的时间历程曲线及飞行过程的垂直航迹。
飞机纵向简化运动模型：某飞机简化纵向运动方程：X AX BU =+g ,Y CX DU =+控制向量：[]T eT U δδ=，是升降舵偏角、油门调节；状态向量：[]T X Vq αθ=∆∆∆，分别是空速、迎角、俯仰速率、俯仰角；输出向量：[]Tz Y V q n αθγ=∆∆∆∆∆，分别是空速、迎角、俯仰速率、法向过载、俯仰角、航迹俯仰角。
440.035750.01600.1710.00210.051100.00390.1590.35700010A ⨯--⎡⎤--⎢⎥=⎢⎥--⎢⎥⎣⎦420 1.220.1432502.13206000B ⨯⎡⎤-⎢⎥=⎢⎥-⎢⎥⎣⎦641000010000100.02049 5.03390.55959000010101C ⨯⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥-⎢⎥⎢⎥-⎣⎦620000000.441600000D ⨯⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥-⎢⎥⎢⎥⎣⎦。
第五章典型飞行控制系统工作原理(3)
Xb
θ
& ψ sin θ & ψ cosθ
Xe
θ
& ψ
& ψ 分解侧视图
q
r
φ
& ψ cos θ
& ψ 分解后视图
& 保持升降速度 H∞ = 0 ，有 G = mg = Lcosφ
而平飞时 G = L0 = Q0SCL α0 ，
α
平飞迎角
G α0 = α Q SCL 0
α
现转弯时 L= Q Lα 此时 Lcosφ = G SC
特点：
调转弯，且只对一定u，若u改变那么给定 信号也变化。 而不能使
g & φg与 ψg 满足关系 ψg = tgφg ：可实现协 & u
− Kβ β “闭环补偿”的信号―它只能减小 β
β = 0。
具有积分式的控制规律，所以在常值干扰 力矩作用下，稳态时 φ, β,ψ 均无静差。
2）具有相互交联信号的侧向控制律
协调转弯又可称为： β = 0 的定常盘旋， 协调 ：即意味着纵轴与空速以相同角速度 转动，保证
β =0
协调转弯条件：
协调转弯时，各参数应满足如下条件：
• 稳 滚 角 ∞＝ 数 态 转 φ 常 •航 稳 角 度 &∞＝ 数 向 态 速 ψ 常 & ＝ • 稳 升 速 H∞ 0 态 降 度 • 稳 侧 角 ∞＝ 态 滑 β 0
r 又 ＞ →引 侧 F (β) < 0 →使 向 转 减 β值 起 力r v 左 以 小 β 0 r 而 ＞ →G 水 分 即 侧 为 阻 v向 转 φ 0 沿 平 力 为 力 正 止 左 v 两 平 时 V停 转 力 衡 ， 止 动
直升机飞行操控的基本原理
直升机飞行操控的基本原理图 1 直升机飞行操纵系统- 概要图（a）（b）图2 直升机操纵原理示意图1.改变旋翼拉力的大小2.改变旋翼拉力的方向3.改变尾桨的拉力飞行操纵系统包括周期变距操纵系统、总距操纵系统和航向操纵系统。
如图2所示，周期变距操纵系统控制直升机的姿态（横滚和俯仰），总距操纵系统控制直升机的高度，航向操纵系统控制直升机的航向。
一、周期变距操纵系统周期操纵系统用于操纵旋翼桨叶的桨距周期改变。
当桨距周期改变时，引起桨叶拉力周期改变，而桨叶拉力的周期改变，又引起桨叶周期挥舞，最终使旋翼锥体相对于机身向着驾驶杆运动的方向倾斜，从而实现直升机的纵向（包括俯仰）及横向（包括横滚）运动。
纵向和横向操纵虽然都通过驾驶杆进行操纵，但二者是各自独立的。
周期变距操纵系统（见图3）包括右侧和左侧周期变距操纵杆（1）和（3）、可调摩擦装置（2）、橡胶波纹套（4）、俯仰止动件（5）、横滚连杆（7）、俯仰连杆（8）、横滚止动件及中立位置定位孔（9）、横滚拉杆（10）、横滚协调拉杆（11）、俯仰扭矩管轴组件（12）、总距拉杆（13）、与复合摇臂相连接的拉杆（14）、伺服机构（15）、伺服机构（横滚+总距）（16）、伺服机构（俯仰+总距）（17）和可调拉杆（18）等组件。
1.右侧周期变距操纵杆3.左侧周期变距操纵杆2.可调摩擦装置4.橡胶波纹套5.俯仰止动件6.复合摇臂 7.横滚连杆8.俯仰连杆9.横滚止动件及中立位置定位孔10.横滚拉杆11.横滚协调拉杆12.俯仰扭矩管轴组件13.总距拉杆14.与复合摇臂相连接的拉杆15.伺服机构16.伺服机构（横滚+总距）17.伺服机构（俯仰+总距）18.可调拉杆图 3 直升机周期变距操纵系统（一）纵向操纵情况当前推驾驶杆时，通过俯仰扭矩管轴组件（9）及俯仰连杆（8），使复合摇臂（6）上的纵向摇臂逆时针转动，通过其后的拉杆、摇臂，使左前侧纵向伺服机构下移，自动倾斜器固定盘向左前方倾斜，旋翼桨盘前倾，进而使直升机向前运动。
飞行控制原理大作业
综合设计1：针对所给出的飞机纵向简化运动模型，设计纵向增稳控制系统，给出系统原理结构，并对增加控制系统前后的纵向品质特性进行对比分析，并通过仿真验证阶跃和脉冲操纵输入响应。
1纵向方程[∆V ∆α̇∆θq̇][−0.020244−0.8761−2.5373E −4−1.0189−0.32169−0.650200.90484007.9472E −11−2.4982010−1.3861][∆V ∆α∆θq ]+[0 1.22−4.132060−0.14325000][δe δT]2纵向模态分析 2.1 飞行品质要求根据品质规范GJB 185-86 有人驾驶飞机（固定翼）飞行品质的要求：根据飞行品质要求对短周期的指标进行限定，要求如表2.2：表2.1 长短周期模态参数范围表2.1 纵向特征值由特征值可以看到，不论是短周期还是长周期，都是具有负实部的特征根，因而短周期和长周期都是稳定收敛的，并且满足前述飞行品质要求。
2.3 稳定性分析根据所得到的4个具有负实部的特征值知，该系统为稳定的。
现根据系统根轨迹来判断其稳定性。
以速度—升降舵传递函数为例：上图为其开环传递函数根轨迹图。
由图可以看出，所有四个极点均位于纵轴的左侧区域，说明该系统确实稳定。
2.3系统原理结构图图示为方向舵变化脉冲输入、油门变化零输入时的仿真系统结构。
3仿真验证3.1升降舵阶跃响应曲线状态及输出量相对于升降舵通道的阶跃宽度为1s，幅值1∘的响应曲线如下。
从图中可以看出在阶跃信号作用下，各输出变量一开始均有一个阶跃值，随着时间的增加，各个输出量逐渐趋于稳定状态。
飞机纵向运动短周期和长周期均是稳定的。
3.2升降舵脉冲响应曲线状态及输出量相对于升降舵通道的脉冲宽度为1s，幅值1的响应曲线如下。
综合设计2：利用上述运动模型，设计自动导航控制系统，实现下列自动飞行过程：自高度3000m，速度600km/h开始，以不小于-10deg的航迹俯仰角俯冲增速，在500m高度拉起并完成1个筋斗，之后恢复3000m高度、600km/h速度的飞行状态，控制策略自行设计。
无人机飞行控制系统原理
无人机飞行控制系统原理Unmanned aerial vehicles (UAVs), more commonly known as drones, have become increasingly popular in recent years for both commercial and recreational use. 无人驾驶飞行器（UAV），更常被称为无人机，在近年来越来越受欢迎，无论是商业还是娱乐用途。
One of the key components of a drone is its flight control system, which is responsible for maintaining the stability and control of the aircraft while in flight. 无人机的关键组成部分之一是飞行控制系统，它负责在飞行过程中保持飞机的稳定性和控制。
The flight control system of a drone is typically made up of several components, including the flight controller, inertial measurement unit (IMU), GPS module, and motor controllers. 无人机的飞行控制系统通常由多个组件组成，包括飞行控制器、惯性测量单元（IMU）、GPS 模块和电机控制器。
The flight controller is the "brain" of the drone, receiving input from the pilot or autopilot system and sending commands to the motor controllers to adjust the aircraft's flight attitude and altitude. 飞行控制器是无人机的“大脑”，接收来自飞行员或自动驾驶系统的输入，并向电机控制器发送命令，以调整飞机的飞行姿态和高度。
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综合设计1：
针对所给出的飞机纵向简化运动模型，设计纵向增稳控制系统，给出系统原理结构，并对增加控制系统前后的纵向品质特性进行对比分析，并通过仿真验证阶跃和脉冲操纵输入响应。
1纵向方程
[∆V ∆α̇∆θ
q̇][−0.020244−0.8761−2.5373E −4−1.0189−0.32169−0.650200.90484007.9472E −11−2.4982010−1.3861][∆V ∆α∆θq ]+[0 1.22
−4.132060−0.14325000
][δe δT
]
2纵向模态分析 2.1 飞行品质要求
根据品质规范GJB 185-86 有人驾驶飞机（固定翼）飞行品质的要求：
根据飞行品质要求对短周期的指标进行限定，要求如表2.2：
表2.1 长短周期模态参数范围
表2.1 纵向特征值
由特征值可以看到，不论是短周期还是长周期，都是具有负实部的特征根，因而短周期和长周期都是稳定收敛的，并且满足前述飞行品质要求。
2.3 稳定性分析
根据所得到的4个具有负实部的特征值知，该系统为稳定的。
现根据系统根轨迹来判断其稳定性。
以速度—升降舵传递函数为例：
上图为其开环传递函数根轨迹图。
由图可以看出，所有四个极点均位于纵轴的左侧区域，说明该系统确实稳定。
2.3系统原理结构图
图示为方向舵变化脉冲输入、油门变化零输入时的仿真系统结构。
3仿真验证
3.1升降舵阶跃响应曲线
状态及输出量相对于升降舵通道的阶跃宽度为1s，幅值1∘的响应曲线如下。
从图中可以看出在阶跃信号作用下，各输出变量一开始均有一个阶跃
值，随着时间的增加，各个输出量逐渐趋于稳定状态。
飞机纵向运动短周期和长周期均是稳定的。
3.2升降舵脉冲响应曲线
状态及输出量相对于升降舵通道的脉冲宽度为1s，幅值1的响应曲线如下。
综合设计2：
利用上述运动模型，设计自动导航控制系统，实现下列自动飞行过程：自高度3000m，速度600km/h开始，以不小于-10deg的航迹俯仰角俯冲增速，在500m高度拉起并完成1个筋斗，之后恢复3000m高度、600km/h速度的飞行状态，控制策略自行设计。
1自动导航控制系统设计：
零输入时，自动导航控制系统结构原理图
1.1高度稳定系统结构图
图示为根据运动学方程ℎ=V0sinμ0+V0cosμ0∆μ+sinμ0∆V可画出定高系统的运动环节，如图。
由于是纵向运动，因而在考虑初始运动条件时，可认为μ0=0，故将前述定高系统简化为图示情况。
1.2 X、Y坐标即航迹输出结构
其中Y方向坐标可视为高度的变化，因为可以用定高系统H来表
示航迹Y方向坐标。
而X方向坐标则需要根据机体坐标轴系中建立的飞行器动力学方程来确定：
ẋg=V cosμcosφ
ẏg=V cosμsinφ
ℎ=V sinμ
同理，由于只考虑纵向，因而φ=0。
将上述各式带入simulink 中，再加入积分环节，就可以得到航迹X的坐标。
1.3 自动导航控制系统设计
由于要控制飞行器做自高度3000m，速度600km/h俯冲并拉起完成筋斗的运动，这里采用过载反馈的形式进行控制。
首先求得过载的变化量对升降舵通道的传递函数，在保证系统稳定的前提下，选择合适的k值，建立反馈回路，达到自动控制的目的。
传递函数如下：
∆n z
e =
0.1432 s^3 + 0.3474 s^2 − 9.79 s − 0.1983
其根轨迹如图：
由上图看到，有1各零点位于右半片面，K值得选取则必须保证系统稳定，K值得选取如下图：
反馈结构图如下：
2仿真实验结果：飞行过程垂直航迹
高度变化曲线
下图依次为飞行过程的速度、迎角、俯仰角、过载、俯仰速率、航迹俯仰角曲线。
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11
结果分析：
由于控制策略选择的不够理想，导致仿真模拟出的航迹曲线不够完美，能基本满足题目要求。
根据前面的分析，可以看到该系统具有短周期收敛迅速，长周期收敛迟缓的特点。
若能改善长周期阻尼比特性，加快收敛速度，使系统更快进入稳定状态，则更加完美。
心得体会：
由于是纵向系统并且稳定，致使设计过程大大简化。
但在设计过程中，仍然遇到不少困难。
对课本知识的理解不够深刻，对MATLAB 中simulink 的不够熟悉，都给解题过程增加了难度。
有几次K 值得选取不合理，导致本来稳定的系统发散。
可以看到合理分配特征根K 值对系统稳定性的影响起着决定性作用。