自动导航控制系统

仰角为零；
2、给定一个高度阶跃信号： h 500m ，飞机俯冲增速，当高度降到 500m 时，
切换控制信号，此时时间为 t0 ；
3、给定一个俯仰角斜坡信号：
c
9 / 57.3 * (t t 0 )， c 360 / 57.3 其他 360 / 57.3，
（9）
飞机拉起翻筋斗，可以看出设置筋斗时间为 40s；
1800
2000
t/s
图5
0.5 0 -0.5
攻角对阵风响应曲线
q/(deg/s)
-1 -1.5 -2 -2.5 -3 0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000
t/s
图6 俯仰角速率对阵风响应曲线
0.2 0.15 0.1
nz
0.05 0 -0.05 0
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
1800
2000
t/s
图7
0
速度对阵风响应曲线
-5
/deg
-10
-15
-20
0
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
1800
2000
t/s
图8
0
俯仰角对阵风响应曲线
-5
/deg
-10
-15
-20
0
200
400
600
800
1000
250
300
350
400
450
500
t/s
图 14
5 0 -5 -10 -15
俯仰角对阵风扰动的响应
/deg
-20
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
t/s
图 15 航迹倾角对阵风扰动的响应
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-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 3000m 高度、600km/h 速度的飞行状态。
4、给定一个高度信号：h 3000m 。由于转了一圈，俯仰角增大 360。，因此 c 在
原来信号的基础上加上一个常值 const=360/57.3 ，飞机受到阶跃信号而爬升， 到达 3000m 后巡航飞行。 模型实现如下
图 22
控制策略模块
三、仿真结果
针对控制策略的仿真结果如下面各图所示
167.1
综合设计 1
针对所给出的飞机纵向简化运动模型，设计总想增稳系统，给出系统原理结 构，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 15sec。
原系统分析 一、稳定性分析
由简化模型的状态空间可以得到飞机的特征根， 即特征方程 sI A 0 的解， 根据特征根可以得到飞机长短周期的固有频率和阻尼特性，见下表
一、自动导航控制系统设计
自动导航控制系统从内到外包括姿态角速率控制、姿态角控制、高度控制， 油门部分控制速度。姿态角速率、姿态角和速度采用动态逆控制方法控制，高度 控制采用的 PID 控制。
动态逆的控制方法的实现方法如下面公式所示
f ( x) bu K x ( xc x) x u K x ( xc x) f ( x) b
2. 品质分析
1）由表 1 和上述品质规范可以看出，长短周期的阻尼比全都在要求范围之
内。 ，满足品质要求。 2）操纵期望参数： sp [1,2.5] （ nz / =1.6998）
二、系统改进后的动态响应
0.3 0.25 0.2
V/(m/s)
0.15 0.1 0.05 0 -0.05 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500
2. 姿态角控制 根据俯仰角微分方程 q 根据动态逆思想，得到 K ( c ) q ，即 （5）
q K ( c )
这里取 K 3 姿态角控制模型如下
（6）
图 17
姿态角控制模型
S 函数控制部分如下 function qc=Pitchcontrol(x,u) Ktheta = 3; thetac = u(1); theta = u(2) - 3/57.3; qc = Ktheta*(thetac-theta);
1）由表 1 和上述品质规范可以看出，长短周期的阻尼比全都在要求范围之
内。 ，满足品质要求。 2）操纵期望参数： sp [1,2.5] （ nz / =1.6998）
三、数学建模
1. 阵风扰动模型
10 9 8 7
V/(m/s)
6 5 4 3 2 1 0 0 5 10 15
t/s
图2 阵风扰动模型
0.35 0.3 0.25
V/(m/s)
0.2 0.15 0.1 0.05 0 0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000
t/s
图4
2 1.5 1 0.5 0 -0.5
速度对阵风响应曲线
/deg
0
200
400
600
800
1000
12001400Fra bibliotek1600
t/s
图 10 速度对阵风的响应曲线
2.5 2 1.5
/deg
1 0.5 0 -0.5
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
t/s
图 11
0.5 0 -0.5
攻角对阵风扰动的响应
q/(deg/s)
-1 -1.5 -2 -2.5
0
50
100
150
200
250
300
350
400
1200
1400
1600
1800
2000
t/s
图9 航迹倾角对阵风响应曲线
由图中对阵风扰动响应曲线可以看出，系统现在的动态响应很差，需要对系 统进行改进。
改进系统分析 一、改进系统及品质
1. 系统改进 采用极点配置的方法，选取特征根及相应的动态参数如表 3 所示
表3 更改后的系统参数
特征值 短周期 长周期
表 1 系统的特征参数
特征值 短周期 长周期
- 0.7121 1.1271i
阻尼比 0.5341 3.5973
自然频率 1.3332 0.0219
-0.1546，-0.0031
由上表可以看出，飞机的长短周期特征根实部都是负值，长短周期都是稳定 的。
二、品质分析
下面根据飞机的纵向飞行品质判断该模型的品质。 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： 1. 长周期稳定性 驾驶杆固持与松浮时，飞机的长周期速度振荡应满足下列要求 标准 1 阻尼比 p 0.04
标准 2 阻尼比 p 0 标准 3 倍幅时间 T2 至少为 55S。 2. 短周期频率和操纵期望参数 战斗阶段操作期望参数 CAP 应当在图 1 中所示的限制范围之内，CAP 的计 算方法如下
2 sp CAP nz /
（1）
图 1 短周期频率要求（战斗阶段）
3. 短周期阻尼比 短周期阻尼比 sp 应在表 2 所限制的范围之内
3. 高度控制 这里采用 PID 控制，为了调试简单采用的比例控制；
图 18
高度控制回路原理图
这里 K 取值为 0.002。
4. 速度控制 速度控制采用控制油门的方式进行控制，采用的方法也是动态逆方法，由速 度的微分方程 0.1575V 0.16 1.22 V T 设 f v 0.1575V 0.16 ，则 （7）
（2）
1. 姿态角速率控制 根据俯仰角速率方程 0.0330V 3.0570 2.3380q 2.13206 e q 设 f q 0.0330V 3.0570 2.3380q ，则 （3）
e
这里取 K q 9 ； 控制模型如下
K q (qc q ) f q 2.13206
167
V/(m/s)
166.9
166.8
166.7
0
20
40
60
80
100
120
140
t/s
图 23 速度随时间变化曲线
30
20
/deg
10
0
-10
-20
0
20
40
60
80
100
120
140
t/s
图 24
40
攻角随时间变化曲线
20
q/(deg/s)
0
-20
-40
0
20
40
60
80
100
120
140
450
500
t/s
图 12 俯仰角速率对阵风扰动的响应
0.3 0.25 0.2 0.15
nz
0.1 0.05 0 -0.05 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500
t/s
图 13 法向过载对阵风扰动的响应
5
0
/deg
-5
-10
-15
0
50
100
150
200
表 2 短周期阻尼比的限制