课程设计---飞行器控制系统设计
飞行器控制系统-课程设计
飞行器控制系统-课程设计(共15页)--本页仅作为文档封面，使用时请直接删除即可----内页可以根据需求调整合适字体及大小--课程设计任务书学生姓名： 专业班级：指导教师： 陈跃鹏 工作单位： 武汉理工大学 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为：)2.361(4500)(+=s s Ks G要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求）1. 分别用时域和频域方法设计该系统的控制器。
控制系统的时域性能指标为：单位斜坡输入的稳态误差≤ 最大超调量≤5% 上升时间≤ 调节时间≤控制系统的频域性能指标为：单位斜坡输入的稳态误差≤相位裕量大于 802. 用Matlab 对校正前后的系统进行仿真分析，画出阶跃响应曲线，计算其时域性能指标。
时间安排：指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日摘要:根据被控对象及给定的技术指标要求，涉及自动控制系统，既要保证所设计的系统具有良好的性能，满足给定的指标要求，还有考虑方案的可靠性和经济性，本课程设计是在给定的指标下，分别用时域和频域方法设计该系统的控制器。
本文首先从理论的方法分别用时域和频域法求出控制系统的时域性能指标，再用Matlab对校正前后的系统进行仿真分析，画出阶跃响应曲线，计算其时域性能指标，经验证，满足设计要求。
关键词:飞行器控制系统时域频域 MATLABAbstract：According to the controlled object and given the technical index requirements, involving the automatic control system, which not only have to guarantee the system designed has good performance, and meet given index requirement, also considering scheme reliability and economical efficiency, this course is designed in a given index, respectively for time domain and frequency domain method to design the system controller. This paper from the theoretical method respectively in time domain and frequency domain method for the control system of the time-domain performance index, reoccupy Matlab before and after correction system simulation analysis and draw the Laplace domain response curve, calculates the time-domain performance indicators, the verification, and meet the design requirements.Key words: Aircraft Control system Time-domain Frequency domain Matlab目录1设计要求 (1)初始条件 (1)设计任务 (1)2 用时域方法设计系统控制器 (1)题目分析 (1)超调量计算 (2)稳态误差 (3)上升时间 (3)调节时间 (4)3 用频域方法设计系统控制器 (4)理论分析 (4)参数计算 (4)4 MATLAB仿真分析 (5)阶跃响应曲线及性能指标 (5)MATLAB频域分析 (7)5 心得体会 (10)参考文献飞行器控制系统设计1 设计要求 初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为：)2.361(4500)(+=s s Ks G设计任务：控制系统的时域性能指标为：单位斜坡输入的稳态误差≤ 最大超调量≤5% 上升时间≤ 调节时间≤控制系统的频域性能指标为：单位斜坡输入的稳态误差≤ 相位裕量大于 802 用时域方法设计飞行器控制系统 题目分析：已知系统开环传递函数可得： 令2n ω= 4500k所以开环传递函数2()(361.2)n G s s s ω=+稳态误差为21361.20.000443lim ()n s ess SG s ζωω→==<n2= 所以，取182k = 超调量 5.012<--=ζζσπe 69.0>ζ又因为2n ζω= ① 由于0.69ζ>，181.6k > 显然条件①不成立。
飞行器自动控制系统设计
飞行器自动控制系统设计一、引言飞行器自动控制系统设计作为飞行器控制领域的重要组成部分，是保证飞行器安全飞行的核心技术之一。
随着科技发展，飞行器的种类和技术水平不断提升，自动控制系统也不断更新升级。
本文将从控制系统设计的角度出发，探讨飞行器自动控制系统设计的原理和方法，为读者深入了解该领域提供参考。
二、飞行器自动控制系统概述1. 自动控制系统概述自动控制系统是指通过电、机、液、气等能量传递和转换来实现对被控制对象的控制。
自动控制系统通常由传感器、执行器、控制器三个部分构成。
传感器负责采集被控制量，将其转化成电信号，通过控制器对执行器进行控制，实现对被控制对象的控制。
自动控制系统在飞行器控制系统中扮演着重要的角色。
2. 飞行器控制系统概述飞行器控制系统是指通过自动控制系统实现对飞行器的控制，以保证其安全、稳定地飞行。
飞行器控制系统包括水平方向控制系统、垂直方向控制系统、机载导航系统等。
3. 飞行器自动控制系统概述飞行器自动控制系统是指无需人工干预即可实现对飞行器的控制。
其主要由传感器、执行器、控制器三部分组成。
飞行器自动控制系统广泛应用于航空、航天、军事等领域。
三、飞行器自动控制系统设计原理和方法1. 飞行器动力学原理飞行器动力学原理是设计自动控制系统的基础。
在飞行器设计过程中，需要确定飞行器的结构参数和抗扰能力等指标，以此确定各个部件的位置、尺寸和分布。
此外，还需要确定控制系统的控制环节和控制策略，以此保证飞行器的稳定性和可控性。
2. 控制系统设计方法控制系统设计方法主要包括PID控制器设计、状态空间控制器设计和模糊控制器设计等。
PID控制器是最为常见的控制器之一，其能够快速响应控制量变化、具有良好的稳定性和鲁棒性。
状态空间控制器设计是指将控制系统用状态空间方程描述，然后针对特定的控制目标进行设计，具有良好的精度和可靠性。
模糊控制器设计是指将其控制逻辑用模糊集合表示，并根据飞行器的实际情况进行设计，具有较好的复杂环境适应能力。
飞行器的智能控制系统设计
飞行器的智能控制系统设计在现代科技的飞速发展中，飞行器的应用领域不断拓展，从航空运输到太空探索，从军事作战到民用航拍，飞行器扮演着越来越重要的角色。
而一个高效、可靠且智能的控制系统对于飞行器的性能和安全性至关重要。
飞行器的智能控制系统，简单来说，就是让飞行器能够更加自主、灵活、精准地完成各种飞行任务的一套“大脑”和“神经”系统。
它需要能够感知周围环境的变化，快速做出决策，并精确地控制飞行器的各个部件，以实现稳定飞行、准确导航和高效执行任务。
要设计这样一个智能控制系统，首先得搞清楚飞行器在飞行过程中会面临哪些挑战和需求。
比如说，空气动力学的影响，不同的飞行速度、高度和姿态会导致飞行器受到不同的空气阻力和升力，这就要求控制系统能够实时调整飞行姿态和动力输出，以保持稳定飞行。
再比如，复杂的气象条件，如大风、雷雨等，会对飞行造成干扰，控制系统需要具备应对这些突发情况的能力。
为了实现这些功能，传感器就像是飞行器的“眼睛”和“耳朵”，它们能够收集各种飞行数据，包括速度、高度、姿态、气压、温度等等。
这些传感器将数据传输给控制中心，控制中心就像飞行器的“大脑”，对这些数据进行分析和处理，然后发出控制指令。
在控制算法方面，经典的 PID 控制算法虽然简单易用，但对于复杂的飞行情况可能不够灵活和精准。
因此，现代智能控制算法，如模糊控制、神经网络控制等逐渐被引入。
模糊控制可以模拟人类的模糊思维，对于一些难以精确建模的情况能够做出较好的决策。
神经网络控制则通过学习大量的飞行数据，不断优化控制策略。
除了算法，硬件的支持也不可或缺。
高性能的处理器和稳定的通信系统能够确保控制指令的快速传输和执行。
同时，为了提高系统的可靠性，还需要采用冗余设计，即设置多个备份部件，一旦主部件出现故障，备份部件能够立即接管工作。
在设计过程中，还需要充分考虑人机交互的需求。
飞行员需要能够清晰地了解飞行器的状态，并能够方便地输入指令。
因此，设计直观、易用的人机界面至关重要。
飞行器飞行控制系统的设计与实现
飞行器飞行控制系统的设计与实现飞行控制系统是飞行器中至关重要的部分，它负责控制和管理飞行器的飞行状态，确保飞行器稳定、安全地完成任务。
本文将介绍飞行器飞行控制系统的设计与实现，以及相关技术和方法。
一、飞行控制系统的设计原理飞行控制系统的设计原理主要包括三个方面：飞行器动力系统、传感器系统和执行器系统。
1. 飞行器动力系统：飞行控制系统需要根据飞行任务的要求，确定飞行器的动力系统。
通常，飞行器动力系统包括引擎、发动机或电力系统。
设计者需要根据飞行器的尺寸、负载和性能等因素，选择适合的动力系统。
2. 传感器系统：飞行器飞行控制系统需要通过传感器获取飞行器的状态信息，如姿态、位置、速度等。
传感器系统通常包括加速度计、陀螺仪、磁力计等传感器，用于测量和检测飞行器的姿态和运动状态。
3. 执行器系统：飞行控制系统需要根据传感器获取的信息，通过执行器控制并调整飞行器的姿态和航向等参数。
执行器系统通常包括舵面、扰流板、发动机喷口等执行器，用于改变飞行器的飞行姿态和轨迹。
二、飞行控制系统的实现方法1. PID控制方法：PID控制方法是一种经典的控制方法，通过调整比例、积分和微分三个参数，实现对飞行器的控制和稳定。
该方法广泛应用于飞行器的姿态控制和导航系统中。
2. 预测控制方法：预测控制方法是一种基于飞行器的模型和状态信息，预测未来状态并进行控制的方法。
该方法适用于对飞行器的轨迹和航线进行规划和控制。
3. 自适应控制方法：自适应控制方法是一种通过不断调整控制器参数，使其适应不同工况和环境的控制方法。
该方法能够提高飞行器的鲁棒性和适应性。
4. 模糊控制方法：模糊控制方法是一种基于模糊推理的控制方法，通过模糊化输入量、设定模糊规则和进行模糊推理，实现对飞行器的控制和稳定。
三、飞行控制系统的设计案例以一架四轴飞行器为例，介绍其飞行控制系统的设计与实现。
1. 动力系统：选择电动发动机和锂电池作为飞行器的动力系统。
电动发动机提供动力，锂电池提供电能。
飞行器控制系统设计及其动力学控制
飞行器控制系统设计及其动力学控制一、飞行器控制系统设计在飞行器控制系统中，控制器是一个至关重要的组成部分。
控制器的作用是将飞行器移动到目标轨道上，并维持恒定飞行速度。
因此，控制器必须可靠并具有足够的精度，以确保飞行器能够稳定地飞行并完成任务。
为了实现这些目标，控制器必须包括几个部分。
首先是反馈控制器，用于检测飞行器当前位置、姿态和速度，并根据目标轨迹调整朝向和速度。
其次是前馈控制器，它可以根据环境变化和预测模型，提前对将来可能出现的情况做出调整，以确保飞行器能够及时应对各种情况。
在控制器设计中，还需要考虑传感器选择和数据处理方法。
传感器能够检测飞行器的加速度、速度、位置和方向等参数，然后将这些数据传输到控制器中以做出相应的决策。
在数据处理方面，通常会对传感器输出数据进行滤波，以消除噪声和不稳定性。
此外，在控制器设计过程中还涉及到作动器的选择和系统响应评估。
作动器用于控制飞行器动力系统，如引擎颜色或执行动作的舵和螺旋桨。
系统响应评估则用于验证控制器设计，以确定在不同环境下是否会产生超调或振荡等不良反应。
这些评估结果可帮助设计人员优化控制器结构并提高系统性能。
二、动力学控制动力学控制是一种广泛应用于飞行器系统中的控制方法，它基于对飞行器动力学特性进行建模，并利用这些模型进行控制。
这种控制方法通常通过使用PID控制器或模糊控制器等方法来实现。
具体来说，在动力学控制中，控制器需要通过模型化飞行器动力学来预测未来的姿态、位置和速度，然后根据预测值对飞行器进行调整。
这样就可以使飞行器保持在理想的飞行轨迹上并保持稳定。
在实际应用中，动力学控制可帮助飞行器适应不同的环境变化和作战任务，提高飞行器性能并确保安全可靠。
例如，在进行高速飞行时，动力学控制可以帮助飞行器对剧烈的姿态变化进行调整，以确保飞行器不会失控。
总的来说，飞行器控制系统设计及其动力学控制是现代航空技术不可或缺的核心部分。
在未来，这些技术将继续得到改进和发展，以满足日益复杂的航空需求。
飞行器的控制与导航系统设计
飞行器的控制与导航系统设计一、引言随着现代技术的发展和现代化交通工具的应用，飞行器在人类社会的生产和生活中发挥着重要的作用。
而飞行器的控制与导航系统是保障飞行器正常飞行和完成飞行任务的关键技术之一。
本文将重点介绍飞行器控制与导航系统的设计。
二、飞行器控制系统1. 飞行器控制系统的结构组成飞行器控制系统是由飞行器控制电路、控制计算机、控制器、传感器组成的一套完整的飞行器控制系统，其主要功能是实时的监测飞行器的各项性能参数并对其进行控制。
2. 飞行器控制系统的工作原理飞行器控制系统基于飞行器的动力学模型，综合传感器测量的各项参数数据进行实时控制，采用PID或者LQR等控制算法来控制各个执行机构（如马达、舵机等）的输出，以实现对飞行器的控制。
3. 飞行器控制系统的应用飞行器控制系统主要应用于各种军用、民用飞行器以及各种模拟器中，如战斗机、民用航空器、全景模拟器等。
三、飞行器导航系统1. 飞行器导航系统的概述飞行器导航系统是利用各种传感器和导航设备，在飞行器运动系统中实现飞行器对其位置、速度和方向的准确掌控。
飞行器导航技术是飞行器控制系统的重要组成部分，其主要作用是确定飞行器当前位置、朝向和速度，为飞行器提供安全、高效的导航功能。
2. 飞行器导航系统的结构组成飞行器导航系统主要包括惯性导航系统、卫星导航系统、雷达高度测定系统、航标导航系统等，其中惯性导航系统是飞行器导航系统的核心。
3. 飞行器导航系统的工作原理飞行器导航系统的工作原理是基于惯性导航原理，通过惯性导航系统测量飞行器的各项运动参数，计算出飞行器的航班信息并编程到控制计算机中，通过与卫星导航系统、雷达预警系统以及航标导航系统等叠加校正，实现飞行器完善的导航功能。
4. 飞行器导航系统的应用飞行器导航系统广泛应用于各类飞行器和导航设备中，如民用航班、军用轰炸机、直升机、战斗机等。
四、飞行器控制与导航系统设计1. 飞行器控制与导航系统设计的基本原理飞行器控制与导航系统设计的基本原理是从飞行器的工作环境和功能需求出发，确定控制与导航系统的相关指标与系统结构，遵循尽可能简单、精确、可靠的三原则进行系统设计。
飞行器的智能控制系统设计
飞行器的智能控制系统设计在现代科技的飞速发展下，飞行器的应用范围越来越广泛，从民用航空到军事领域，从太空探索到无人机快递，飞行器在我们的生活中扮演着越来越重要的角色。
而一个高效、稳定、智能的控制系统对于飞行器的性能和安全性至关重要。
本文将探讨飞行器智能控制系统的设计，从多个方面阐述其关键技术和实现方法。
一、飞行器智能控制系统的概述飞行器智能控制系统是一种能够自主感知环境、做出决策并执行相应动作的系统。
它融合了传感器技术、计算机技术、控制理论和人工智能等多个领域的知识，旨在实现飞行器的精确控制、优化性能和提高可靠性。
与传统的控制系统相比，智能控制系统具有更强的适应性和自学习能力。
它能够根据不同的飞行条件和任务需求，自动调整控制策略，以达到最佳的飞行效果。
例如，在遭遇强风或气流干扰时，智能控制系统可以迅速做出反应，调整飞行器的姿态和动力，保持稳定飞行。
二、飞行器智能控制系统的关键技术1、传感器技术传感器是飞行器智能控制系统的“眼睛”和“耳朵”，负责收集飞行器的各种状态信息，如位置、速度、姿态、加速度、温度、压力等。
常用的传感器包括惯性测量单元（IMU）、全球定位系统（GPS）、气压计、风速计等。
为了提高传感器的精度和可靠性，通常采用多传感器融合技术，将多个传感器的数据进行综合处理，以获得更准确的飞行器状态信息。
2、控制算法控制算法是飞行器智能控制系统的核心，它根据传感器收集到的信息，计算出控制指令，驱动飞行器的执行机构，实现对飞行器的控制。
常见的控制算法包括比例积分微分（PID）控制、模型预测控制（MPC）、自适应控制、鲁棒控制等。
近年来，随着人工智能技术的发展，基于神经网络、模糊逻辑和强化学习的控制算法也逐渐应用于飞行器控制系统中，取得了较好的控制效果。
3、通信技术良好的通信技术是保证飞行器智能控制系统正常运行的关键。
飞行器与地面控制站之间需要进行实时的数据传输，包括飞行器的状态信息、控制指令和任务信息等。
实验四飞行器PID控制系统设计
实验四飞行器PID控制系统设计
一、实验背景
近年来，随着计算机技术和智能化日益普及，控制系统技术也发展迅速，在工业制造、电力系统、军事等诸多领域发挥着越来越重要的作用，同时也进入了航空领域，对不断发展的航空技术发挥着重要的作用，其中PID控制尤其受到关注。
PID控制是一种常用的飞行器控制方法，属于线性控制系统，能够对飞行器的动力性能、稳定性和操纵性能进行有效地控制，在满足飞行器巡航性能、防止飞行器失速、保持航线准确性、维持航向一致性等方面有着重要作用。
本实验主要针对PID控制在飞行器中的应用，通过对小型车载无人飞行器进行实验，设计一套PID控制系统，实现对飞行器的姿态及位置的控制，从而实现飞行器自动飞行。
二、实验设备
1、飞行器：车载无人飞行器；
2、控制器：ArduPilot控制器；
3、传感器：IMU传感器；
4、通信模块：遥控/Telemetry模块；
5、测试平台：PC端仿真软件；
6、测量仪器：温度、湿度、压力计等。
三、实验步骤
1）硬件设计
（1）设计飞行器电源系统：分析飞行器的各部件功耗，设计飞行器电源系统，确定飞行器电池容量；。
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目录1飞行器控制系统的设计过程 (1)1.1飞行器控制系统的性能指标 (1)1.2参数分析 (1)2系统校正前的稳定情况 (3)2.1校正前系统的伯特图 (3)2.2校正前系统的奈奎斯特曲线 (3)2.3校正前系统的单位阶跃响应曲线 (5)2.4校正前系统的相关参数 (5)2.4.1 上升时间 (6)2.4.2超调时间 (7)2.4.3超调量 (7)2.4.4 调节时间 (7)3校正系统 (8)3.1校正系统的选择及其分析 (8)3.2验证已校正系统的性能指标 (10)4系统校正前后的性能比较 (13)4.1校正前后的波特图 (13)4.2校正前后的奈奎斯特曲线 (14)4.3校正前后的单位阶跃响应曲线 (15)5设计总结与心得 (17)参考文献 (18)飞行器控制系统设计1飞行器控制系统的设计过程1.1飞行器控制系统的性能指标飞行器控制系统的开环传递函数)2.361(4500)(+=s s Ks G控制系统性能指标为调节时间s 01.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000521.0≤，相角裕度大于85度。
1.2参数分析由系统开环传递函数可以求得： 令2n ω= 4500k所以开环传递函数:2()(361.2)n G s s s ω=+稳态误差为:ss 2n n1361.2e 0.000521lim ()s SG s ζωω→==≤2= 可得832/n rad s ω=，0.217ζ=。
所以，取154k =。
开环传递函数693000()(361.2)G s s s =+稳态误差0.005eδ=>可得：0.69ζ>又因为2n ζω=361.2 ss e 0.000527≥比较可知，不满足题意，因此要加入一定的性能改善环节。
2系统校正前的稳定情况2.1校正前系统的伯特图根据校正前的飞行器控制系统的开环传递函数，在MATLAB中绘制出校正前的波特图，如图2-1所示。
绘制校正前伯特图的MATLAB源程序如下：num=693000;den=[1,361.2,0]; %校正前系统参数bode(num,den); %绘制伯特图grid;2.2校正前系统的奈奎斯特曲线根据校正前的飞行器控制系统的开环传递函数，在MATLAB中绘制出校正前的奈奎斯特曲线，如图2-2所示：num=693000;den=[1,361.2,0]; %校正前系统参数nyquist(num,den) %绘制奈奎斯特曲线-50050M a g n i t u d e (d B)10101010P h a s e (d e g )Bode DiagramFrequency (rad/sec)图2-1校正前系统的伯特图-100-80-60-40-20020406080100Nyquist DiagramReal AxisI m a g i n a r y A x i s图2-2校正前系统的奈奎斯特曲线2.3校正前系统的单位阶跃响应曲线校正前系统的单位反馈闭环传递函数为2()693000()361.2693000C s R s s s =++ 用MATLAB 绘制系统校正前的的单位阶跃响应曲线如图1-3所示。
MATLAB 源程序如下所示:num=693000;den=[1,361.2, 693000]; %校正前系统参数 step(num,den) %绘制阶跃响应曲线00.0050.010.0150.020.0250.030.511.5Step ResponseTime (sec)A m p l i t u d e图2- 3校正前的单位阶跃响应曲线2.4校正前系统的相关参数根据校正前的飞行器控制系统的开环传递函数，利用MATLAB 寻找出校正前系统的相角裕度和增益裕度：num=693000;den=[1,361.2,0]; %系统校正前的参数[mag,phase,w]=bode(num,den)[gm,pm,wcg,wcp]=margin(mag,phase,w) %求系统校正前的稳定裕度 运行后，可得出相角裕度pm=24.5°，截止频率wcp=794rad/s 。
及24.5γ= 794/c rad s ω=所以,未校正系统是不稳定的。
2.4.1 上升时间当输入为单位阶跃函数时，2221()2n n n C s s s sωζωω=⋅++ (1) 2222)()(1)(dn t n t d n t n t s s s s s C ωωζωζωωζωζ++-+++-= (2)对上式取拉氏反变换，求得单位阶跃响应为]sin 1[cos 1)(2t t e t h d ttd t n t ωζζωωζ-+-=-()1)1t d h t t σωϕ-=+= (3)式中，d ωω= arccos ϕζ=因为上升时间0r t ≥，且是第一次到达()C ∞的时间，所以d r t ωϕπ+=则上升时间为r dt πϕω-=(4) 将832/n rad s ω=，0.217ζ=代到式中，得0.0022r t s =。
2.4.2超调时间将阶跃响应函数h(t)对t 求导，并令其为零，求得tt p d t ζζβω21)tan(-=+即p dt πω=(5) 计算得0.0039p t s =2.4.3超调量将上式代入阶跃响应函数，得输出量的最大值)sin(111)(212βπζζπζ+--=--t tet h tp按超调量定义式，求得%100%eσ=⋅ (6)超调量0.4970.005eσ==>2.4.4 调节时间取5%误差值，可得响应调节时间的表达式为 调节时间30.01660.01s nt ζω==≥比较可知，不满足题意，因此要加入一定的性能改善环节。
3校正系统3.1校正系统的选择及其分析超前网络对频率在1aT 至1T之间的输入信号有明显的微分作用，在该频率范围内，输出信号相角比输入信号相角超前，在最大超前角频率m ω处，具有最大超前角m ϕ，且m ω正好处于频率1aT 和1T的几何中心。
ε为补偿角是用于补偿因超前校正装置的引入，使系统截止频率增大而增加的相角滞后量。
未校正系统的开环对数幅频特性在截止频率处的斜率为40/dB dec -，故ε取5。
所以有由此可得，若采用超前校正，需补偿超前角m ϕ为08624.5566.560m ϕγγε=-+=-+=≥显然一级串联超前网络不能达到要求。
首先，考虑采用串联超前校正。
要把待校正的相角裕度从 提高到85，至少选用两级串联校正网络。
显然，校正后的系统的截止频率过大。
理论上说，截止频率越大，这系统的响应速度越快。
伺服电机将会出现速度饱和，会造成噪声电平过高，还需附加装置，使系统结构复杂化。
其次，若采用串联滞后校正，可以使系统的相位裕度提高到85左右，但是，这会产生严重的缺点。
由于静态误差系数较大，因此滞后网络时间常数过大。
且滞后校正会极大地减小系统的截止频率，使得系统响应缓慢，响应速度指标不满足。
上述论证表明，纯超前校正和纯滞后校正都不宜采用，应当选用串联滞后—超前校正。
由高阶系统频域指标与时域的关系，有如下的公式cs K t ωπ0=(7)20)1(5.2)1(5.12-+-+=r r M M K (8)γsin 1=r M (9) 令︒=86γ得出校正以后系统的截止频率为''c 786/rad s ω=。
通过点c ω作20/dB dec -斜率的直线，该直线随ω增加直至与原系统开环对数幅频特性曲线相交于=2ω99490.3时转成斜率等于40/dB dec -的直线，为了保证已校正系统中频段斜率为20/dB dec -的直线有一定长度，该特性的左端可延伸到=ω78.6处，然后转成斜率为40/dB dec -的直线交于原特性=1ω29.69。
当69.29<ω时，完全与原特性重合。
这样选择希望特性的交接频率，可确保校正装置传递函数简单，便于实现。
已知:1+sin =1-sin ϕβϕ(10)得=524.6β。
由此确定滞后校正部分的参数2T ，取：2c T βω= (11)解得211.51T =，因此，滞后部分的传递函数为 21 1.51()524.61 1.51s G s s+=+ 确定超前部分的参数1T :过()0,20lg ()c c G j ωω-，作20dB/dec 直线，由该线与0dB线交点坐标1T β，确定111.87T =，因此，超前部分的传递函数为： 11 1.87()1 1.87524.6sG s s+=+⋅ 将滞后校正部分和超前校正部分的传递函数组合在一起，即滞后—超前校正的传递函数为：111.87 1.51()524.6111.87524.6 1.51c s s G s s s ++=++⋅ 所以加入校正后：11693000 1.87 1.51()()524.6(361.2)111.87524.6 1.51c s s G s G s s s s s ++=+++⋅ 243287926121918.6()()0.00123 1.46347.4c s s G s G s s s s s++=+++ 3.2验证已校正系统的性能指标根据校正后系统的开环传递函数，验证校正后系统的相角裕度。
编写MATLAB 源程序如下:num=[879,2612,1918.6];den=[0.00123,1.46,347.4,1,0]; %校正后系统参数[mag,phase,w]=bode(num,den)[gm,pm,wcg,wcp]=margin(mag,phase,w) %求系统校正后的稳定裕度 运行后得出校正后系统的相角裕度pm=86.4°，符合给定的相位裕度要求。
编写MATLAB 程序，绘制已校正系统的波特图，如图3-1所示。
相应的MATLAB 源程序如下:num=[879,2612,1918.6];den=[0.00123,1.46,347.4,1,0]; %校正后系统参数bode(num,den)grid %绘制校正后的波特图编写MATLAB 程序，绘制已校正系统的奈奎斯特曲线，如图3-2所示。
相应的MATLAB 源程序如下:num=[879,2612,1918.6];den=[0.00123,1.46,347.4,1,0]; %校正后系统参数nyquist(num,den) %绘制校正后的余奎斯特曲线图3-1 系统校正后的波特图图3-2 系统校正后的奈奎斯特曲线编写MATLAB程序，绘制已校正系统的单位阶跃响应曲线，如图3-3所示。
相应的MATLAB源程序如下:num=[879,2612,1918.6];den=[0.00123,1.46,347.4,1,0]; %校正后系统参数step(num,den)grid %绘制校正后的单位阶跃响应图3-3校正后的单位阶跃响应曲线4系统校正前后的性能比较4.1校正前后的波特图确定了校正网络的各种参数，经过验证已校正系统的技术指标，基本达到标准后，可以将校正前后的性能指标进行对比。