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：
??
?
?????????
?
?
??????+??
???
?
??????????????????????--=????????????????r a r p
v r p v
r p v r a r a
r N N L L Y r p
v N N N L L L g Y u Y Y r
p v
δδφθφδδδδδ00
000
1
000cos )
(00
（5.1-5）
有时用侧滑代替侧向速度比较方便，这两者之间的关系如下：
arctan
u v u v ?≈?=?β （5.1-6）
将式（5.1-5）改写为：
?????????
???
????
???????
?+????
?????
??????????????
?
??
?
?
????-
-=?
???
????????????r a r p
r p r p r a r a
r N N L L u Y r p N N N L L L u g u Y u Y u Y r p δδφβθφβ
δδδδδβ
ββ00000
1
00cos )
1(0
00
0 （5.1-7）
横向导数见表5.1-1 表5.1-1横向导数
横向运动的传递函数
将状态方程取拉普拉斯变换，再用克莱姆规则（Cramer rule ）就可以得到单输入/单输出（SISO ）的传递函数。
将式（5.1-7）取拉氏变换得：
ηB X A sI =-)( （5.1-8）
即
00
cos (1)
()()0
()0()01
0()()0
0r a
r a r p r v p r v p r
a r Y Y g Y s s u u u u p s L s L L r s N N s N s s Y u s L L s N N βδδδδδθβ?δδ??
---
-
????
???
?
??????---????
?---?
????????-??
??
????
?????=?
????????
????
（5.1-9）
令0=?a δ，利用克莱姆规则，可得到以方向舵r δ?为输入，)(s β?、)(s φ?、
)(s r ?为输出的传递函数。
)
12)(1)(1()1)(1)(1()
2)(1)(1()
1)(1)(1(0
1
00cos )1(0
1000cos )1()
()(2
2
32122
3
2
1
00
00000
000+++++++=
+++
+
+
+
+=
--------
-
-
-
------
-
-
=
?=??s T s T s T s T s T s T s T K s s T s T s T s T s T s A s
N s N N L L s L u g u Y u Y u Y s s
N s N N L L s L u g u Y u Y u Y N s s D D D S R r r r r D
D D S
R
r r r r r
p v
r p v r
p
r
p
r p r
p
lat
r r
r r r ξωωξθθδββββββββββδδδβ
δ
（5.1-10）
其中
β
δr N ——以r δ?为输入，)(s β?为输出的传递函数分子行列式；
lat ?——横侧向运动特征行列式；
r
A β——以r δ?（Rudder ）为输入，)(s β?为输出的传递函数的增益
1r T β，2r T β，3r T β——分子时间常数；
R T ——滚转阻尼（Roll Damping ）模态时间常数；
S
T ——螺旋（Spiral ）模态时间常数；
D ξ——荷兰滚（Dutch Roll ）模态阻尼比;
D ω——荷兰滚（Dutch Roll ）模态固有频率;
D D T ω/1=——荷兰滚（Dutch Roll ）模态的时间常数；
r K β——以r δ?（Rudder ）为输入，)(s β?为输出的传递函数的传递系数；
)
12)(1)(1()
1)(1()
2)(1)(1()
1)(1(0
10
00cos )1(00
10
)
1()
()(2
2
2122
2
1
00
0000000++++++=
+++
+
+
+
=
--------
-
--
--------
-
-
=?=??s T s T s T s T s T s T K s s T s T s T s T s A s
N s N N L L s L u g u Y u Y u Y s N N s N N L L L s L u Y u Y u Y u Y s N s s D D D S R r r r D
D D S
R
r r r r
p
v r p v r
p
r p
v
r p v r
p
lat
r r r r r ξωωξθδφφφφφφφβ
δδδβ
φ
δ
（5.1-11）
其中
φ
δr N ——以r δ?为输入，)(s φ?为输出的传递函数分子行列式；
r A φ——以r δ?为输入，)(s φ?为输出的传递函数的增益； 1r T φ，2r T φ——分子时间常数；
r K φ——以r δ?为输入，)(s φ?为输出的传递函数的传递系数。
)
12)(1)(1()12)(1()
2)(1)(1()2)(1(0
1
00cos )
1(0010
00cos )
()(2
2
222
2
2122
22222
1
00
00000
000+++++++=
+++
+
+++=
---------
--
------
-
-
=?=??D D D S R rr rr rr rr rr D
D D S
R
rr rr rr rr rr r
p
v
r p v r
p
p
v
p v p
lat
r
r T s T s T s T s T s T s T K s T s T s s s T s A s
N s N N L L s L u g u Y u Y u Y s N N N L L s L u g u Y u Y u Y s N s s r r r r r ξξωωξωωξθθδβ
δδδβ
δ
（5.1-12）
其中
r
r N δ——以r δ?为输入，)(s r ?为输出的传递函数分子行列式； rr A ——以r δ?（Rudder ）为输入，)(s r ?为输出的传递函数的增益； 1rr T ，2rr T ——分子时间常数；
2rr ξ——分子的阻尼比； 2rr ω——分子的固有频率；
rr K ——以r δ?（Rudder ）为输入，)(s r ?为输出的传递函数的传递系数。
同理可求出以a δ?为输入，β?，φ?和)(s r ?为输出的传递函数，其中系数的含义与上面相同。
)
2)(1)(1()2()
()(22
2
2D
D D S
R
lat
a s T s T s s s A N s s r a a a a a ωωξωωξδδδδδβ
δ+++
+
++=?=?? （5.1-13）
)
2)(1)(1()2()
()(22
2
2D
D D S
R
lat
a s T s T s s s A N s s a a a a a ωωξωωξδφφφφφφ
δ+++
+
++=?=
?? （5.1-14）
)
2)(1)(1()2)(1()
()(22
2
21
222D
D D S
R
ra lat
r
a s T s T s s s T s A N s s r a a a a a ωωξωωξδφφφφδ+++
+
+++=?=
?? （5.1-15）
5.2 横侧向近似 5.2.1滚动运动近似
副翼偏转主要引起滚转运动，且叠加一定程度的荷兰滚振荡运动。如果忽略荷兰滚运动的影响，认为副翼仅产生纯滚转运动，可列出动力学方程
x
x M I ∑=φ （5.2-1） 即
p p
L L I a a
x ???+
??=δδφ
（5.2-2）
其中
a a
L δδ??是副翼偏转引起的滚转力矩，
p p
L ???是滚转阻尼力矩，φ为滚转角。
因为滚转角速度p ?等于φ ?，所以有
p
p
L L p
I a a x ???+
??=?δδ （5.2-3）
令x a
I L L a
/δδ??=
，x p I p
L L /??=
，则有
p L L p p a a
?+=?δδ （5.2-4） 取拉普拉斯变换，得
)()()(s L s p L s a p a δδ=?- （5.2-5） )
()
()
(p a L s L s s p a -=
?δδ （5.2-6）
)
()
()
(p a L s s L s s a
-=
?δδφ （5.2-7）
5.2.2荷兰滚动近似
如果认为荷兰滚动方式主要由侧滑运动和偏航运动构成，则可以忽略滚动力矩方程，式5.1-7可简化为
??
?
???????????+????
????????
?
?????-
-=????????a r r r a r
r N N u Y r N N u Y u Y r δδββδδδβ
β0/)1(0
00
（5.2-8） 取取拉普拉斯变换，得
??
?
???????????=????
????????
?
?????
----
)()(0/)()()1(0
00
s s N N u Y s r s N s N u Y u Y s a r r r a r
r δδβδδδββ （5.2-9） 为了得到r δ?输入的传递函数，先令0=?a δ，利用克莱姆规则可得：
C
Bs As B s A N s N u Y u Y s N s N u Y u Y s s N s s r
r
r
r
DR r r r r +++=---
-
--
=
?=??2
0000
)
1()1(/)
()()
()(βββ
βδδβ
δδβ （5.2-10）
C
Bs As B s A N s N u Y u Y s N N u Y u Y s s s N s s r r r r
r DR r
r r T r +++=
---
-
--
=
?=??2
000
0)1(/)
()()
()(β
β
δβ
δβ
δδ （5.2-11）
令0=?r δ，同理可得到a δ?输入的传递函数，即
C
Bs As E s D s s N s s DR a a +++=
?=??2
)
()()
()(βββ
δδβ （5.2-12）
C
Bs As E s D s s N s s r r r DR r
a a +++=
?=??2
)
()()
()(δδ （5.2-13）
其特征方程为
0)(
)(0
00
02
=+-+
+-=?u N u Y N N Y s u N u Y s s r r r
DR β
βββ （5.2-14）
由此可得固有频率和阻尼比：
0u N u Y N N Y r r nDR β
ββω+-=
（5.2-15）
)(
210
0u N u Y r
nDR
DR +-
=βωξ （5.2-16）
5.2.3螺旋近似
为了获得近似的螺旋模态，略去侧力方程和φ?，由式5.1-7得
0=?+?r L L r ββ （5.2-17）
r N N r
r ?+?=?ββ （5.2-18） 由以上两式得
0=?-+?r L N L N L r
r
r β
ββ （5.2-19
这个方程的特征根为：
β
β
βλL N L N L r r -=
spiral （5.2-20）
其中稳定性导数βL （上反角效应）和r N （偏航速率阻尼）通常是负值，而βN （方向稳定性）和r L （偏航速率导致的滚转力矩）一般是正的量。
如果这些导数具有通常的符号，则对于螺旋模态安定下来的条件为
0>-ββN L N L r r
或
β
βN L N L r r >
可见增加上反角效应βL 或偏航阻尼r N 或两者同时增加都可以使螺旋模态稳定。
例5.2-1 已知 正常飞行状态
h(ft)=0;Ma=0.158; s ft V T /1760= W=2750lb 质心=29.5%MAC
2
1048ft slug I x ?=
2
3000ft slug I y ?=
2
3530ft slug I z ?=
0=xz I
参考几何尺寸
2
184ft S =
ft b 4.33= ft c 7.5=
气动导数
564.0-=βy C ，074.0-=βl C ，071.0-=βn C ，41.0-=lp C ，0575.0-=np C ，
107.0=lr C ，125.0-=nr C ，134.0-=a l C δ，0035.0-=a n C δ，157.0=r y C δ，
107.0=r l C δ，072.0-=r
n C δ，0=yp C ，0=yr C ，
计算纵向的特征值，将结果与横向近似的结果进行比较。 解：2
2320/8.36)/176)(/002378.0)(5.0(2
1ft lb s ft ft slug u Q ===
ρ
lb
ft ft lb QS 6771)184)(/8.36(2
2
==
)ft/s (72.444
.85)
564.0(67712
-=-?=
=
m
QSC Y y β
β
)(254.0176/72.44/1
0--=-=s u Y β
0176
4.852*******
=???=
=
mu QSC
Y yp
p
0=r Y
)(182.0176/2.32/1
0-==s u g
)s (02.161048
)
074.0(4.3367712
--=-??=
=
x
l I QSbC L β
β
)s (4.817610482)
41.0(4.33677121
-2
02
-=??-??=
=
u I C QSb L x lp p
)s (19.217610482107.04.33677121
-2
02
=????=
=
u I C QSb L x lr r
)s (49.43530
071
.04.3367712
-=??=
=
z
n I QSbC N ββ
)s (35.017635302)
0575.0(4.33677121
-2
02
-=??-??=
=
u I C QSb N z np p
)s (76.0176
35302)
125.0(4.33677121
-2
2
-=??-??=
=
u I C QSb N z nr r
把这些稳定性导数代入方程（5.1-5）得到稳定性矩阵，即
x A x
= 或
??
???
?
?????????????????
??
?
??------=????????????????φβφβr p
r p 000.0000
.11
000
.0000.076.035.0488.4000.019.24.802.16182.010254.0 求解下面的方程，可以获得特征值，即
0||=-A I λ
04205.0102.48982.13417.92
34=++++λλλλ
这特征方程的解，即特征值为
00877.0-=λ （螺旋模态）
435.8-=λ （滚动模态）
)335.2(487.0i ±-=λ （荷兰滚模态）
用近似式估算特征值
1
spiral 144.002
.1649
.419.2)76.0()02.16(--=-?--?-=
-=
s
L N L N L r r β
β
βλ
1
4.8--==s
L p roll λ
0)(
)(0
00
02
=+-++-=?u N u Y N N Y s u N u Y s s r r r
DR β
βββ
即
071.4102.12
=++λλ
)109.2(51.0i DR ±-=λ
s rad nDR /17.2=ω
254.0=DR ξ
5.3 稳定性导数对横侧向运动模式的影响
表5.3-1总结了稳定性导数对横侧向运动的影响。
表 5.3-1 对侧向模态有最大影响的稳定性导数一览表The Stability Derivative Having the Largest Effects on the Lateral modes
5.4 MATLAB 应用举例
例 5.4-1在上例中，补充，r y C δ=0.157，a
δl C =-0.134，r
δl C =0.107，a
n δC =-0.0035，
r n δC =-0.072。
071.0176
4.85157.06771/0
=??=
=
u m QsC
u Y r
y r δδ
92.281048
)
134.0(4.336771)s (2
-a
-=-??=
=
x l I QSbC L a δδ
09.231048
107
.04.336771)s (2
-r
=??=
=
x l I QSbC L r δδ
224.03530
)
0035.0(4.336771)s (N 2
-n a
-=-??=
=
z I QSbC a δδ
61.43530
)
072.0(4.336771)s (2
-n r
-=-??=
=
z
I QSbC N r δδ
因为
????????????
???
?
?????
???+??????????????????????
??
??
?
?
???
?-
-=?
???????????????r a r p
r p r p r a
r a
r N N L L u Y r p N N N L L L u g u Y u Y u Y r p δδφβθφβ
δδδδδβ
β
β00
000
1
00cos )
1(0
00
00
所以有
??
?
?????????
?
?
?????
?
--
-
+???????????????????????
??
?
??------=????????????????r a r p r p δδφβφβ00
61.4224.009.2392.28071.00000.00
1
000
.0000.076.035.0488.4000.019.24.802.16182.010254.0
MA TLB
>> A=[-0.254 0 -1 0.182;-16.02 -8.4 2.19 0;4.488 -0.35 -0.76 0;0 1 0 0]; >> B=[0 0.071;-28.92 23.09;-0.224 -4.61;0 0]; >> C=[1 0 0 0;0 1 0 0;0 0 1 0;0 0 0 1]; >> D=[0 0;0 0;0 0;0 0]; >> eig(A)
ans =
-8.4328 -0.4862 + 2.3336i -0.4862 - 2.3336i -0.0089
>> x0=[1/57.3;0;0;0]; >> initial(A,B,C,D,x0,10)
>> T=0:0.05:8;
>> impulse(A,B,C,D,1,T)
impulse(A,B,C,D,2,T)
例5.4-2
??
?
?????????
?
?
???
???--+???????????????????????
??
?
??-----=????????????????r a r p r p δδφβφβ00
362.1395
.0576.0276
.270116.00
000.00
1
000
.0000.0089.0065.0382.3000.0172.0699.1546.40485.0100829.0
>> A=[-0.0829 0 -1 0.0485;-4.546 -1.699 0.172 0;3.382 0.065 -0.089 0;0 1 0 0]; >> B=[0 0.116;-27.276 0.576;0.395 -1.362;0 0]; >> C=[1 0 0 0;0 1 0 0;0 0 1 0;0 0 0 1]; >> D=[0 0;0 0;0 0;0 0]; >> eig(A) ans =
-0.0911 + 1.8322i -0.0911 - 1.8322i -1.6903 0.0015
>> T=0:0.05:50; >> impulse(A,B,C,D,1,T)
impulse(A,B,C,D,2,T)
飞行器控制系统设计
课程设计任务书 学生姓名： 李攀 专业班级： 自动化0804 指导教师： 谭思云 工作单位： 自动化学院 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(4000)(+= s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 008.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于85度。 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） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： （1） 课程设计任务书的布置，讲解 （一天） （2） 根据任务书的要求进行设计构思。（一天） （3） 熟悉MATLAB 中的相关工具（一天） （4） 系统设计与仿真分析。（四天） （5） 撰写说明书。 （两天） （6） 课程设计答辩（一天） 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，设计自动控制系统，既要保证所设计的系统有良好的性能，满足给定技术指标的要求，还有考虑方案的可靠性和经济性。本说明书介绍了在给定的技术指标下，对飞行器控制系统的设计。为了达到给定要求，主要采用了串联之后—超前校正。 在对系统进行校正的时候，采用了基于波特图的串联之后—超前校正，对系统校正前后的性能作了分析和比较，并用MATLAB进行了绘图和仿真。对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方法更为方便。 关键词：飞行器控制系统校正 MATLAB
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飞机操纵系统发展历程和典型飞机操纵系统分析 学生： 学号： 摘要 本文简要的叙述了飞机操纵系统的发展，主要阐述了几个典型飞机操纵系统的产生和具体结构。早期的简单机械系统即可达到飞行的要求，但随着飞机速度和机动性要求的不断提高，飞机操纵系统的性能也不断完善。飞机操纵系统经历了简单机械系统、控制增稳系统、电传操纵系统和光传操纵系统这几个阶段。最后飞机操作系统的每一次改变都是航空发展史上的伟大进步。 关键词：机械操纵系统、控制增稳系统、电传操纵系统、光传操纵系统 Aircraft control system development process and typical aircraft control system analysis Student: Liu He Student ID: 11031182 Abstract This article briefly describes the development of aircraft control systems, mainly on the production and the specific structure of several typical aircraft control systems. Early flight can be achieved by a simple mechanical system, but with the constant increase in air speed and maneuverability, performance aircraft control systems are constantly
(完整版)航空概论
飞行器：在地球大气层内飞行和在地球大气层外空间飞行的器械之总称。 飞艇：有动力装置、可控制飞行的轻于空气额航空器。 声速：声速是弱扰动波的传播速度。 阻力：阻力是与飞行方向相反的空气动力分量。 最大平飞速度：最大平飞速度是指一架水平飞行的飞机在一定的距离内，发动机推力最大时，所能达到的最大平衡速度。 最小平飞速度：最小平飞速度是指飞机保持平飞所必需的最低速度。 起飞阶段：地面滑跑——离地——爬升降落阶段：下滑——拉平——平飘——滑跑 战斗机的主要任务是消灭空中和地面敌机、夺取制空权。按重量可分为轻型战斗机和重型战斗机。 轻于空气的航空器：气球、飞艇重于空气的航空器：固定翼航空器、旋翼航空器、其他航空器；固定翼航空器：滑翔机、伞翼机、飞机；旋翼航空器：直升机、旋翼机。 飞机按用途来分类：军用飞机、民用飞机、研究机。飞机飞行必经起飞和着陆两个阶段。小速度着陆很平稳，大速度着陆不舒服。 速度和风的关系：空气动力和物体的运动速度密切相关，遵守相对运动原理、连续性原理、伯努利定理。 阻力可分为摩擦阻力和压差阻力两种。阻力是与飞行方向相反的空气动力分量。 垂直机动性：爬升性能、俯冲性能。 飞机的升限有两种：一种是理论升限，一种是实用升限。飞机上既有升力也有阻力。 平尾上的升降舵、垂尾上的方向舵和机翼上的副翼，是飞机上的三个主要操纵面。有飞机的横向操纵、飞机的纵向操纵、飞机的航向操纵。 飞机就不再能保持平飞，开始飘飞，直至坠下与地面接触，开始地面滑行。（机翼升力〈飞机重力飞机不再保持平飞） 气流通过激波时，速度骤然下降，压力、密度和温度骤然升高，但总温保持不变。 要使飞机稳定平飞，重力要等于升力。 冲压发动机没有涡轮和压气机，依靠高速迎面气流进入发动机后的减速来实现空气增压，然后在燃烧室中与燃料混合并燃烧，最后经尾喷管高速喷出而产生推力。 压气机的作用是提高进入燃烧室的空气的压力。 降低翼根弯距用于大型飞机。增大升力系数用于轻型飞机。 航空武器采用固体火箭发动机，速度高，但射程较短。采用涡喷/涡扇发动机射程较远，但速度较低。 利用前翼和机翼之间有利的涡干扰又可增大飞机升力，这些都有利于改善飞机的机动性。 燃气涡轮发动机分为涡轮喷气、涡轮风扇、涡轮螺旋桨、桨扇和涡轮轴发动机。燃气涡轮发动机主要由进气口、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。 流体的状态参数：速度、温度、压力、密度；理想流体流速大的地方压强低，流速小的地方压强高；p+1/2p（密度）v平方=常数 飞机按用途来分类：军用飞机、民用飞机、研究机。教练机可分为：初级教练机、中级教练机、高级教练机。 直接反作用装置包括：火箭发动机、组合发动机、冲压发动机、涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机。 航空燃气涡轮发动机的主要性能指标有：推力/功率、推重比/功重比、耗油率；主要设计参数有：增压比、涡轮进口温度和涵道比等；衡量可靠性、耐久性的指标有：翻修寿命、空中停车率、机上时间、航班整点率。 发动机在飞机上的安装位置：1、安装在机身内2、安装在机翼下吊舱内3、安装在翼根内
飞行控制系统
飞行控制系统 为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。 关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ 0 引言 飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。 1 飞控系统总体设计
飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。 飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。飞行控制系统原理框图见图1。 由上述分析易知，飞行控制系统主要由飞行控制器、传感器(或敏感元件)、舵机3部分组成。无人机飞行控制系统的基本架构如图2所示。
飞行控制系统设计
(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);
nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。 二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1
飞行控制系统简介
自动飞行控制系统 飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性，提高飞机飞行性能和完成任务的能力，增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。 深圳市瑞伯达科技有限公司，致力于成为全球无人机飞行器领导品牌，是智能化无人机飞行器及控制系统的研制开发的专业厂商，生产并提供各行业无人机应用的解决方案。产品线涵盖各种尺寸多旋翼飞行器、专业航拍飞行器、无人机飞行控制系统、无人机地面站控制系统、高清远距离数字图像传输系统、专业级无线遥控器、高精飞行器控制模块及各类飞行器配件 飞行器的自动飞行一、问题的提出早在重于空气的飞行器问世时，就有了实现自动控制飞行的设想。1891年海诺姆．马克西姆设计和建造的飞行器上安装了用于改善飞行器纵向稳定性的飞行系统。该系统中用陀螺提供反馈信号，用伺服作动器偏转升降舵。这个设想在基本概念和手段上与现代飞行自动控制系统有惊人的相似，但由于飞机在试飞中失事而未能成为现实。 60年代飞机设计的新思想产生了，即在设计飞机的开始就考虑自动控制系统的作用。基于这种设计思想的飞机称为随控布局飞行器（Control Configured Vehicle 简称CCV）。这种飞机有更多的控制面，这些控制面协同偏转可完成一般飞机难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能。 飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为人工飞行控制系统。最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统，称为自动飞行控制系统。自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备，包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息，用于控制、导引和模态转换。飞控计算机是飞控系统的“大脑”，用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。作动器是飞控系统的执行机构，用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等，以产生控制飞机运动的力和力矩。自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测，以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。信息传输链用于系统各部件之间传输信息。常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接，不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。 自动飞行控制系统由自动驾驶仪、自动油门杆系统、自动导航系统、自动进场系统和自动着陆系统、自动地形跟随/回避系统构成。 RIBOLD瑞伯达科技有限公司,致力于成为全球飞行影像系统独家先驱，其产品线涵盖无人机飞行控制系统及地面站控制系统、影视航拍飞行平台、商用云台系统、高清远距离数字图像传输系统、无线遥控和成像终端及模型飞行器产品,多旋翼飞行器和高精控制模块。 RBD瑞伯达坚持创新, 以技术和产品为核心，通过完美的产品带来前所未有的飞行体验。我们的目标是做世界一流的无人机企业，为我们的客户提供一流的产品和服务!
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。
飞行器控制系统课程设计
课程设计任务书 学生姓名：________ 专业班级： _______________ 指导教师：_______ 工作单位： ____________ 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： G（s） -^500^ s（s 361.2） 控制系统性能指标为调节时间0.01s，单位斜坡输入的稳态误差 0.000521，相角裕度大于84度。 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）设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2）画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3）用Matlab画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4）对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab源程序或Simulink仿 真模型，说明书的格式按照教务处标准书写 时间安排：
指导教师签名： 系主任（或责任教师）签名: 目录 1串联滞后—超前校正的原理............ 错误! 未定义书签。 2 飞行器控制系统的设计过程. ................. 错误! 未定义书签。 2.1 飞行器控制系统的性能指标............... 错误! 未定义书签。 2.2 系统校正前的稳定情况................. 错误! 未定义书签。 2.2.1 校正前系统的波特图............. 错误! 未定义书签。 2.2.2 校正前系统的奈奎斯特曲线 (2) 2.2.3 校正前系统的单位阶跃响应曲线......... 错误! 未定义书签。 2.3 飞行器控制系统的串联滞后—超前校正 (4) 2.3.1 确定校正网络的相关参数 (4) 2.3.2 验证已校正系统的性能指标 (6) 2.4 系统校正前后的性能比较 (8) 2.4.1 校正前后的波特图 (8) 2.4.2 校正前后的奈奎斯特曲线 (9) 2.4.3 校正前后的单位阶跃响应曲线 (11) 3 设计总结与心得体会 (12) 参考文献 (13)
航空概论试题
航空概论试题 一、绪论部分 1、何谓国际标准大气？ 因为大气物理性质（温度、密度、压强等）是随所在地理位置、季节和高度而变化的，为了在进行航空器设计、试验和分析时所用大气物理参数不因地而异，也为了能够比较飞机的飞行性能，所建立的统一标准。它也是由权威机构颁布的一种“模式大气”。 叫做国际标准大气。 2、何谓飞机机翼的展弦比？根梢比？ 展弦比：翼展l和平均几何弦长bav的比值叫做展弦比，用λ表示，其计算公式可表示为：λ＝ l / bav。同时，展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。 根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，一般用η表示，η＝b0/b1。 3、简答：大气层如何分层，各有什么特点？适合飞机飞行的大气 层是哪层？ 以大气中温度随高度的分布为主要依据，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层。（ 1 ）对流层温度随高度而降低，空气对流明显，集中了全部大气质量的约 3/4 和几乎全部的水气，是天气变化最复杂的层次，其厚度随纬度和季节而变化，低纬度地区平均 16-18km ，中纬度地区平均 10-12km ，高纬度地区平均 8-9km 。（ 2 ）平流层位于对流层之上，顶部到
50-55km ，随着高度增加，起初气温不变或者略有升高；到20-30km 以上，气温升高很快，可到 270k-290k ；平流层内气流比较稳定，能见度好。（ 3 ）中间层， 50-55km 伸展到 80-85km ，随着高度增加，气温下降，空气有相当强烈的铅垂方向的运动，顶部气温可低至 160k-190k 。（ 4 ）热层，从中间层延伸到 800km 高空，空气密度级小，声波已难以传播，气温随高度增加而上升，空气处于高度电离状态。（ 5 ）散逸层，是地球大气的最外层，空气极其稀薄，大气分子不断向星际空间逃逸。 飞机主要在对流层上部和同温层下部活动。 4、第一架飞机诞生的时间是哪一天？ 1903年12月17日 5、目前世界上公认的第一个提出固定机翼产生升力理论的人是 谁？哪个国家的？ 乔治·凯利，英国 6、飞行器一般分为几类？分别是什么？ 三类：航空器；航天器；火箭和导弹 7、率先解决滑翔机的稳定和操纵方法的人是谁？哪个国家的？ 李林达尔,德国 8、我国主要的飞机设计单位有哪些？其代表作品和内部代号是 什么？ 601所沈阳飞机设计研究所歼八各型 602所中国直升机设计研究所（景德镇）直升机
飞行器控制系统设计
学号： 课程设计 题目飞行器控制系统设计 学院自动化学院 专业自动化 班级自动化1002班 姓名 指导教师肖纯 2012 年12 月19 日
课程设计任务书 学生姓名： 专业班级：自动化1003班 指导教师： 肖 纯 工作单位： 自动化学院 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 K s G 要求设计控制系统性能指标为调节时间ts 008.0≤秒，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于75度。 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） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统 的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 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
随着经济的发展，自动控制技术在国民经济中发挥着越来越重要的作用。自动控制就是在没有人的参与下，系统的控制器自动的按照人预订的要求控制设备或过程，使之具有一定的状态和性能。在实际中常常要求在达到制定性能指标的同时能更加节约成本、能具有更加优良的效果。本次飞行器设计中，采用频域校正的方法使系统达到指定的性能指标，同时采用matlab仿真软件更加直观的进行仿真分析和验证。 在此设计中主要采用超前校正的方法来对系统进行性能的改进，通过分析、设计、仿真、写实验报告书的过程，进一步加深了对自动控制原理基本知识的理解和认识，同时通过仿真系统的奈奎斯特图、bode图、单位阶跃响应曲线，进一步理解了系统的性能指标的含义，同时也加深了对matlab仿真的掌握，培养了认识问题、分析问题、解决问题的能力。
课程设计---飞行器控制系统设计
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 K s 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 2 n n 1361.2e 0.000521lim ()s SG s ζ ωω→= =≤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 0.005e δ=>
无人机飞行安全操作规范
新和莱特无人机飞行操作规范 一、目的： 为了使无人机在操作飞行的过程中，安全、高效、稳定的飞行，通过个个细节的把控，做到各项检查指标参数处于正常值或者正常值以上，方可起飞。二、范围： 规范试用于，新和莱特下属技术部门以及售后售前部门，所有技术人员和飞手。 三、内容： （一）飞行前的检查： 飞行前调试流程必须做到位，不得忽略调试流程的任何一个细节，在操作无人机飞行前应对无人机的各个部件做相应的检查，无人机的任何一个小问题都有可能导致在飞行过程中出现事故或损坏。因此在飞行前应该做充足的检查，防止意外发生。 外观机械部分： 1、上电前应先检查机械部分相关零部件的外观，检查螺旋桨是否完好，表面是否有污渍和裂纹等（如有损坏应更换新螺旋桨，以防止在飞行中飞机震动太大导致意外）。检查螺旋桨旋向是否正确，安装是否紧固，用手转动螺旋桨查看旋转是否有干涉等。 2、检查电机安装是否紧固，有无松动等现象（如发现电机安装不紧固应停止飞行，使用相应工具将电机安装固定好）用手转劢电机查看电机旋转是否有卡涩现象，电机线圈内部是否干净，电机轴有无明显的弯曲。 3、检查机架是否牢固，螺丝有无松动现象。 4、检查药箱转动是否有漏水口，药箱固定座是否安装牢固。 5、检查飞行器电池安装是否正确，电池电量是否充足。 6、检查飞行器的重心位置是否正确。
电子部分（此项为飞机出厂检查）： 1、检查各个接头是否紧密，插头不焊接部分是否有松动、虚焊、接触不良等现象（杜邦线，XT60，T插头，香蕉头等）。 2、检查各电线外皮是否完好，有无刮擦脱皮等现象。 3、检查电子设备是否安装牢固，应保证电子设备清洁，完整，并做好一些防护（如防水、防尘等）。 4、检查电子罗盘指向是否和飞行器机头指向一致。 5、检查电池有无破损，鼓包胀气，漏液等现象。 6、检查地面站是否可，地面站屏幕触屏是否良好，各界面操作是否正常。 上电后的检查： 1、上电后，地面站与飞机进行配对，点击地面站设置里的配对前，先插电源负极，点击配对插上正极，地面站显示配对即可。 2、电池接插方法，要注意是串联电路还是并联电路，以免差错，导致电池烧坏或者是飞控烧坏。 3、配对成功以后，先不装桨叶，解锁轻微推动油门，观察各个电机是否旋转正常。 4、检查电调指示音是否正确LED指示灯闪烁是否正常。 5、检查各电子设备有无异常情况（如异常震动，异常声音，异常发热等）。 6、确保电机运转正常后，可进行磁罗盘的校准，点击地面站上的磁罗盘校准，校准方法见飞机使用教程。 7、打开地面站，检查手柄设置是否为美国手，检查超声波是否禁用，飞机的参数设置是否符合要求。 8、调试完成后，将喷杆安装在飞机左右两侧，插紧导管，通电测试喷洒系统是否运转正常。 9、测试飞行，以及航线的试飞，观察飞机在走航线的过程中是否需要对规划
飞机各个系统的组成及原理
一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。
左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生
变体飞行器控制系统综述
第30卷 第10期航 空 学 报 Vol 130No 110 2009年 10月ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUT ICA SINICA Oct. 2009 收稿日期:2008208212;修订日期:2008212205 基金项目:国家自然科学基金(90605007);南京航空航天大学博 士生创新基金((B CXJ06208) 通讯作者:何真E 2mail:hezhen@https://www.360docs.net/doc/885173275.html, 文章编号:100026893(2009)1021906 206变体飞行器控制系统综述 陆宇平,何真 (南京航空航天大学自动化学院,江苏南京 210016) A Survey of Morphing Aircraft Control Systems Lu Yuping,H e Zhen (College of Automation Engineering,Nanjing Universit y of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China) 摘 要:介绍了变体飞行器控制系统和涉及的控制理论问题。分析了变体飞行器的控制系统,指出变体飞行器的控制系统由变形控制层和飞行控制层组成。对变体飞行器的硬件结构和变体飞行器控制方法的研究现状进行了阐述。分析了集中式和分布式两种变形机械结构以及控制系统体系结构,提出采用总线网络连接变形结构的分布式元件。总结了变体飞行器需深入研究的变形控制和飞行控制问题,包括大尺度变体飞行器的飞行控制问题,通信受约束的大数目的驱动器的协调控制问题。关键词:变体飞行器;变形控制;飞行控制系统;分布式控制;网络控制中图分类号:V249 文献标识码:A Abstr act:The control system and r elated cont rol theor y of morphing aircraft a re introduced.The cont rol sys 2tem of mor phing air cr aft is analyzed.I t is shown that the system consists of a shape cont rol loop and a f light cont rol loop.Advances in the mechanical structures and contr ol appr oaches of mor phing aircraft ar e discussed.The centra lized mechanica l morphing structur e,the distributed mechanical morphing st ructur e,and the contr ol system structure are analyzed.It is pr oposed that the distr ibuted components in a morphing st ructur e should be connected through a bus net work.F utur e work in the shape contr ol and flight control of morphing aircraft is summar ized,including the flight contr ol of large 2scale shape air craft,cooperat ive contr ol of large numbers of actuators under communication constraints. Key words:morphing aircraft;sha pe control;flight control systems;distr ibuted control;networked contr ol 变体飞行器能根据飞行环境和飞行任务的变化,相应地改变外形,始终保持最优飞行状态,以满足在变化很大的飞行环境(高度、马赫数等)里执行多种任务(如起降、巡航、机动、盘旋、攻击等) 的要求。变体飞行器还能够改善飞行器空气动力学性能,增加续航时间,用能连续、光滑变形的变形结构代替传统操纵面,提高隐身性能。由于具有这些优势,变体飞行器得到了各国的重视。目前,已开展过的或正在开展的变体飞行器项目有 [125] :美国的AFTI/F111自适应机翼项目,主动 柔性翼(AFW)计划,智能机翼(Smart Wing)项目 和近期启动的变形飞机结构(MAS)项目;欧洲的3AS(Active Aeroelastic A ir craft Structures)研究项目等。 与传统飞行器相比,变体飞行器最特殊之处在于它具有变形结构。这给气动、材料、结构、控 制和优化等多个学科提出了一系列有待研究的问题。在控制学科方面,变形结构的分布式驱动特性以及变形引起的飞行器模型的不确定性和非线性等都引出了许多具有挑战性的研究课题。本文总结与思考了变体飞行器的控制体系结构设计和控制理论研究,提出了需深入研究的变形控制和飞行控制方面的问题。 1 工作原理 变体飞行器的控制系统可分为两个层次,如图1所示。第1层可称为变形控制系统,对变形结构进行控制,即实现变形控制;第2层可称为飞行控制系统,控制整个飞行器的飞行状态,即实现飞行控制。 变体飞行器的变形结构是使变体飞行器实现/变体0的部件。为了获得高气动效率,变体飞行器的变形应该是连续的、光滑的,因此,大部分变形结构由大数量的分布式驱动单元组成。变形结构可以是分布式作动器驱动的机械连杆结构(驱
飞行器动力工程导论
飞行器动力工程导论 ————课程作业 姓名：学号： 学院：专业：
1、谈谈你对我校飞行器动力工程专业的认识 （1）作为我校在网络上推荐指数较高的专业之一的飞行器动力工程专业，是我校的特色专业，同时作为天津市的品牌专业，它以航空维修工程为特色，培养适应国内外现代民航发展需求，具备较高思想政治素质，掌握系统的航空发动机专业知识和扎实的航空维修及管理理论基础，具有较强的实际操作能力和严谨的工作作风，了解民航发展动态，能够从事航空发动机的运行监控、故障诊断、维护修理及维修管理等相关技术、管理工作，宽口径、厚基础、强能力、高素质，具有创新精神，德、智、体、美全面发展的应用型高级工程技术人才和管理人才。（2）飞行器动力工程专业属于典型的工科专业，它分为两个方向：航空动力工程专业方向和航空器工程专业方向。其所涉及的课程包括：电工学、机械设计基础、工程热力学、气体动力学、航空发动机原理、航空发动机构造、航空发动机控制、机务工程英语、航空维修工程管理、发动机机队管理、航空发动机强度与振动、发动机状态监控与故障诊断、航空发动机维修技术、发动机失效分析、飞机结构与系统等。 （3）飞行器动力工程专业前景：中国的航空科学发展较晚，飞行器知识大部分源于国外，中国的航空技术还有许多不完善、有待改进或者创造的地方。中国急需航空技术人才，尤其是经过系统培训的高级应用型国际人才。因此航空技术职业市场广阔 （4）飞行器动力工程专业所培养的人才目标：了解民用航空科学与技术的前沿及发展趋势，具备较强的工程实践能力和严谨的工作作风。通过本专业的培养，使学生能够胜任民用航空器维修、制造、运行监控、故障诊断及维修管理等相关工程技术和管理工作，成为宽口径、厚基础、强能力、高素质，具有创新精神，德、智、体、美全面发展的高级工程技术人才和管理人才。为中国民航业培养和提供大批优秀的机务工程和管理人才，不断为民航业输送新鲜血液，推进中国民航业的快速发展。 （5）飞行器动力工程专业就业方向：航空公司运行、维护和技术管理部门、机场、航空器维修企业、适航管理部门以及高校、飞行器设计与制造与航空科研院所等单位，也可以继续攻读本专业或相关交叉学科的硕士学位。
自动飞行控制系统电子讲稿第一部分
学习情景1 课程导论 1.飞行控制系统发展概述 自动飞行控制系统已有100多年的研制历史，早在有人驾驶飞机出现之前，自动飞行装置即已出现。 1.1方向稳定器 1873年，法国雷纳德（C.C.Renard）无人多翼滑翔机的方向稳定器。 1.2 电动陀螺稳定装置-姿态稳定 1914年，美国的爱莫尔·斯派雷（Eimer Sperry）研制成功第一台可以保持飞机稳定平飞的电动陀螺稳定装置，该装置利用陀螺的稳定性和进动性，建立一个测量基准，用来测量飞机的姿态，它和飞机的控制装置连在一起，一旦飞机偏离指定的状态，这个机构就通过飞机的控制装置操纵飞机的舵面偏转使飞机恢复到原来的状态。 1.3 自动驾驶仪 20世纪30年代出现了可以控制和保持飞机高度、速度和航迹的自动驾驶仪。 第二次世界大战促使自动驾驶仪等设备得到进一步发展，由过去气动-液压到全电动，由三个陀螺分别控制三个通道改用一个 或两个陀螺来操纵飞机，并可作机动、爬高及自动保持高度等。 二次大战期间，美国和原苏联相继研制出功能较完善的电气式自动驾驶仪C-1和其仿制品A∏-5； 德国在二战后期研制成功飞航式导弹V-1和弹道式导弹V-2，
更进一步促进了飞行自动控制装置的研制和发展。 20世纪50年代后，和导航系统、仪表着陆系统相联，自动驾驶装置实现了长距离自动飞行和自动着陆。 1.4 自动飞行控制系统 1947年成功突破音障后，飞机的飞行包线（飞行速度和高度的变化范围）扩大，越来越复杂的飞行任务对飞机性能的要求也越来越高，仅靠气动布局和发动机设计所获得的飞机性能已经很难满足复杂飞行任务的要求。因此，借助于自动控制技术来改善飞机稳定性的飞行自动控制装置（如增稳系统）相继问世，在此基础上，自动驾驶仪的功能得到进一步的扩展，发展成为自动飞行控制系统（AFCS）。 20世纪60年代，产生了随控布局飞行器（congtrol configured vehicle--CCV）的设计思想。 20世纪60年代前的以模拟电路或模拟计算机为主要计算装置的飞行控制系统，逐渐发展成为现在已普遍应用的数字式飞行控制系统，这也为新技术应用和更复杂更完善系统的综合提供了实现的可能性。例如： 主动控制技术（active control technology—ACT）； 余度技术 容错控制技术 20世纪80年代得到迅速发展的火/推/飞综合控制系统等。 20世纪70年代中期，由于计算机的应用使自动驾驶仪和飞机的指引系统组成一个综合系统，使飞机的各种传感器数据、指
飞行器控制系统课程设计
文档来源为:从网络收集整理.word 版本可编辑.欢迎下载支持. 课程设计任务书 学生姓名： 专业班级： 指导教师： 工作单位： 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 K s 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84度。 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） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统 的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿 真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 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
目录 1串联滞后—超前校正的原理...................... 错误!未定义书签。2飞行器控制系统的设计过程................ 错误!未定义书签。 2.1飞行器控制系统的性能指标 ...................... 错误!未定义书签。 2.2系统校正前的稳定情况 .......................... 错误!未定义书签。 ............................................. 错误!未定义书签。 (2) ............................................. 错误!未定义书签。 2.3飞行器控制系统的串联滞后—超前校正 (4) (4) (6) 2.4系统校正前后的性能比较 (8) (8) (9) (11) 3设计总结与心得体会 (12) 参考文献 (13)
飞行器控制系统设计
课程设计名称：自动控制原理课程设计题目：飞行器控制系统设计 专业：电气工程及其自动化 班级： 11级一班 姓名： *** 学号： *************
控制系统的时域性能指标为： 单位斜坡输入的稳态误差0.000443 2. 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。 三、设计计划： 1.查阅相关资料 2.确定设计方案 3.进行设计并定稿 4.进行可行性分析及电脑仿真 5.进行电脑输入录出 四、设计要求： 飞行器控制系统的开环传递函数为： 指导教师： *** 教研室主任：*** 2011年12月19日 中国矿业大学银川学院 课程设计成绩评定表
3 摘要 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 MATLAB 。 目录 1 设计分析 (6) 1.1系统分析 (6)
1.1.1系统时域分析 (7) 1.1.2系统频域分析 (8) 1.2 二阶系统性能改善方法选择 (9) 1.2.1 比例-微分控制（PD控制） (9) 1.2.2 测速反馈控制 (9) 1.2.3 校正选择 (10) 2 设计方案 (11) 2.1 校正后的系统结构图 (11) 2.2 系统参数的选取 (11) 2.3 校正前后的系统比较 (13) 3心得体会 (14) 参考文献 (15) 飞行器控制系统设计