直升机控制系统实验报告
无人直升机飞行控制系统设计报告
无人直升机飞行控制系统设计报告摘要：本文介绍了用于无人直升机控制的飞行控制系统结构和分部分的主要性能，详细阐述了系统设计方案以及设计思想。
一整体系统描述整个系统可以分为机载部分和地面部分，机载部分负责维持飞机的稳定飞行并提供图像信息给地面部分，地面部分根据飞机的状态以及得到的图像信息作出下一步飞行的目标规划并发送给机载部分，同时为了确保安全，防止自主飞行机构失控，添加了可由操作手控制的控制器。
地面部分与机载部分之间有两条数据链路——负责传送图像和传送飞行状态和指令。
图像传送的数据链路通过购买成品解决，另外负责传送飞行状态和指令的部分也已经有方案可以解决（目前正在开发的部分虽然包括扩频通信，但是由于技术原因不能确保在比赛中的可用性，所以这部分只是作为研究性的项目）。
地面部分可以分为地面站和图像处理平台，前者与机载飞行控制器通讯以发送控制命令并获得飞机状态信息，后者获取机载摄像头的图像并做处理以搜寻比赛目标。
机载部分将在后一部分详述。
二飞机内部系统描述为了完成自主飞行任务，飞机需要相关功能部件完成对飞机状态信息的采集、对执行部分的控制以及对地面站命令的响应等功能。
在无人机上，替代飞行员或操作手完成飞行任务的自主机构包括图像设备、飞控模块、高度测量、舵机控制、数据链路以及航姿仪等，如下图所示：图像设备飞控模块高度测量舵机控制数据链路航姿仪各个模块之间相对独立，均可单独完成一定的功能，模块之间的相互连接采用总线实现，硬件上采用PC104标准，便于安装和系统集成。
虽然采用的总线是较可靠的通讯标准，但是在直升机实际飞行的环境中存在震动、电磁等干扰因素，可能影响到数据传输的可靠性，为了保证正确的数据传输，采用了两套互为备份的总线系统——422总线和CAN总线。
422总线为现有UAV系统采用的标准，具有技术较成熟的优势；CAN总线对于数据包的传送更为方便，克服了422只能采用主从模式以及工作在轮询模式的缺点，并且具有更高的数据传输速度，是一种较新的标准，使用CAN总线也是对系统方案升级的尝试。
飞机操纵系统实习报告
一、实习背景随着航空工业的不断发展，飞机操纵系统作为飞机安全运行的重要保障，越来越受到人们的关注。
为了深入了解飞机操纵系统的原理和结构，提高自身的专业素养，我于近期参加了飞机操纵系统实习。
二、实习内容本次实习主要围绕以下几个方面展开：1. 飞机操纵系统概述首先，我们了解了飞机操纵系统的基本概念、作用及分类。
飞机操纵系统主要包括纵向操纵系统、横向操纵系统和航向操纵系统，它们分别负责飞机的俯仰、滚转和偏航运动。
2. 飞机操纵系统组成及工作原理在了解了飞机操纵系统概述后，我们进一步学习了其组成及工作原理。
以纵向操纵系统为例，它主要由驾驶杆、手操纵机构、传动机构、舵面等组成。
飞行员通过操纵驾驶杆，使手操纵机构产生相应的信号，传动机构将信号传递至舵面，从而实现飞机的俯仰运动。
3. 飞机操纵系统类型及特点实习过程中，我们学习了不同类型飞机操纵系统的特点。
例如，电传操纵系统具有高可靠性、良好的操纵性能和较小的维护成本；液压操纵系统具有较大的操纵力矩和较长的使用寿命。
4. 飞机操纵系统故障分析与排除为了提高应对飞机操纵系统故障的能力，我们学习了故障分析及排除方法。
通过分析故障现象，找出故障原因，并采取相应的措施进行排除。
三、实习体会通过本次实习，我深刻认识到飞机操纵系统在飞机安全运行中的重要性。
以下是我在实习过程中的几点体会：1. 理论与实践相结合在实习过程中，我深刻体会到理论知识与实践操作的重要性。
只有将理论知识与实际操作相结合，才能更好地掌握飞机操纵系统的原理和结构。
2. 安全意识飞机操纵系统故障可能导致严重后果，因此在实习过程中，我始终保持着高度的安全意识，严格遵守操作规程。
3. 团队协作在实习过程中，我学会了与团队成员协作，共同完成各项任务。
这使我认识到团队协作在完成工作过程中的重要性。
4. 持续学习航空工业发展迅速，飞机操纵系统技术也在不断更新。
因此，我意识到持续学习的重要性，以便跟上行业发展的步伐。
三自由度直升飞机系统实验报告5_13_9_39
目录摘要 (1)第一章实验目的 (2)第二章自动控制理论 (2)2.1自动控制 (2)2.2PID控制器 (2)第三章直升机系统 (3)3.1实验装置 (2)3.2建模和仿真 (2)3.3PID控制实验 (2)第四章总结 (5)4.1控制系统的仿真和实验 (5)4.2不足与展望 (5)第五章人员分工 (5)参考文献 (5)摘要三自由度实验室直升机模型是典型的高阶多输入输出系统, 具有较强的通道耦合和非线性特性, 其俯仰, 倾斜和旋转三轴运动方程, 能够部分模拟实际直升机的飞行特性, 是控制理论教学和研究的有力工具.在了解了试验系统的物理特性基础上，建立了系统的数学模型，并利用matlab环境，设计了适合该实验的PID控制器，对直升飞机飞行的高度及飞行速度实现了实时控制。
实验结果表明，其控制效果达到了预定的指标。
第一章实验目的GHP三自由度直升飞机系统（简称直升机系统）是固高科技有限公司为全方位满足我们智能科学技术等工科专业在自动控制课程的教学需要而研制、开发的实验教学平台。
作为我专业实践自动控制的实验系统，可以满足我们自控原理、现代控制理论、控制系统和计算机控制系统课程设计的需求。
熟悉、剖析、设计、实现直升机实验系统，获得对智能系统的基本结构及其各个组成单元的基本认识。
掌握PID控制、PID参数整定等自动控制理论。
学会运用MATLAB/Simulink 来搭建系统仿真，并在Simulink环境下实现实时控制。
学会将仿真结果与实验相结合，了解仿真和实际系统的区别与联系。
掌握调试PID控制器的方法，使控制效果达到最好。
第二章自动控制理论2.1自动控制1788年英国科学家James Watt为设计内燃机设计的飞锤调速器可以认为是最早的反馈控制系统的工程应用。
图2.1 飞锤调速器自动控制：是指在无人直接参与的情况下，利用控制装置（控制器）使被控对象（如生产过程中的位移、速度、温度，电力系统中电压、电流、功率等物理量或某些化合物的成分等），依照预定的规律进行运动或变化。
直升机飞行控制系统研究与实践
直升机飞行控制系统研究与实践在现代航空工业中，直升机一直扮演着重要的角色，可以完成地面上的运输，海上救援以及悬停观察等各种任务。
但是直升机的复杂机理和高难度操作增加了飞行的风险，所以研发直升机飞行控制系统变得尤为重要。
现在，我们将深入探讨直升机飞行控制系统的研究与实践。
首先，我们需要了解直升机的工作原理。
与传统的固定翼飞机不同，直升机通过旋翼来产生升力和推力，实现飞行。
因此，直升机的控制技术复杂度极高，需要运用自动化控制系统才能完成定位、悬停甚至是自主飞行。
目前，直升机的飞行控制系统主要分为机械方式和电子方式。
机械方式又有机械薄膜控制方式和液压控制方式。
液压控制方式是直升机飞行控制系统的一种传统设计，主要采用机械电压、电流、信号电压、电动机转速和发动机功率等参数进行传递，控制机械转动和引擎的牵引力，可以说是一种物理控制手段。
而电子方式则主要是通过计算机处理和控制马达的电子信号来进行更为智能化的控制。
然而，液压控制方式虽然可靠，但是效率低下、噪音高等问题让其逐渐退出了市场。
电子方式则成为了更加主流的选择，目前的主要设计就是采用内置传感器、数字信号处理器、动态遥测和飞行控制结构等技术来实现自动飞行和惯性导航等操作。
这种方式对于直升机的性能和安全性能的提升有着显著的作用。
控制系统的算法设计和计算也是直升机飞行控制系统的重要组成部分。
直升机的大量组件包括机械、电子、传感器等，控制系统需要在诸多组件之间实现协调和控制。
直升机的飞行控制需要检测旋转角度、方向、高度和航迹等参数，通过各种检测与处理后，输出正确的控制信号，控制飞行器的动作。
此外，对于重要参数的控制需要使用PID、模糊控制等算法进行设计，以确保控制精度和响应速度。
为了验证直升机飞行控制系统的性能，实际的模拟试验也是不可或缺的。
通过在仿真环境里进行测试，可以模拟各种实际的飞行情况，用以检测、分析和优化直升机飞行控制系统的效率和功能。
之后再结合实际验证，进一步完善控制系统的设计，提升直升机的综合性能。
直升机飞行控制系统的研究和优化
直升机飞行控制系统的研究和优化直升机是一种非常特殊的飞行器，其不同于其他飞行器，主要是其所受力的特殊性质，以及必须满足具有必须在低速，小飞行高度,小半径,高机动性和卓越的稳定性方面要求。
而直升机飞行控制系统，则是直升机实现这种特殊性质和要求的重要组成部分。
本文主要围绕直升机飞行控制系统的研究和优化展开叙述。
一、直升机飞行控制系统的构成要研究和优化直升机飞行控制系统，首先必须了解该系统的构成。
直升机飞行控制系统包括飞行控制板、飞行控制电缆、控制器、继电器、飞行仪表和传感器等组成部分。
飞行控制板负责控制飞机的起飞、着陆、爬升、下降、左右移动、前进和转弯等飞行动作。
它通过飞行控制电缆将飞行信号发送给控制器，控制器处理这些信号并将电动机的控制信号传递给继电器。
继电器负责将处理后的控制信号发送给电动机，从而控制直升机实现所需的飞行动作。
同时，飞行仪表和传感器也扮演着非常重要的角色，它们能够监测直升机的飞行状态和机动性能，为控制器提供必要的参考数据。
二、直升机飞行控制系统的研究现状当前，直升机飞行控制系统的研究已经取得了重要进展。
相关学者从多个角度对直升机飞行控制系统进行了深入研究，其中包括直升机自主起飞和着陆技术、直升机飞行控制系统的PID控制策略和飞行控制器等方面。
例如，对于直升机自主起飞和着陆技术的研究，相关学者已经提出了各种方法和策略。
其中比较有代表性的是使用惯性系统、视觉系统和双系统来实现起飞和降落的自主化。
在PID控制策略方面，学者也在探究中不断做出新的进展。
他们提出了多种控制策略来提高直升机的飞行性能、运动控制和稳定性。
此外，针对直升机飞行控制系统中使用的控制器也得到了广泛研究。
在研究中，学者们运用多种控制器来提高直升机的飞行性能，如模糊控制器、滑模控制器、自适应控制器等。
三、直升机飞行控制系统的优化作为一个热门研究领域，直升机飞行控制系统仍存在一些优化的空间。
下面，本文将重点介绍如何基于模型预测控制方法对直升机飞行控制系统进行优化。
直升机控制系统实验报告
直升机控制系统课程报告学号：031710426姓名：王瑞时间：2020年4月29日目录直升机控制系统课程报告 (1)一、主旋翼挥舞运动分析 (2)（一）垂直飞行的均匀挥舞 (2)（二）前飞时的周期挥舞 (2)（三）旋翼偏倒原因 (3)二、画出俯仰通道的开环结构 (3)三、开环模态分析 (4)四、直升机增稳系统设计 (6)（一）增稳系统性能指标 (6)（二）增稳系统优化过程 (7)五、实验感想 (10)1．实验中存在的缺陷 (10)2．实验收获 (10)一、主旋翼挥舞运动分析直升机属于旋翼飞行器，其中主旋翼作为一个单独的系统是直升机中最重要的组成部分，它肩负着直升机飞行时的推进、负重和操控三种功能。
直升机主要产生向上的拉力克服重力，产生向前的水平分力使直升机前进，产生其他分力及力矩使直升机保持平衡或做机动飞行，若直升机在空中发生事故停车，可以及时操控旋翼，使其自传产生缓冲升力，保证安全着陆。
旋翼系统主要由桨叶和桨毂组成，桨毂包含水平、垂直和轴向三个铰，水平较、摆振铰以及变距铰使旋翼的关键部件，其中桨叶的挥舞运动主要是由垂直铰控制。
直升机在前飞时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化，一起周期交变的科里奥利力。
经研究表明，科里奥利力的最大值高达桨叶自重的7倍伊桑，巨大的科里奥利力会造成巨大的交变弯矩。
有了垂直铰，桨叶绕垂直铰摆动一个角度，从而使桨叶根部所受的交变弯矩大大较小。
下面主要分析桨叶的挥舞运动。
（一）垂直飞行的均匀挥舞直升机在悬停或者定长垂直飞行时，桨叶会形成一个倒置的圆锥，圆锥的椎体周与旋转轴重合。
直升机悬停或垂直飞行时作用在桨叶上的力有气动合力jy F ，水平向外的离心力c F ，力图拉平桨叶，还有桨叶重力jy G 。
当浆页上翘挥舞角β时，水平铰受到的力矩之和为0。
又因为直升机在垂直飞行时相对气流是对称的，桨叶旋转过程中，气动力和离心力均不变，此时挥舞角β等于锥角0a ，即均匀挥舞。
（二）前飞时的周期挥舞直升机前飞时，桨叶旋转形成的倒锥体的锥体轴相对于旋翼的旋转轴出现后倒现象。
直升机飞行控制系统设计研究
直升机飞行控制系统设计研究第一章引言直升机作为一种能够垂直起降和在局限范围内进行低速飞行的飞行器，具有许多独特的优点，如能够完成复杂的任务、进攻性行动和救援行动等。
然而，直升机的飞行控制系统设计是一个极其重要的问题，它直接关系到直升机的安全性和可靠性。
因此，本文将对直升机飞行控制系统的相关内容进行研究和探讨。
第二章直升机飞行控制系统的基本组成直升机飞行控制系统的基本组成包括飞行控制板、传感器安装位置、执行机构和控制算法。
2.1 飞行控制板的设计飞行控制板有两种设计方案：一种是基于现有飞行控制器（如飞控）的升级改造，另一种是依靠模块化设计开发全新板卡。
飞行控制板的主要功能包括飞行参数数据的采集、敏感器信号的处理和转化、控制命令的计算和传输等。
2.2 传感器安装位置的选择传感器的安装位置的选择非常重要，它的位置将直接影响到控制器的设计和控制算法的设置。
传感器的安装位置应能够充分反映直升机飞行状态的动态变化，包括重心、对称性、控制力矩等。
2.3 执行机构的设计执行机构是直升机飞行控制系统的核心部件，它能够控制直升机的运动。
主旋翼和尾旋翼都应配备控制器，以确保直升机的运动平稳自如。
2.4 控制算法的设计控制算法是直升机飞行控制系统的灵魂，直接关系到系统的精度和可靠性。
控制算法的设计应该优先考虑算法的可靠性、灵敏度和精度，同时还应具备良好的鲁棒性和容错性。
第三章直升机飞行控制系统的各部件的功能介绍3.1 控制系统传感器控制系统传感器用于对直升机进行定位和运动状态监测，并能够对运动状态变化进行趋势预测和警报。
传感器的种类包括：陀螺、加速度计和磁传感器，其中陀螺使飞行员能够正确地保持直升机的方向稳定，磁传感器能够提供方向发现服务。
3.2 飞行控制板飞行控制板是控制系统的中央计算单元，控制器可用于控制直升机引擎、闸门和其他部件。
飞行控制板能够接收传感器数据、计算数据并向执行机构发送命令。
3.3 执行机构执行机构是实现直升机机体稳定性和空气动力学的基本元件，包括各种电子组件和电机。
直升机飞行控制系统的设计与实现研究
直升机飞行控制系统的设计与实现研究一、绪论直升机被称为“飞行工程中最复杂的机器”，其飞行控制系统也相对较为复杂，包括主旋翼叶片角度的控制、尾旋翼叶片角度的控制、油门控制等。
直升机飞行控制系统的设计与实现是一个复杂的工程，需要对机械、电子、计算机等方面都有相应的知识和技能，本文将对直升机飞行控制系统的设计与实现进行研究。
二、直升机飞行控制系统的组成直升机飞行控制系统主要由操纵系统、稳定系统、辅助系统和电力供应系统四个部分组成。
1.操纵系统操纵系统用于控制主旋翼和尾旋翼的叶片角度，包括手柄、杆系、传动机构、角度指示器等。
操纵系统主要有两个操作杆，一个用于控制主旋翼叶片角度，另一个用于控制尾旋翼叶片角度。
当飞行员移动操纵杆时，就会改变机身姿态以及主旋翼和尾旋翼的叶片角度，从而控制飞机的飞行方向和高度。
2.稳定系统稳定系统用于自动控制直升机的姿态和方向，包括一个计算机、传感器和动力执行器等。
稳定系统通过读取传感器提供的机身姿态和飞行状态信息，将其与目标状态进行比较计算差异，然后输出控制信号控制机身姿态和角度的调整。
3.辅助系统辅助系统用于辅助直升机进行飞行，包括辅助工具、仪表系统、通讯设备和导航设备等。
辅助系统可增加飞行员对直升机的感知和控制能力，为飞行提供更多的信息和辅助功能。
4.电力供应系统电力供应系统提供电源给直升机的航电系统、飞行控制系统、动力系统和灯光系统等。
电力供应系统通常包括发电机、电池和电源管理系统等。
三、直升机飞行控制系统的工作原理1.手动操纵控制手动操纵控制是飞行员通过操纵杆系统控制直升机的基本方式。
飞行员通过杆系、传动机构和角度指示器等将操纵杆的运动转换为旋翼叶片角度的调整。
当飞行员向机前方倾斜操纵杆时，主旋翼后面的叶片角度会减小，前面的叶片角度会增大，直升机就会向前飞行，反之向后移动操纵杆。
2.自动稳定控制直升机飞行时，受到空气湍流、风阻力等因素的影响，机身姿态和叶片角度会产生偏差，影响飞行的稳定性和安全性。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
直升机控制系统课程报告学号：031710426姓名：王瑞时间：2020年4月29日目录直升机控制系统课程报告 (1)一、主旋翼挥舞运动分析 (2)（一）垂直飞行的均匀挥舞 (2)（二）前飞时的周期挥舞 (2)（三）旋翼偏倒原因 (3)二、画出俯仰通道的开环结构 (3)三、开环模态分析 (4)四、直升机增稳系统设计 (6)（一）增稳系统性能指标 (6)（二）增稳系统优化过程 (7)五、实验感想 (10)1．实验中存在的缺陷 (10)2．实验收获 (10)一、主旋翼挥舞运动分析直升机属于旋翼飞行器，其中主旋翼作为一个单独的系统是直升机中最重要的组成部分，它肩负着直升机飞行时的推进、负重和操控三种功能。
直升机主要产生向上的拉力克服重力，产生向前的水平分力使直升机前进，产生其他分力及力矩使直升机保持平衡或做机动飞行，若直升机在空中发生事故停车，可以及时操控旋翼，使其自传产生缓冲升力，保证安全着陆。
旋翼系统主要由桨叶和桨毂组成，桨毂包含水平、垂直和轴向三个铰，水平较、摆振铰以及变距铰使旋翼的关键部件，其中桨叶的挥舞运动主要是由垂直铰控制。
直升机在前飞时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化，一起周期交变的科里奥利力。
经研究表明，科里奥利力的最大值高达桨叶自重的7倍伊桑，巨大的科里奥利力会造成巨大的交变弯矩。
有了垂直铰，桨叶绕垂直铰摆动一个角度，从而使桨叶根部所受的交变弯矩大大较小。
下面主要分析桨叶的挥舞运动。
（一）垂直飞行的均匀挥舞直升机在悬停或者定长垂直飞行时，桨叶会形成一个倒置的圆锥，圆锥的椎体周与旋转轴重合。
直升机悬停或垂直飞行时作用在桨叶上的力有气动合力jy F ，水平向外的离心力c F ，力图拉平桨叶，还有桨叶重力jy G 。
当浆页上翘挥舞角β时，水平铰受到的力矩之和为0。
又因为直升机在垂直飞行时相对气流是对称的，桨叶旋转过程中，气动力和离心力均不变，此时挥舞角β等于锥角0a ，即均匀挥舞。
（二）前飞时的周期挥舞直升机前飞时，桨叶旋转形成的倒锥体的锥体轴相对于旋翼的旋转轴出现后倒现象。
此时桨尖平面D D -相对构造平面S S -也后倒1a 。
因此在方位角︒=0ψ处，挥舞角10-a a =β，︒=180ψ处，挥舞角10a a +=β。
出现侧倒角1b ，对于左旋直升机来说，︒=90ψ处，10-b a =β，︒=270ψ处，10b a +=β，旋翼向左侧偏倒。
由此可见，直升机在前飞的时候，桨叶既后倒又左侧倒，在左后方的某个方位角处，挥舞角最低，出现min β，在右前方的某个方位角处，挥舞角最大，出现max β。
（三）旋翼偏倒原因1．旋翼后倒的物理原因形成后倒角的原因是直升机前飞时，周向来流不对称。
对于左旋直升机来说，随着ψ的增加，周向来流的速冻增加，桨叶拉力逐渐增大，桨叶逐渐向上挥舞，桨叶迎角减小，浆液拉力趋于平衡。
︒=90ψ时，周向来流速度最大，向上挥舞速度最大，迎角最小。
︒=270ψ时，周向来流速度最小，向上挥舞速度最小，迎角最大。
2．旋翼侧倒的物理原因产生侧倒角的原因是由于均匀挥舞角（锥度角）的存在，在前半圆的区域内，由于桨叶上翘，流速不再与桨叶平行，桨叶迎角增大，桨叶上抬，又使桨叶剖面迎角减小，拉力趋于平衡。
︒=180ψ处，迎角增加至最大，挥舞速度达到最大；︒=270ψ处，迎角增量为0，挥舞速度也为0，挥舞角达到最大。
︒=0ψ处，迎角增量减小到负的最大值，向下挥舞速度达到最大；︒=90ψ处，迎角增量为0，挥舞速度也为0，挥舞达到最低点。
二、画出俯仰通道的开环结构纵向运动是仅操纵X 轴方向的速度μ及Z 轴方向的速度ω，忽略侧向对纵向的耦合因素。
俯仰通道的运动学环节可以表示如下：纵向运动由X 主通道和Z 主通道及该两通道之间的耦合因素组成。
但是由于X 通道的耦合气动系数几乎为零，因此在实验中对状态空间模型进行纵侧向拆分，且忽略了航向随遇平衡，纵向为四阶，侧向为五阶。
忽略了航向随遇平衡，仿真实验结果如图（2）所示：图1俯仰通道的运动学环节最终得出的俯仰通道开环函数为：三、开环模态分析系统状态矩阵如下：反映全面运动的小扰动方程是99⨯的矩阵方程，其相应的微分方程为9阶，因此它具有9个特征根，分别代表一定的运动特性，显出不同的运动模态。
以该1443.02301.09693.053.101543.0252.3563.52342++++++=s s s s s s W uθ图2俯仰通道实验结果直升机为例，9个运动模态在S 平面中的分布可用图（3）表示。
（1）纵向短周期模态。
在纵向小扰动运动方程的诸特征根中，大复根所代表的模态。
其相应的两根为j 658.0097.12,1±-=s 。
主要特征为迎角和俯仰角的运动均呈短周期特性，具有衰减快的振荡，飞机在该短周期运动内速度变化小。
（2）纵向长周期模态。
在纵向小扰动运动中，以小复根所代表的运动模态。
其相应的两根为435j .00.0354,3±=s 。
主要特征为飞行速度和俯仰角均呈缓慢的长周期变化，典型周期为10~30秒，且往往呈现不稳定而发散，发散的倍幅时间为4~5秒。
从驾驶员可控性考虑，发散周期及倍幅时间应足够地长。
（3）侧向滚转收敛模态。
在侧向小扰动运动方程的诸特征根中，以大实根所代表的运动模态。
其相应的根为-1.0575=s 主要特征是滚转角和滚转角速度呈现衰减快的非周期运动。
（4）侧向荷兰滚模态。
在侧向小扰动运动方程的诸特征根中，复根所代表的运动模态。
其相应的两根为098j .1-0.3576±=，s 。
主要特征是滚转角、侧滑角和偏航角呈现频率较高的周期性振荡。
（5）螺旋模态。
在侧向小扰动运动方程的诸特征根中，小实根所代表的运动模态。
其相应的根为-0.0308=s 。
主要特征是非周期的缓慢滚转和偏航运动，具有螺旋运动特性。
（6）航向随遇平衡模态。
是零根09=s 所代表的运动模态，它具有航向随遇平衡的特性。
例如在外干扰作用（包括控制作用）下，它显示航向以积分形式偏离。
当外干扰或控制消除后，即停止在干扰或控制消除时的位置。
故称随遇平衡模态。
下图为直升机的纵向和侧向的零极点分布图。
图3全面运动的零极点分布自然直升机具有不稳定性，四个通道之间存在严重的耦合现象，因此需要对自然直升机进行增稳（CAS ）系统的设计。
四、直升机增稳系统设计直升机作为控制对象与固定翼飞机相比拥有更加复杂的动力学特性。
除了应考虑机体的六自由度运动以外，还需要考虑旋翼及尾桨对于机身的旋转，以及桨叶及尾桨相对于机身的旋转，以及桨叶相对于挥舞铰的运动。
这些决定了直升机具有较差的稳定性与操纵性。
因此直升机的设计应当加入适当的控制系统以增加系统的稳定性，这里以增加增稳系统（CAS ）为例介绍各工作通道的增稳设计过程。
图（5）为直升机增稳系统设计的simulink 结构框图。
（一）增稳系统性能指标在对直升机增稳系统的参数进行优化设计之前首先应当对优化性能提出要求。
本次设计的性能指标如下表所示：上升时间（达到稳态值90%）0.7s图4纵侧向零极点分布图5增稳系统设计的结构图在simulink中设置如下：（二）增稳系统优化过程为了便于分析增稳系统的基本工作原理，设计过程中不记纵侧向之间的气动耦合，依次设计纵向俯仰通道、侧向滚转通道、侧向航向通道和纵向高度通道。
增稳系统设计前的系统响应如图所示：调节时间1s 向上超调量5%向下超调量图6性能指标图中的黑色加粗线条对优化系统性能指标的描述，蓝色线条是优化前直升机运动系统的单位阶跃响应，可见直升机运动系统无论是响应速度还是稳定性都无法满足性能指标的相关要求，因此需要对直升机系统进行优化。
1．纵向俯仰通道的优化——第一次优化俯仰增稳系统中的角速率q K 反馈，以并联反馈的形式弥补自然直升机中阻尼力矩系数的不足，角位移θK 反馈，以并联反馈的形式弥补自然直升机中俯仰运动静稳定力矩系数的不足。
寻优过程如图（8）所示：经过第一次的寻优之后，俯仰通道的单位阶跃响应基本能够满足性能指标的要求，此时得到系统反馈系数如图（8）所示。
经过第一次寻优可确定下，角速率反馈系数27.1065=q K ，角位移反馈系数99.6345=th K 。
2．侧向滚转通道优化——第二次优化横滚增稳系统中的角速率p K 反馈，以并联反馈的形式弥补自然直升机中横图7设计前的阶跃响应图8第一次寻优结果滚阻尼力矩系数的不足，角位移φK 反馈，以并联反馈的形式弥补自然直升机横滚中运动静稳定力矩系数的不足。
寻优过程如图（9）所示：经过第一次的寻优之后，滚转通道的单位阶跃响应基本能够满足性能指标的要求，此时得到系统反馈系数如图（9）所示。
经过第二次寻优可确定下，角速率反馈系数 1.4793=p K ，角位移反馈系数13.9472=ph K 。
3．侧向航向通道——第三次优化将直升机运动系统的第二次寻优结果应用到侧向航向通道的仿真，仿真结果如图（10）所示，发现仿真结果已经可以满足性能指标的要求。
直到这里，所有的增稳系统的参数均已确定，设计工作已然完成，寻优后的图9第二次寻优结果图10第三次寻优前直升机飞行控制课程作业_031710426_王瑞10参数如图（11）所示。
五、实验感想本次实验是我第一次接触一个运动系统的设计，本身难度较大，好在王老师在实验方面的指导较为仔细，我们在实验过程中少走了很多弯路，虽然实验难度有所降低，但是通过实验了解的一些经验与知识并没有减少。
我对于能过学习这门课程感到非常荣幸，通过这门课程的学习我们也收获了许多，从直升机的发展历史到飞行原理再到如何实现飞行控制，王新华老师的讲解十分细致。
值得一提的是，王老师每次上课都会带一个直升机模型，在讲解理论知识的同时，通过实物演示让我们更形象的认识直升机的各个飞行姿态是如何实现的。
在如此精彩细致的讲解我们学习到了很多无论课内还是课外的直升机方面甚至自动控制行业的知识。
1．实验中存在的缺陷（1）王老师在实验环节给出了细致的讲解，因此不可避免地就少了一些思考过程。
（2）最后的增稳系统设计中我只设计了CAS 系统，如果可以同时对比MFCS 系统的设计应当会使得本次实验内容更加丰满。
2．实验收获（1）实践出真知，仅仅是课堂上的理论学习并不能够是我们的知识框架更加牢固，只有实践结合理论才能更好地理解知识本身。
（2）经过本次实验，我对Matlab 仿真软件的优化工具箱更加了解，以后的其他优化工作中一定可以跟该熟练。
图11增稳系统设计参数。