飛行控制仿真實(shí)驗(yàn)報(bào)告

飛行控制仿真實(shí)驗(yàn)報(bào)告學(xué)號：姓名：專業(yè)：指導(dǎo)教師：2016年6月8日目錄TOC\o"1-3"\h\u1.實(shí)驗(yàn)內(nèi)容俯仰操縱實(shí)驗(yàn)要求控制俯仰角保持在10度,并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù),繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動軌跡,完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果.同時(shí),并分析俯仰角能夠穩(wěn)定的原因.俯仰控制原理俯仰角是由升降舵控制的,升降舵偏角的變化會產(chǎn)生對應(yīng)的俯仰力矩,俯仰力矩會產(chǎn)生相應(yīng)的機(jī)體角速度.正是因?yàn)闄C(jī)體角速度的存在,才會使得俯仰角發(fā)生變化,對于常規(guī)飛行器而言,一定的操作桿行程會穩(wěn)定在一個(gè)確定的姿態(tài)角.于是要想使得俯仰角能夠穩(wěn)定的住,那么最終要使得機(jī)體角速度為0才行,這就需要引入反饋的概念,由飛機(jī)的動力學(xué)方程可以看出,姿態(tài)角作為反饋信號,反饋給了機(jī)體角速度,這樣就形成一個(gè)耦合回路,保證了俯仰角控制的穩(wěn)定.滾轉(zhuǎn)操縱實(shí)驗(yàn)要求控制滾轉(zhuǎn)角保持在30度,并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù),繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動軌跡,完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果.同時(shí),并分析滾轉(zhuǎn)角能夠穩(wěn)定的原因.滾轉(zhuǎn)操縱原理滾轉(zhuǎn)角的控制由副翼實(shí)現(xiàn),同時(shí)方向舵偏角也會引起一定的滾轉(zhuǎn)角,但是方向舵引起的滾轉(zhuǎn)是較小的.滾轉(zhuǎn)通道和偏航通道是相互耦合的.左右副翼不同極性的偏轉(zhuǎn)會產(chǎn)生不同極性的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)矩,于是會產(chǎn)生不同極性的機(jī)體角速度.正是由于機(jī)體角速度的存在,產(chǎn)生了對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角速度,最終引起了一定的滾轉(zhuǎn)角.如俯仰角一樣,對于常規(guī)飛機(jī)而言,一定的副翼偏轉(zhuǎn)角會使得滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定在一個(gè)確定的值.同樣,要想使得滾轉(zhuǎn)角可以穩(wěn)定的住,也需要將滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度反饋回機(jī)體角速度,通過形成一個(gè)閉環(huán)控制才能使得飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定住.航向操縱實(shí)驗(yàn)要求控制航向角保持在100度,并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù),繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動軌跡,完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果.航向操縱原理航向控制主要是通過副翼舵偏角實(shí)現(xiàn)的,左右副翼上下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生不同極性的滾轉(zhuǎn)力矩,最終產(chǎn)生對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角.因?yàn)闈L轉(zhuǎn)角的存在,使得飛機(jī)的升力部分轉(zhuǎn)換為向心力,于是產(chǎn)生了對應(yīng)的偏航力矩.滾轉(zhuǎn)控制和偏航通道會產(chǎn)生一定的耦合,且通過產(chǎn)生一定滾轉(zhuǎn)角去控制航向效率較方向舵更高.同樣,改變方向舵偏角也會產(chǎn)生偏航力矩,也可改變飛機(jī)的航向,只是這種控制效率較副翼而言效率低的多.速度控制實(shí)驗(yàn)要求控制速度保持在700m/s,并記錄飛機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù),繪制俯仰角變化曲線、滾轉(zhuǎn)角變化曲線、速度變化曲線、航向變化曲線以及飛機(jī)運(yùn)動軌跡,完成試驗(yàn)后分析仿真結(jié)果.速度控制原理通過控制飛機(jī)的升降舵,改變飛機(jī)俯仰角的大小來控制速度的物理實(shí)質(zhì)是控制飛機(jī)升降舵后,飛機(jī)的俯仰角發(fā)生了變化,因此重力在速度方向的分量也會隨之變化,所以實(shí)現(xiàn)了速度的改變.復(fù)合控制實(shí)驗(yàn)要求控制飛機(jī)起飛后,先爬升高度到5000米,然后保持滾轉(zhuǎn)角為20度.在航向控制在120度后,使得高度下降到3000米后保持直線平飛.實(shí)驗(yàn)過程本實(shí)驗(yàn)是利用RTX61及MATLAB軟件完成的.仿真開始前,首先初始化定位系統(tǒng),在RXT61下完成初始化編程,根據(jù)實(shí)驗(yàn)要求在初始程序下對俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向、速度改動來獲取飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；開始仿真,自動生成飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)并儲存在對應(yīng)文件中,待數(shù)據(jù)穩(wěn)定后結(jié)束仿真.3.仿真俯仰通道1俯仰角變化曲線2滾轉(zhuǎn)角變化曲線3航向角變化曲線4速度變化曲線5飛行運(yùn)動軌跡滾轉(zhuǎn)通道1俯仰角變化曲線2滾轉(zhuǎn)角變化曲線3航向角變化曲線4速度變化曲線5飛行運(yùn)動軌跡偏航通道1俯仰角變化曲線2滾轉(zhuǎn)角變化曲線3航向角變化曲線4速度變化曲線5飛行運(yùn)動軌跡速度通道1俯仰角變化曲線2滾轉(zhuǎn)角變化曲線3航向角變化曲線4速度變化曲線5飛行運(yùn)動軌跡實(shí)驗(yàn)結(jié)論飛行器的運(yùn)動狀態(tài)是受飛行器的四個(gè)控制輸入影響的,四個(gè)控制輸入分別為升降舵偏角,副翼舵偏角、方向舵偏角以及油門輸入.四個(gè)控制輸入是根據(jù)操縱桿以及油門推桿行程確定的,不同的行程對應(yīng)不同的輸入.其中升降舵控制飛機(jī)的縱向運(yùn)動,即控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)；副翼和方向舵控制飛機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動,橫側(cè)向運(yùn)動包括滾轉(zhuǎn)和偏航兩個(gè)通道,且這兩個(gè)通道存在嚴(yán)重耦合.滾轉(zhuǎn)會影響偏航,反之偏航也會影響滾轉(zhuǎn)運(yùn)動.就操縱效率而言,用副翼去操縱偏航效率更好,因?yàn)樵诖嬖跐L轉(zhuǎn)角時(shí),飛機(jī)的升力會提供一部分轉(zhuǎn)向的向心力,這樣將增加偏航角速度,提高轉(zhuǎn)向效率.思考題分析飛機(jī)的長周期運(yùn)動和短周期運(yùn)動在通常情況下,剛性飛行器的縱向擾動運(yùn)動有兩個(gè)模態(tài),即長周期模態(tài)和短周期模態(tài).長周期模態(tài)又稱沉浮模態(tài)主要反映飛行器質(zhì)心的運(yùn)動特性,是弱衰減或弱發(fā)散的低頻振蕩,其中主要是速度大小和俯仰角的周期性變化,而迎角的變化很小.短周期模態(tài)主要反映飛行器俯仰轉(zhuǎn)動的特性,相對于長周期模態(tài)而言是衰減快、振蕩頻率高,其中主要是飛機(jī)俯仰角速度和迎角的變化,而速度的變化很小.短周期模態(tài)只在擾動運(yùn)動的初始階段約幾秒鐘內(nèi)起作用,很快即衰減掉,而長周期模態(tài)則在相當(dāng)長的時(shí)間內(nèi)起作用.分析飛機(jī)的靜穩(wěn)定性和動態(tài)穩(wěn)定性原理如果飛機(jī)在外界瞬時(shí)擾動的作用下偏離平衡狀態(tài),在最初瞬間所產(chǎn)生的是恢復(fù)力矩,使飛機(jī)具有自動恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的趨勢,則稱飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性；反之,若產(chǎn)生的是不穩(wěn)定力矩,飛機(jī)便沒有自動恢復(fù)到平衡狀態(tài)的趨勢,故稱為沒有靜穩(wěn)定性.靜穩(wěn)定性只表明飛機(jī)在外界擾動作用后的最初瞬間有無自動恢復(fù)到原來平衡狀