飞行控制系统大作业
《飞行控制系统》《飞行控制系统》 课程实验报告课程实验报告 班班级级 0314102 0314102 学学号号 姓姓名名孙旭东孙旭东 成成绩绩 南京航空航天大学南京航空航天大学 20172017 年年 4 4 月月 （一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真 1 1、分析飞机纵向动力学模态，求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率。、分析飞机纵向动力学模态，求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率。 在 MATLAB 环境下导入数据文件，输入 damp(alon),得出结果： Eigenvalue Damping Freq. (rad/s) -2.29e+000 + 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000 -2.29e+000 - 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000 -3.16e-002 1.00e+000 3.16e-002 -7.30e-003 + 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002 -7.30e-003 - 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002 长周期的根为 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 -7.30e-003 - 3.35e-002i 阻尼为 2.13e-001 自然频率为 3.42e-002(rad/s) 短周期的根为 -2.29e+000 + 4.10e+000i 和 -2.29e+000 - 4.10e+000i 阻尼为 4.88e-001 自然频率为 4.69e+000(rad/s) 2 2、对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真，画出相应的状态、对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真，画出相应的状态 曲线。曲线。 sys=ss(alon,blon,clon,dlon) [y,t]=step(sys,500) subplot(221) plot(t,y(:,1,1)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Deltau(m/s) ) subplot(222) plot(t,y(:,1,2)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Deltau(m/s) ) subplot(223) plot(t,y(:,2,1)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Delta\alpha(deg) ) subplot(224) plot(t,y(:,2,2)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Delta\alpha(deg) ) 4000 0 -200 ( d e g ) 0200 t(s) 400600 u ( m / s ) 200-2 -4 -60 200 t(s) 400600 4004 0 -200 ( d e g ) 0200 t(s) 400600 u ( m / s ) 2002 0 -20 200 t(s) 400600 subplot(221) plot(t,y(:,3,1)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Deltaq(deg/s) ) subplot(222) plot(t,y(:,3,2)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Deltaq(deg/s) ) subplot(223) plot(t,y(:,4,1)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Delta\theta(deg) ) subplot(224) plot(t,y(:,4,2)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Delta\theta(deg) ) ( d e g ) -50 -100 -1500 200 t(s) 400600 ( d e g ) 54 q ( d e g / s )0 -5 -10 q ( d e g / s ) 0200 t(s) 400600 2 0 -2 -40 200 t(s) 400600 50 0 100 50 0 -500 200 t(s) 400600 subplot(121) plot(t,y(:,5,1)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Deltah(m) ) subplot(122) plot(t,y(:,5,2)) xlabel( t(s) ) ylabel( \Deltah(m) ) 2.5 2 1.5 -1 x 10 4 0 x 10 4 -0.5 h ( m ) 1 0.5 0 -0.5 0 h ( m ) -1.5 -2 -2.5 200 t(s) 400600 0200 t(s) 400600 以上各图为升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性行仿真，左边一 列为升降舵的阶跃输入，右边一列为油门的阶跃输入。 q3 3、采用短周期简化方法，求出传递函数、采用短周期简化方法，求出传递函数G e (s)。采用根轨迹方法设计飞机的俯。采用根轨迹方法设计飞机的俯 仰角控制系统，并进行仿真。仰角控制系统，并进行仿真。 输入命令： a1=alon((2:3),(2:3)) b1=blon((2:3),:) c1=clon((2:3),(2:3)) d1=dlon((2:3),:) [n,d]=ss2tf(a1,b1,c1,d1,1) g1=tf(n(2,:),d) q得到传递函数G e (s)为 ： -34.17 s - 82.55 ----------------------- s^2 + 4.579 s + 22.01 根轨迹设计： 输入命令： g1=tf(n(2,:),d) g2=tf([-10],[1 10]) g3=series(g1,g2) sisotool(g3) Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1) 25 0 20 Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1) M a g n it u d e ( d B ) P h a s e ( d e g ) 15 10 5 -20 -40 0 -5 -10 -15 -20 -25 -10 -60G.M.: Inf Freq: Inf Stable loop -80 45 0 -45 -90 -135 P.M.: 107 deg Freq: 5.6 rad/sec -180 -8-6 Real Axis -4-20 10-1 I m a g A x i s 10010 Frequency (rad/sec) 1 102103 选取阻尼比为 0.55 时，根轨迹增益为 Kq=0.173 Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1) 25 20 15 10 5 20 0 Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1) M a g n it u d e ( d B ) P h a s e ( d e g ) -20 -40
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