2024年飞行动力学与控制大作业.doc

飞行动力学与控制大作业汇报

院（系）

航空科学与工程学院

专业名称

飞行器设计

学号

学生姓名

目录

TOC\o1-3\h\z\u一． 飞机本体动态特性计算分析 1

1.1 飞机本体模型数据 1

1.2 模态分析 1

1.3 传递函数 2

1.4 升降舵阶跃输入响应 2

1.5 频率特性分析 4

1.6 短周期飞行品质分析 5

二． 改善飞行品质的控制器设计 6

2.1 SAS控制率设计 6

2.1.1 控制器参数选择 7

2.1.2 数值仿真验证 11

2.2 CAS控制率设计 12

三． 基于現代控制理论的飞行控制设计措施 16

3.1 特性构造配置问題描述 16

3.1.1 特性构造的可配置性 16

3.1.2 系统模型 16

3.2 系统的特性构造配置设计 17

3.2.1 设计过程 17

3.2.2 详细的设计数据 17

3.2.3 成果与分析 18

四． 附录 20

飞机本体动态特性计算分析

飞机本体模型数据

本文选用F16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下：

MACROBUTTONMTEditEquationSection2SEQMTEqn\r\hSEQMTSec\r1\hSEQMTChap\h

状态变量為：

控制变量為：

基准状态选择為的定直平飞。选用状态向量,控制量為升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得到的矩阵数据如下：

模态分析

矩阵的特性值算出為：

对应的特性向量如下：

由系统特性值可知，系统具有两对共轭复根，也既具有两种运动模态：長周期模态与短周期模态，其对应的模态频率及阻尼例如下：

表一飞机長短周期模态特性

模态

特性值

自然频率

阻尼比

長周期

0.0776

0.1284

短周期

0.9003

0.7529

可以看出，在此飞行状态下，飞机纵向具有明显的長周期模态，但不具有明显的短周期的模态特性，模态频率过低，需要使用纵向增稳系统，改善阻尼比和自然频率。

传递函数

飞机迎角与俯仰角速度对应于升降舵输入下的传递函数如下：

升降舵阶跃输入响应

由上述传递函数可得迎角与俯仰角速度在升降舵单位阶跃输入下的响应分别如下：

图1升降舵单位阶跃输入迎角時域响应

上面阶跃响应的性能指标為：稳态值為-14.3090，调整時间為332.0859s,超调量是37.6120%，上升時间是40.9400s。

图2升降舵单位阶跃输入俯仰角速度時域响应

上面阶跃响应的性能指标為：稳态值為0，调整時间為558.8424s,超调量是2.9663/0，上升時间是42.4104s。

频率特性分析

迎角与俯仰角速度对应的传递函数的Bode图如下：

图3迎角对升降舵响应传递函数Bode图

图4俯仰角速度对升降舵响应传递函数Bode图

短周期飞行品质分析

飞机在目前状态下不具有短周期模态特性，短周期模态响应过大且频率过低，操纵特性不符合飞行品质的规定，因此需要添加SAS控制器来改善短周期模态阻尼，提高短周期模态频率，使操纵品质满足规定。

改善飞行品质的控制器设计

SAS控制率设计

增稳装置是在阻尼器的基础上发展而来的。阻尼器的作用重要是增長飞机的俯仰阻尼，从而在一定程度上改善了飞机的短周期反应特性，但它不能变化飞机的纵向静稳定性，这時不能仅仅依托阻尼器，必须借助于纵向增稳系统（SAS）。

纵向增稳装置除了俯仰角速度反馈回路之外，尚有对迎角或法向过载的反馈回路，因而不仅能增長飞机俯仰阻尼，并且还能增長飞机的纵向静稳定性，提高飞机的短周期振荡频率，可以在更广阔的飞行范围内改善飞机的飞行品质。

下图為纵向增稳装置的工作原理图。其中迎角变化是通过迎角传感器感受，其信号输入经放大器放大后，再经舵机及助力器，推进舵面朝着减小迎角变化的方向偏转。

图5纵向增稳系统原理框图

在本文中，对上述构造图做出如下简化：

图6纵向增稳系统简化图

控制器参数选择

在图6中，临時忽视滤波器的作用，可得如下控制方程：

MACROBUTTONMTEditEquationSection2SEQMTEqn\r\hSEQMTSec\r2\hSEQMTChap\h

附加的气动导数增量為：

从力学观点出发，通过迎角反馈，飞机的静稳定性增長，通过俯仰角速度反馈，飞机的俯仰阻尼增長，从而可以变化飞机短周期的运动模态。

為了使控制器设计更具实用价值，将迎角传感器与助力器的动力学特性分别表达為带宽和的一阶惯性环节，既：

，

首先考虑只有迎角