《飞行控制系统》课程实验报告
班级 0314102
学号 031410224 姓名孙旭东
成绩
南京航空航天大学
2017年4月
（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真
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。
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、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。
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)')
200
400
600
-10
-50
5t(s)
?q (d e g /s )
200
400
600
-4-202
4
t(s)
?q (d e g /s )
200
400
600
-150
-100-500
50t(s)
?θ(d e g )
0200
400600
-50
050
100t(s)
?θ(d e g )
200
400
600
-200
0200
400t(s)
?u (m /s )
0200
400600
-6
-4-2
t(s)
?α(d e g )
200
400
600
-200
0200
400t(s)
?u (m /s )
0200
400600
-2
02
4
t(s)
?α(d e g )
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)')
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)')
200
400
600
x 10
4
t(s)
?h (m )
200
400
600
-2.5
-2-1.5-1
-0.5
x 10
4
t(s)
?h (m )
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。
3、采用短周期简化方法，求出传递函数()e q
G s δ??。采用根轨迹方法设计飞机的俯
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)
得到传递函数()e q
G s δ??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)
10
-1
10
10
1
10
2
10
3
Frequency (rad/sec)
P h a s e (d e g
)
Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)
M a g n i t u d e (d B )
Root Locus E ditor for Open Loop 1 (OL1)
10
-1
10
10
1
10
2
10
3
Frequency (rad/sec)
P h a s e (d e g )
Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)
M a g n i t u d e (d B )
10
10
10
10
10
Frequency (rad/sec)
P h a s e (d e g
)
Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)
M a g n i t u d
e (d B )
Root Locus E ditor for Open Loop 1 (OL1)
Real Axis
I m a g A x i s
同样，可得Kth=1
在Simulink 中搭建系统仿真模型：
进行仿真：
01234
5678910
0.2
0.4
0.6
0.8
1
t(s)
?θ(d e g )
1
2
3
4
56
7
8
9
10
00.2
0.40.60.811.2
1.4
?u
t(s)
4、基于长周期简化方法，求出传递函数()T u
G s δ??，设计飞机的速度控制系统，并
进行仿真。
输入命令：
a1=alon([1,4],[1,4]) b1=blon([1,4],:) c1=clon([1,4],[1,4]) d1=dlon([1,4],:)
[n,d]=ss2tf(a1,b1,c1,d1,2); g1=tf(n(1,:),d)
得到传递函数为：
7.971 s --------------- s^2 + 0.04847 s
在Simulink 中搭建系统模型：
使用经验试凑法得到PID 控制器参数：Kp=0.9 Ki=0.2 Kd=0
仿真结果如下：
5、基于纵向线性模型（状态方程），分别对速度控制与俯仰角控制进行仿真。在Simulink中搭建仿真模型：
先在速度通道加阶跃信号，输入命令：
subplot(221)
plot(t,x1)
xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltau(m/s)')
subplot(222)
plot(t,x2)
xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\alpha(deg)')
subplot(223)
plot(t,x3)
xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltaq(deg/s)')
subplot(224)
plot(t,x4)
xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\theta(deg)')
和
plot(t,x5)
xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltah(m)')
得到以下曲线：
t(s)?h (m
)
0510-0.015-0.01-0.005
0t(s)?u (m /s
)
05
10
-0.5
00.51t(s)?α(d e g
)
5
10
-1
012
3t(s)
?q (d e g /s
)
510
0.5
1
1.5
t(s)
?θ(d e g
)
510
0.5
1
1.5t(s)
?u (m /s
)
510
-0.4
-0.200.2
0.4t(s)
?α(d e g
)
510
-4
-202
4t(s)
?q (d e g /s
)
510
-0.2
00.20.4
0.6t(s)
?θ(d e g )
再在俯仰角通道加阶跃信号，重复以上命令，得到如下曲线：
0246810
-30
-20-100
10t(s)
h (m )
（二）飞机侧向滚转角控制系统设计
1、求出侧向运动方程的特征根，及对应的模态，求出荷兰滚模态的阻尼及自然频率。
在MATLAB环境下导入数据文件，输入damp(alon),得出结果：
Eigenvalue Damping Freq. (rad/s)
0.00e+000 -1.00e+000 0.00e+000
-6.89e+000 1.00e+000 6.89e+000
-1.55e-002 1.00e+000 1.55e-002
-1.02e+000 + 5.08e+000i 1.97e-001 5.19e+000
-1.02e+000 - 5.08e+000i 1.97e-001 5.19e+000
侧向运动方程的特征根为：
0.00e+000（航向随遇平衡模态）
-1.55e-002（螺旋模态）
-1.02e-001 +5.08e+000i，-1.02e-001 – 5.08e+000i（荷兰滚模态）-6.89e+000（侧向滚转收敛模态）
荷兰滚模态的阻尼为：1.97e-001
自然频率为：5.19e+000(rad/s)
2、对副翼与方向舵单位阶跃输入下的自然特性进行仿真
sys=ss(alat,blat,clat,dlat)
[y,t]=step(sys,400)
subplot(221)
plot(t,y(:,1,1))
xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\beta(deg)')
subplot(222)
plot(t,y(:,1,2))
xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\beta(deg)')
subplot(223)
plot(t,y(:,2,1))
xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltap(deg/s)')
subplot(224)
plot(t,y(:,2,2))
xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltap(deg/s)')
得到以下曲线：
100
200300
400
-3
-2-10
1t(s)
?β(d e g )
0100
200300400
-0.5
00.51
1.5t(s)
?β(d e g )
100
200300
400
-30-20
-10
0t(s)
?p (d e g /s )
0100
200300400
-15
-10
-5
t(s)
?p (d e g /s )
subplot(221) plot(t,y(:,3,1)) xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltar(deg/s)') subplot(222) plot(t,y(:,3,2)) xlabel('t(s)')
ylabel('\Deltar(deg/s)') subplot(223) plot(t,y(:,4,1)) xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\phi(deg)') subplot(224) plot(t,y(:,4,2)) xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\phi(deg)')
得到以下曲线：
100
200
300
400
-2.5
-2
-1.5-1
-0.50
4
t(s)
?ψ(d e g )
200400
t(s)
?ψ(d e g )
100
200300
400
-80
-60-40-20
0t(s)
?r (d e g /s )
100
200300400
-40
-20
20
t(s)
?r (d e g /s )
100
200300
400
-1500
-1000
-500
0t(s)
?φ(d e g )
0100
200300400
-800
-600-400-200
0t(s)
?φ(d e g )
subplot(121) plot(t,y(:,5,1)) xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\psi(deg)') subplot(122) plot(t,y(:,5,2)) xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\psi(deg)'
得到以下曲线：
以上各图中左边为副翼输入单位阶跃响应的曲线，右边为方向舵输入单位阶跃响应的曲线。
3、采用简化方法，求出传递函数()a p
G s δ??。采用根轨迹方法设计飞机的滚转角控
制系统，并进行仿真。
10-1
10
10
1
10
2
10
3
Frequency (rad/sec)
Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)
M a g n i t u d e (d B )
g4=feedback(g3,0.054) g5=tf([1],[1 0]) g6=series(g4,g5) sisotool(g6)
10
-110
10110
2
10
3
-270
-225
-180
-135
-90
Frequency (rad/sec)
-120-100-80
-60-40
-20
20Open-Loop Bode E ditor for Open Loop 1 (OL1)
-25-20
-15
-10
-5
5
10
15
20
25
Root Locus E ditor for Open Loop 1 (OL1)Real Axis
得到Kth=0.211
在Simulink 中搭建系统模型：
输入： plot(t,x1)
xlabel('t(s)')
ylabel('\Delta\phi') 得到响应曲线：
1
2
3
4
56
7
8
9
10
00.10.20.30.40.50.6
0.70.80.9
1t(s)
?φ
4、设计飞机航向控制系统，并进行仿真。
在Simulink 中搭建系统仿真模型：
利用寻优模块取得：Kps=9.87 响应为：
10
101010
Frequency (rad/sec)
Open-Loop Bode E ditor f or Open Loop 1 (OL1)
R oot Locus E ditor f or Open Loop 1 (OL1)
R eal Axis
01234
5678910
-0.2
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
t(s)
?ψ(d e g )
5、设计飞机方向舵协调控制律，基于侧向线性模型（状态方程），进行航向控制系统的仿真。
假设作动器特性为10
10
s +。
使用根轨迹的方法设计Kr ： a1=alat([1,3],[1,3]) b1=blat([1,3],:) c1=clat([1,3],[1,3]) d1=dlat([1,3],:)
[n,d]=ss2tf(a1,b1,c1,d1,2) g1=tf(n(2,:),d) g2=tf([-10],[1 10]) g3=series(g1,g2) sisotool(g3)
t(s)
?ψ(d e g
)
510
-0.05
00.050.10.15t(s)
?β(
d e g )
510
-10
10
20
t(s)
?p (d e g /s
)
510
0.20.40.6
0.8t(s)
?r (d e g /s
)
510
246
8t(s)
?φ(d e g )
确定Kr=0.21
在Simulink 中搭建如下系统模型：
经试验，Kpsi 取3.1，Kbeta 取-1时的响应效果较好。以下为仿真结果：
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!
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
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。
目录 1引言 (3) 1.1编写目的 (3) 1.2背景 (3) 1.3技术简介 (4) https://www.doczj.com/doc/141042952.html,简介 (4) 1.3.2SQL Server2008简介 (5) 1.3.3Visual Studio2010简介 (5) 1.4参考资料 (6) 2总体设计 (8) 2.1需求规定 (8) 2.2运行环境 (8) 2.3数据库设计 (8) 2.3.1数据库的需求分析 (9) 2.3.2数据流图的设计 (9) 2.3.3数据库连接机制 (10) 2.4结构 (11) 2.5功能需求与程序的关系 (11) 3接口设计 (12) 3.1用户接口 (12) 3.2外部接口............................................................................................错误！未定义书签。 3.3内部接口............................................................................................错误！未定义书签。4运行设计.....................................错误！未定义书签。 4.1运行模块组合....................................................................................错误！未定义书签。 4.2运行控制............................................................................................错误！未定义书签。 4.3运行时间............................................................................................错误！未定义书签。5测试 (13)
(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
第六章 典型飞行自动控制系统的工作原理 概述 6.1.1典型飞行自动控制系统的组成 描述飞机运动的参数有三个姿态角（θ、ψ、φ）、两个气流角（α、β）、两个线位移（H 、Y ）及一个线速度（V ）。飞行控制的作用，就是应用负反馈控制原理对上述参数的部分或全部进行控制。有时也根据需要也可控制与速度V 和迎角α有关的马赫数M 及法向过载。实际上飞行自动控制就是按一定飞行控制律，输出三个舵偏角（e δ、r δ及a δ）及油门T δ对飞行器实现闭环控制。 典型飞行自动控制系统一般包括三个反馈回路：舵回路、稳定回路和控制（制导）回路。 舵回路通常是一个随动系统（或称为伺服系统），一般包括舵机、反馈部件和放大器，如图所示。舵回路中的舵机作为执行机构带动舵面偏转。 图 舵回路方框图 舵回路中有两个反馈回路：位置反馈回路，使控制信号与舵机输出信号成比例关系，速度反馈回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的动态性能。 如果敏感部件是测量飞机的姿态，测量敏感部件、放大计算装置与舵回路构成自动驾驶仪，自动驾驶仪和飞机构成了飞行器的稳定回路，主要起稳定和控制飞机的姿态的作用。典型的稳定回路如图所示。
图稳定回路 由稳定回路和飞机重心位置测量部件以及描述飞机空间几何关系的运动环节，组成更大的回路，称为控制（或称制导回路），如图6-3所示。主要起稳定和控制飞机的运动轨迹的作用。 图控制（或制导）回路 6.1.2 纵向控制 飞行器纵向扰动运动，一般由短周期模态运动和长周期模态运动组成。随着飞行器的速度越来越快，飞行高度越来越高，飞行包线范围扩大，欲使飞行器在整个包线范围内满足飞行品质要求，普遍采用反馈控制技术。例如高空飞行时，飞行器的阻尼特性常常变差，短周期模态特性趋于恶化，造成操纵反应过程中超调量过大，振荡加剧，严重影响飞行任务的完成，此时，可以在纵向通道引入适当的反馈可以改善飞行品质。又如当飞行器要完成保持姿态角或等速V飞行时，即使飞行器具有良好的短周期模态时，但由于长周期模态振荡频率较低，衰减较慢，甚至是慢发散的。要实现上述任务时，要求驾驶员经常操纵舵面加以控制，并且过程很长。为了减轻驾驶员负担，精确地完成上述任务，需要抑制沉浮运动，同样可以引入适当反馈信号达到目的。如要完成定高飞行，除了使飞行具有良好短周期模态和长周期模态外，还可以引入高度反馈，完全脱离驾驶员操纵实现保
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)
城市轨道交通列车自动控制系统简介 、前言 随着城市现代化的发展，城市规模的不断扩大，城市轨道交通的发展已成为解决现代城市交通拥挤的有效手段，其最大特点是运营密度大、列车行车间隔时间短、安全正点。城市轨道交通列车自动控制系统是保证列车运行安全，实现行车指挥和列车运行现代化，提高运输效率的关键系统设备。 二、列车自动控制系统的组成 列车自动控制（ATC系统由列车自动防护系统（ATP、列车自动驾驶系统（ATO和列车自动监控系统（ATS三个子系统组成。 一列车自动防护( ATP-Automatic Train Protection 系统 列车自动控制系统中的ATP的子系统通过列车检测、列车间 隔控制和联锁（联锁设备可以是独立的，有的生产厂商的系统也可以包含在ATP系统中）控制等实现对列车相撞、超速和其他危险行为的防护。 二列车自动驾驶系统 ( AT0?CAutomatic Train Operation 列车自动驾驶子系统（ATO与ATP系统相互配合，负责车 站之间的列车自动运行和自动停车，实现列车的自动牵引、制动 等功能。ATP轨旁设备负责列车间隔控制和报文生成；通过轨道
电路或者无线通信向列车传输速度控制信息。ATP与ATO车载系 统负责列车的安全运营、列车自动驾驶，且给信号系统和司机提供接口。 三）自动监控（ATS-Automatic Train Super -vision ）系统 列车自动监控子系统负责监督列车、自动调整列车运行以保证时刻表的准确，提供调整服务的数据以尽可能减小列车未正点运行造成的不便。自动或由人工控制进路，进行行车调度指挥， 并向行车调度员和外部系统提供信息。ATS功能主要由位于OCC 控制中心）内的设备实现。 三、列车自动控制系统原理 一）列车自动防护（ATP） ATP是整个ATC系统的基础。列车自动防护系统（ATP亦 称列车超速防护系统，其功能为列车超过规定的运行速度时即自动制动，当车载设备接收地面限速信息，经信息处理后与实际速度比较，当列车实际速度超过限速后，由制动装置控制列车制动系统制动。 ATP通过轨道电路或者无线GPS系统检测列车实际运行位 置，自动确定列车最大安全运行速度，连续不间断地实行速度监督，实现超速防护，自动监测列车运行间隔，以保证实现规定地行车间隔。防止列车超速和越过禁止信号机等功能。 按工作原理不同，ATP子系统可分为“车上实时计算允许速
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。
污水处理厂自控系统工艺介绍 污水处理厂位于市区或市郊，出水排入河流，水质达到国家一级排放标准。 工程采用水解－AICS处理工艺。其具体流程为：污水首先分别经过粗格栅去除粗大杂物，接着污水进入泵房及集水井，经泵提升后流经细格栅和沉砂池，然后进入水解池，。水解池出水自流入AICS进行好氧处理，出水达标提升排入河流。AICS反应器为改进SBR的一种。其工艺流程如下图1所示：矚慫润厲钐瘗睞枥庑赖。 污水处理厂自控系统设计的原则 从污水处理厂的工艺流程可以看出，主要工艺AICS反应器是改进SBR的一种，需要周期运行，AICS反应器的进水方向调整、厌氧好氧状态交替、沉淀反应状态轮换都有电动设备支持，大量的电动设备的开关都需要自控系统来完成，因此自控系统对整个周期的正确运行操作至关重要。而且好氧系统作为整个污水处理工艺能量消耗的大户，它的自控系统优化程度越高，整个污水处理工艺的运行费用也会越低，这也说明了自控系统在整个处理工艺中的重要性。聞創沟燴鐺險爱氇谴净。 为了保证污水厂生产的稳定和高效，减轻劳动强度，改善操作环境，同时提高污水厂的现代化生产管理水平，在充分考虑本污水处理工艺特性的基础上，将建设现代化污水处理厂的理念融入到自控系统设计当中，本自控系统设计遵循以下原则：先进合理、安全可靠、经济实惠、开放灵活。残骛楼諍锩瀨濟溆塹籟。
自控系统的构建 污水处理厂的自控系统是由现场仪表和执行机构、信号采集控制和人机界面（监控）设备三部分组成。自控系统的构建主要是指三部分系统形式和设备的选择。本执行机构主要是根据工艺的要求由工艺专业确定，预留自控系统的接口，仪表的选择将在后面的部分进行描述。信号采集控制部分主要包括基本控制系统的选择以及系统确定后控制设备和必须通讯网络的选择。人机界面主要是指中控室和现场值班室监视设备的选择。酽锕极額閉镇桧猪訣锥。 1、基本系统的选择 目前用于污水处理厂自控系统的基本形式主要有三种DCS系统、现场总线系统和基于PC控制的系统。从规模来看三种系统所适用的规模是不同。DCS系统和现场总线系统一般适用于控制点比较多而且厂区规模比较大的系统，基于PC的控制则用于小型而且控制点比较集中的控制系统。彈贸摄尔霁毙攬砖卤庑。 基于PC的控制系统属于高度集成的控制系统，其人机界面和信号采集控制可能都处于同一个机器内，受机器性能和容量的限制，本工程厂区比较大，控制点较多，因此采用基于PC的控制系统是不太合适的。謀荞抟箧飆鐸怼类蒋薔。
QFT 飞行控制系统设计 4.1 引言 在飞控系统中，被控对象（如直升机等）往往是非常复杂的多输入多输出系统，具体表现为非线性、时变、高度耦合、高阶、不稳定、模型不确定性等。因此，这对设计一个覆盖整个飞行包线的控制器带来相当大的难度。目前，国内外设计全包线控制器一般有以下几种方法： 增益调度（gain scheduling ）、非线性动态逆（Non-Linear Dynamic Inversion ）、定量反馈理论（QFT ）、自适应控制（AC ）等。其中，国内外大多数采用增益调度方法。 本章将介绍一种工程上较为容易实现的强鲁棒控制理论—定量反馈理论（QFT ）。重点介绍了MIMO 系统设计QFT 控制器的原理和一般步骤。 4.2 MIMO 系统的QFT 控制器设计概述 定量反馈理论（QFT ）是以色列人Horowitz 教授提出的一种强鲁棒控制理论，它针对当对象具有不确定性和存在干扰的情况下，如何利用反馈信息设计出满足一定要求的控制系统这一问题而提出的。QFT 的最初发展首先研究具有不确定性的线性时不变单输入单输出系统（LTI/SISO ），如图4.1所示。其中，P 为不确定控制对象，r 为指令输入，y 为系统输出，1d 和2d 分别表示输入干扰和输出干扰,G 和F 为要设计的控制器和前置滤波器。随着QFT 的理论研究的深入，进一步推广到多输入多输出、非最小相位/不稳定、时变及非线性等系统。LTI/SISO 系统是QFT 研究的基础，而其他的MIMO 系统等都可以通过数学变化转化为等效的LTI/SISO 系统，再进行设计。 y 图4.1 SISO 系统的QFT 控制框图 MIMO 系统QFT 研究的重点就是如何有效地将原控制系统转化成一组等效的MISO 系统，从而可以运用相对成熟的SISO 系统QFT 设计分析，这也是MIMO 系统QFT 设计相比较与SISO 系统设计的最大特点。图4.2给出了两输入两输出系统的等效过程。可以看出原系统是22?系统，等效后变成了4个结构类似的21?子系统。每个系统都有两个输入端，一个输出端。两个输入分别是指令输入和由各子系统之间耦合作用引起的输入，即“干扰”输入。 然后，就可以对每个子系统采用SISO 系统的QFT 设计方法设计对应的控制器。最后，将各子系统的设计结果综合起来就是原系统的设计结果。
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=>
自动控制系统简介 一、自动控制系统的组成 1、看以下框图 2、被控对象：需要实现控制的设备、机械或生产过程成为对象，如下塔、主冷、空冷塔、粗氩冷凝器。 3、被控变量：对象内要求保持一定数值（或按某一规律变化）的物理量称为被控变量。如下塔液空液位、空冷塔液位、粗氩冷凝器液位。 4、控制变量（操作变量）：受执行器控制，用以使被控变量保持一定数值的物料或能量称为控制变量。如由下塔进入上塔经过液空节流阀（LV1）的液空。 5、干扰：除控制变量外作用于对象并能引起被控变量变化的一切因素。比如进下塔空气量改变，影响液空产量，对下塔液空液位有影响。 6、给定值：工艺规定被控变量要保持的数值。 7、偏差：设定值与测量值之差。 8、控制器：对来自变送器的测量信号与给定值相比较所产生的偏差，并根据一定的规律进行运算（PID运算），并输出控制信号给执行器。 9、检测与变送装置：它测量被控变量，并将被控变量转换为特定的信号送给控制器的比较环节。 10、执行器：它根据控制器送来的信号相应地改变控制变量，以达到控制被控变量的目的。如LV1根据控制器送来的信号，可以改变进入上塔的液空量（操作变
量），从而控制了被控变量下塔液空液位。 11、正作用环节：输出信号随输入信号增加而增加的环节称为正作用，输出信号随输入信号的增加而减小的环节称为反作用环节。 12、执行器、变送器、被控对象三个环节组成广义对象，当广义对象为正作用时，控制器为反作用特性。 13、选择控制器的正反作用： 13.1判断被控对象的正反作用方向。当控制变量增加时，被控对象的输出（被控变量）也增加，控制变量减小时，被控对象的输出（被控变量）也减小，则被控对象为正作用方向。如果被控变量与控制变量的变化方向相反，则被控对象为反作用方向。 13.2确定执行器的正、反作用方向。气开阀为正作用，气闭阀为反作用。执行器气开、气闭是根据工艺安全角度考虑。 13.3确定广义对象的正、反作用，一般变送器为正作用，只需根据被控对象和执行器的作用方向判断广义对象的作用方向，这两个环节同向，则广义对象为正作用，反之为反作用。 13.4确定控制器的正反作用。若广义对象为正作用方向，则控制器为反作用方向，若广义对象为反作用方向，则控制器为正作用方向。 14、自动控制系统运行的基本要求：要实现自动控制，系统必须闭环。闭环控制系统的稳定运行最基本的必要条件是负反馈。系统要构成负反馈，则广义对象为正作用特性时，控制器为反作用特性；当广义对象为反作用特性时，则控制器为正作用特性。被控对象与执行器的特性由实际的现场工艺条件确定，所以应通过控制器的正反作用特性来满足系统的负反馈要求。 二、过程参数的检测 1、一个检测系统主要由被测对象、传感器、变送器和显示装置等部分组成。对某一个具体的检测系统而言，被测对象、检测元件和显示装置部分总是必需的。 2、传感器又称为检测元件或敏感元件，它直接响应被测变量，经能量转换并转化成一个与被测变量成对应关系的便于传送的输出信号，如电压、电流、频率等。 3、变送器是把传感器的输出转换为4～20mA的标准统一的模拟量信号或者满足特定标准的数字信号的检测仪表。
总复习 第一章 飞行动力学 一、概念： 1、体轴系纵轴ox 在飞机对称平面内；速度轴系纵轴a ox 不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox 在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox 相差一个配平迎角0α。 2、俯仰角θ的测量轴为地轴系横轴g oy ；滚转角φ（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox ；偏航角ψ的测量轴为地轴系铅锤轴g oz 。 3、迎角α：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox 夹角。 以的投影在ox 轴之下为正。 4、β（侧滑角）：空速向量v 与飞机对称平面的夹角。以v 处于对称面右为正。 5、坐标系间的关系 机体轴系b S 与地轴系g S 之间的关系描述为飞机姿态角（ψφθ、、）； 速度轴系a S 与机体轴系b S 之间的关系描述为气流角（βα、）； 速度轴系a S 与地轴系g S 之间的关系描述为航迹角（χμγ、、）。 6、舵偏角符号 升降舵偏角e δ：平尾后缘下偏为正0>e δ，产生低头力矩。0 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。 1 飞行控制系统的硬件设计 本文设计的飞行控制系统在硬件方面主要分为控制器、传感器、电源、执行机构和遥控接收等模块， 1.2 传感器 1.2.1 陀螺仪 陀螺仪能够对检测指示器中的数据加以显示，是自动控制系统当中的一个非常重要的组成。应用的陀螺仪是MPU6050三轴形式的陀螺仪，具有16位的模拟、数字转换器，使输出模拟量实现向可输出数字量的转化。 1.2.2 加速度传感器 在多旋翼的飞行控制系统当中，加速传感器应该说是一个非常重要的元器件。这不仅是由于加速度传感器具有动态载体的特性校正功能，并且它能够针对加速度实施积分，继而得出载体速度以及位置之类的基本信息。我们所选取的ADI公司研发的ADXL345传感器，同时兼具SPI以及I2C的数字输出功能，其分辨率较高，同时体积也比较小。 1.2.3 GPS模块 当无人机在天空飞行的时候定位系统是十分重要的，需要对无人机所呈现的姿态加以实时的测量，可以说在无人机系统当中，GPS模块占据着一定的主导地位。我们选取了U-BLOX公司所研发和生产的CJMCU-6M当作GPS的接收机，该传感器具有接口较为方便，而且定位的速度也比较快，不用长时间等待的特征。其利用串口输出的形式RS-232数据传输，继而结合协议而解算无人机所处的坐标、高度和时间之类的信息。 1.3 电源 电源模块主要的功能是为飞控系统当中的其他模块供给电量，从而确保飞行顺利。电源模块当中主要包含一个电源接口，以及一个稳压器，稳压器所具备的功能是对电压加以转换，避免因为高电压而导致电路板和一些其他元器件的损坏。本文中选择系统稳压器的标准为5V 输入，主控板的供电输出是3.3V，而最大的输出电流是500mA。 1.4 执行机构驱动 多旋翼无人机的飞行系统想要达成自主悬停功能，这就需要飞行器必须要在飞行不稳的情况之下能够迅速地改变成为平稳的状态，也就是在这种情况之下，执行机构要在非常短的时间之内做出相应的反应，让无人机所呈现的速度能够高速地提升或降低。本文所设计的系统当中采用直流无刷电机当作执行机构，继而配合无刷电调来应用，这个电机具备周期较长，而且效率较高等特征。电机是一种十分关键的执行机构，是对飞行器的姿态加以控制的动力。而我们所选择的直流无刷电机是想让四旋翼形式的飞行器形成多种飞行的姿态，工作的主要原理为对空气动力学的利用，从而使旋翼形成多种转速，继而达到想要的效果，完成各种飞行姿态。直流无刷的电机所接收到的控制信号是PWM波所发出的。而结合DSP所发出的具 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 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.doczj.com/doc/141042952.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(驱飞行器自动控制导论_第一章飞行控制系统概述
1 飞行控制系统的硬件设计
(整理)自动飞行控制系统电子讲稿第一部分
变体飞行器控制系统综述
相关主题
文本预览