飞行控制仿真实验报告Word格式.docx

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指导教师：

2016年6月8日

1.实验内容

1.1俯仰操纵

1.1.1实验要求

控制俯仰角保持在10度，并记录飞机的状态数据，绘制俯仰角变化曲线、滚转角变化曲线、速度变化曲线、航向变化曲线以及飞机运动轨迹，完成试验后分析仿真结果。

同时，并分析俯仰角能够稳定的原因。

1.1.2俯仰控制原理

俯仰角是由升降舵控制的，升降舵偏角的变化会产生对应的俯仰力矩，俯仰力矩会产生相应的机体角速度。

正是因为机体角速度的存在，才会使得俯仰角发生变化，对于常规飞行器而言，一定的操作杆行程会稳定在一个确定的姿态角。

于是要想使得俯仰角能够稳定的住，那么最终要使得机体角速度为0才行，这就需要引入反馈的概念，由飞机的动力学方程可以看出，姿态角作为反馈信号，反馈给了机体角速度，这样就形成一个耦合回路，保证了俯仰角控制的稳定。

1.2滚转操纵

1.2.1实验要求

控制滚转角保持在30度，并记录飞机的状态数据，绘制俯仰角变化曲线、滚转角变化曲线、速度变化曲线、航向变化曲线以及飞机运动轨迹，完成试验后分析仿真结果。

同时，并分析滚转角能够稳定的原因。

1.2.2滚转操纵原理

滚转角的控制由副翼实现，同时方向舵偏角也会引起一定的滚转角，但是方向舵引起的滚转是较小的。

滚转通道和偏航通道是相互耦合的。

左右副翼不同极性的偏转会产生不同极性的滚转转矩，于是会产生不同极性的机体角速度。

正是由于机体角速度的存在，产生了对应的滚转角速度，最终引起了一定的滚转角。

如俯仰角一样，对于常规飞机而言，一定的副翼偏转角会使得滚转角稳定在一个确定的值。

同样，要想使得滚转角可以稳定的住，也需要将滚转角和滚转角速度反馈回机体角速度，通过形成一个闭环控制才能使得飞机的滚转角稳定住。

1.3航向操纵

1.3.1实验要求

控制航向角保持在100度，并记录飞机的状态数据，绘制俯仰角变化曲线、滚转角变化曲线、速度变化曲线、航向变化曲线以及飞机运动轨迹，完成试验后分析仿真结果。

1.3.2航向操纵原理

航向控制主要是通过副翼舵偏角实现的，左右副翼上下偏转产生不同极性的滚转力矩，最终产生对应的滚转角。

因为滚转角的存在，使得飞机的升力部分转换为向心力，于是产生了对应的偏航力矩。

滚转控制和偏航通道会产生一定的耦合，且通过产生一定滚转角去控制航向效率较方向舵更高。

同样，改变方向舵偏角也会产生偏航力矩，也可改变飞机的航向，只是这种控制效率较副翼而言效率低的多。

1.4速度控制

1.4.1实验要求

控制速度保持在700m/s，并记录飞机的状态数据，绘制俯仰角变化曲线、滚转角变化曲线、速度变化曲线、航向变化曲线以及飞机运动轨迹，完成试验后分析仿真结果。

1.4.2速度控制原理

通过控制飞机的升降舵，改变飞机俯仰角的大小来控制速度的物理实质是控制飞机升降舵后，飞机的俯仰角发生了变化，因此重力在速度方向的分量也会随之变化，所以实现了速度的改变。

1.5复合控制

1.5.1实验要求

控制飞机起飞后，先爬升高度到5000米，然后保持滚转角为20度。

在航向控制在120度后，使得高度下降到3000米后保持直线平飞。

2.实验过程

本实验是利用RTX61及MATLAB软件完成的。

仿真开始前，首先初始化定位系统，在RXT61下完成初始化编程，根据实验要求在初始程序下对俯仰、滚转、航向、速度改动来获取飞行状态数据；

开始仿真，自动生成飞行状态数据并储存在对应文件中，待数据稳定后结束仿真。

3.仿真

3.1俯仰通道

（1）俯仰角变化曲线

（2）滚转角变化曲线

（3）航向角变化曲线

（4）速度变化曲线

（5）飞行运动轨迹

3.2滚转通道

3.3偏航通道

3.4速度通道

4.实验结论

飞行器的运动状态是受飞行器的四个控制输入影响的，四个控制输入分别为升降舵偏角，副翼舵偏角、方向舵偏角以及油门输入。

四个控制输入是根据操纵杆以及油门推杆行程确定的，不同的行程对应不同的输入。

其中升降舵控制飞机的纵向运动，即控制飞机的俯仰姿态；

副翼和方向舵控制飞机的横侧向运动，横侧向运动包括滚转和偏航两个通道，且这两个通道存在严重耦合。

滚转会影响偏航，反之偏航也会影响滚转运动。

就操纵效率而言，用副翼去操纵偏航效率更好，因为在存在滚转角时，飞机的升力会提供一部分转向的向心力，这样将增加偏航角速度，提高转向效率。

5.思考题

5.1分析飞机的长周期运动和短周期运动

在通常情况下，刚性飞行器的纵向扰动运动有两个模态，即长周期模态和短周期模态。

长周期模态（又称沉浮模态）主要反映飞行器质心的运动特性，是弱衰减或弱发散的低频振荡，其中主要是速度大小和俯仰角的周期性变化，而迎角的变化很小。

短周期模态主要反映飞行器俯仰转动的特性，相对于长周期模态而言是衰减快、振荡频率高，其中主要是飞机俯仰角速度和迎角的变化，而速度的变化很小。

短周期模态只在扰动运动的初始阶段（约几秒钟内）起作用，很快即衰减掉，而长周期模态则在相当长的时间内起作用。

5.2分析飞机的静稳定性和动态稳定性原理

如果飞机在外界瞬时扰动的作用下偏离平衡状态，在最初瞬间所产生的是恢复力矩，使飞机具有自动恢复到原来平衡状态的趋势，则称飞机具有静稳定性；

反之，若产生的是不稳定力矩，飞机便没有自动恢复到平衡状态的趋势，故称为没有静稳定性。

静稳定性只表明飞机在外界扰动作用后的最初瞬间有无自动恢复到原来平衡状态的趋势，并不能说明飞机能否最终恢复到原来的平衡状态。

研究飞机在外界瞬时扰动作用下，整个扰动运动过程的问题，称为飞机的动稳定性。

飞机的静稳定性和动稳定性之间有着非常密切的关系。

一般来说，只要恰当地选择静稳定性的大小，就能保证获得良好的动稳定特性。