飞行控制仿真实验报告

飞行控制仿真实验报告

Document serial number【UU89WT-UU98YT-UU8CB-UUUT-UUT108】

飞行控制

仿真实验报告

学 号： 姓 名： 专 业： 指导教师： 2016

年6月8日

目 录

1.实验内容俯仰操纵

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。

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。 滚转操纵

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。

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。 航向操纵

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。

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。 速度控制

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。

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。 复合控制

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

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 滚转通道

(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 偏航通道

(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 速度通道

(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

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

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。 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。