应用MATLABSimulink设计指定构型的飞行控制律
如何在Matlab中进行运动规划与控制
如何在Matlab中进行运动规划与控制引言：在机器人技术和自动化领域，运动规划与控制是一个关键性的问题。
它涉及到如何设计算法和控制策略来使机器人实现特定的运动任务。
而Matlab作为一种强大的科学计算工具，为开发者提供了丰富的函数库和工具箱，使得运动规划与控制变得更加便捷和高效。
本文将介绍如何在Matlab中进行运动规划与控制，并提供一些实用的技巧和建议。
一、基本概念与原理运动规划与控制的基本概念是指通过对机器人的控制信号进行优化，使机器人能够按照既定的轨迹或目标运动。
其基本原理是在给定初始条件和运动要求的情况下，通过求解逆运动学或优化算法得到合适的控制信号，实现机器人的目标运动。
二、运动规划与逆运动学在Matlab中，可以使用Robotics System Toolbox工具箱来进行运动规划和逆运动学求解。
该工具箱提供了丰富的函数和工具，方便用户进行机器人的运动规划和控制。
1. 机器人模型的建立在进行运动规划前，需要先建立机器人的模型。
可以通过Robotics System Toolbox的机器人创建函数来快速创建机器人模型。
根据机器人的几何参数和DH 参数，可以使用以下代码创建机器人模型：```matlabrobot = robotics.RigidBodyTree;L1 = robotics.RigidBody('L1');J1 = robotics.Joint('J1', 'revolute');setFixedTransform(J1,trvec2tform([0,0,0]));J1.JointAxis = [0 0 1];L1.Joint = J1;addBody(robot, L1, 'base');```2. 运动规划运动规划的目标是确定机器人关节的轨迹或位置，使得机器人能够实现指定的运动任务。
在Matlab中，可以使用Robotics System Toolbox提供的运动规划函数来实现。
基于Matlab-Simulink的飞行器全数字仿真平台的设计
基于Matlab/Simulink的飞行器全数字仿真平台的设计摘要：针对飞行仿真的研究通常会忽略仿真模型或平台的通用性、可重性及互操作性等问题，采用对所设计仿真平台的功能进行详细划分和描述，构建总体仿真系统框架的措施来解决这些问题。
首先，在matlab环境下建立飞行器全数字仿真平台，利用该平台可以进行动力学分析、飞行控制系统设计及航迹规划等不同任务。
其次，利用matlab 提供的gui 接口实现人机交互界面的设计的设计。
所设计平台模块的划分相对独立，人机交互界面可修改飞行器的相关信息，具有较强的通用性。
关键词：matlab/simulink gui 飞行控制数字仿真仿真平台中图分类号：v274 文献标识码：a 文章编号：1674-098x（2013）02（c）-00-01飞行器可以被应用于运输、救生、对地观测、空中预警以及通讯中继，因此其在军事和民事领域中都有很大的应用前景。
因此对飞行器进行仿真分析很有必要，同时仿真也是对飞行器的动力学特性分析、控制律设计等工作的重要手段。
matlab作为一种面向科学计算、可视化以及交互式程序设计软件。
它将数值分析、矩阵计算、科学数据可视化以及非线性动态系统的建模和仿真集于一身，为科学研究、工程设计以及必须进行有效数值计算的众多科学领域提供了一种全面的解决方案。
simulink是matlab提供的仿真工具，可以方便地进行动态系统建模、仿真、分析等。
该文基于matlab gui建立飞行器的全数字仿真平台。
利用该平台可以快速地进行用飞行器的全数字仿真，根据参数设置的不同进行航迹规划、实时状态参数显示和仿真结果显示等仿真工作。
1 仿真系统框架设计仿真系统可分为导航和控制模块、执行模块、飞行器动力学模块和人机交互界面模块。
其中导航控制模块又分为航迹规划模块、接受指令模块、飞行管理系统、导航系统及控制系统五个子模块，导航子模块把飞行器的状态信息传给飞行管理系统，飞行管理系统根据航迹规划的要求处理后给出模态控制信号从而控制着飞行器的飞行，执行模块由舵机模型组成。
基于Simulink的航空发动机控制律设计与仿真
基于Simulink的航空发动机控制律设计与仿真柳亚冰;单贵平【摘要】The computer simulation technology is widely used in the process of designing the aero-engine FADEC system. This paper proposes a digital control system design process of one turboprop engine,which is based on the computer simulation technology and the simulation platform is developed by using the Matlab/simulink software.lt started from the analyzing of the model's responses, then designs the control rules and did the simulation validation. In addition, it improves the control rules and designs the feed-forward compensation based on the result of simulation. Finally, the full digital simulation environment of aero-engine is constructed, and did the simulation of the control rules. At last, the feasibility is verified through the digital simulation, and it provides a guidance of the FADEC design.%在航空发动机数控系统设计过程中,计算机仿真技术得到了广泛应用.基于计算机仿真技术,利用Matlab/simulink软件开发数字仿真平台,在某型涡桨航空发动机数控系统方案设计过程中,进行了模型的响应分析,设计了控制规律并进行仿真验证；根据仿真结果,改进设计了前馈补偿环节,并进行了仿真验证；搭建了该型发动机的全数字仿真环境,对控制规律进行仿真验证.通过数字仿真验证了控制规律的可行性,指导了数控系统方案设计.【期刊名称】《微型电脑应用》【年(卷),期】2012(028)010【总页数】3页(P13-15)【关键词】计算机技术;航空发动机数控系统;数字仿真;Matlab/simulink【作者】柳亚冰;单贵平【作者单位】上海交通大学,上海,200030;南京航空航天大学,无锡,214063【正文语种】中文【中图分类】TP3110 引言航空发动机是个强非线性、时变、多变量系统，因其高复杂度，所以发动机的控制系统是航空发动机技术发展的一个关注热点。
MATLAB与Simulink控制系统设计技巧
MATLAB与Simulink控制系统设计技巧近年来，随着科技的发展与应用领域的不断拓展，控制系统设计成为了各个领域中不可或缺的一环。
在控制系统设计的过程中，MATLAB与Simulink成为了众多工程师和专家的首选工具。
本文将重点介绍MATLAB与Simulink控制系统设计的一些技巧与方法。
一、MATLAB在控制系统设计中的应用MATLAB是一种数学建模与仿真软件，广泛应用于控制系统的设计与调试。
在控制系统设计中，MATLAB提供了各种工具和函数，用于实现系统模型的建立、系统特性分析、控制器设计和系统性能评估。
下面将介绍几个MATLAB在控制系统设计中常用的功能。
1.1 系统模型的建立在控制系统设计中，首先需要建立系统的数学模型。
MATLAB提供了丰富的建模工具和函数，包括线性化建模、非线性建模、状态空间模型等。
通过这些功能，我们可以根据系统的物理特性和控制要求，灵活地构建系统模型。
1.2 系统特性分析MATLAB提供了许多功能，可以帮助分析系统的稳定性、响应速度、频率特性等。
例如，我们可以使用MATLAB中的系统稳定性分析工具箱，通过根据系统的传递函数或状态空间模型，计算系统的极点和传递函数零点，并评估系统的稳定性。
1.3 控制器设计在控制系统中，控制器的设计对系统性能至关重要。
MATLAB提供了自动控制系统设计工具箱，可以根据系统要求和性能指标，自动优化控制器参数。
此外，MATLAB还提供了手动调整控制器参数的功能，用于满足特定的设计要求。
1.4 系统性能评估MATLAB还提供了丰富的性能评估工具，用于评估系统的稳定性、响应速度、抗干扰性等。
通过这些工具，我们可以进行模拟实验，测试系统在不同条件下的性能表现，并根据实验结果对系统进行改进和调整。
二、Simulink在控制系统设计中的应用Simulink是MATLAB的一个重要扩展模块，用于建立复杂的动态系统模型，并进行仿真和验证。
相比于MATLAB的非连续时间处理能力，Simulink更适用于连续时间系统的建模与仿真。
MatlabSimulink环境下无人机全过程飞行仿真技术研究
作者签名： 日 期：图清单图 2.1 图 2.2 图 2.3 图 2.5 图 2.6 图 2.7 图 3.1 图 3.2 图 3.3 图 3.4 图 4.1 图 4.2 图 4.3 图 4.4 图 4.5 图 4.6 图 4.7 图 4.8 图 4.9 无人机飞行仿真模块结构图 ............................................................................ 6 典型控制结构图 ................................................................................................ 8 Simulink 接收指令结构图............................................................................... 10 飞行管理系统结构图 ...................................................................................... 11 控制子模块图 .................................................................................................. 12 指令发送结构图 .............................................................................................. 14 助推器安装角度和位置图 .............................................................................. 22 助推器脱落简图 .............................................................................................. 23 一维线性插值原理图 ...................................................................................... 24 二维线性插值原理图 ...................................................................................... 25 自然飞机力学结构示意图 .............................................................................. 28 操纵油门开度力学结构示意图 ...................................................................... 29 飞行自动控制系统的组成 .............................................................................. 29 俯仰角控制回路 .............................................................................................. 31 滚转角控制回路 .............................................................................................. 31 高度控制回路 .................................................................................................. 32 无人机的航向控制回路 .................................................................................. 33 无人机的侧向控制回路 .................................................................................. 33 航向角偏转示意图 .......................................................................................... 34
基于Matlab的直升机飞行控制律设计与仿真
基 于 M atla b 的 直 升 机 飞 行 控 制 律 设 计 与 仿 真
周其兵 , 李 波 ,彭 军
(中国直升机设计研究所 ,景德镇 , 333001)
摘 要 本文介绍了 Ma tlab 语言在直 升机飞控系 统控制律设 计过程中 的应用 , 其中包括 使用 Si m ulink 对控 制律程序的建模 、 仿真和分析 ,以 及应 用图形用户界面 ( GU I)对仿真的结果进行分析和评定 。 关键词 飞识码 : A
D esign and S i m ula tion of Hel icopter F light Con tr ol L aw Ba sed on M a tlab
ZHOU Q ibing, L IBo, PENG J un
( China He licop ter R esearch and Deve lopment Institute, Jingdezhen, 333001 )
2 控制律设计与仿真
2. 1 定义 2. 1. 1 坐标系 本文设计采用右手机体坐标系 OXYZ。 OX 轴 :平行机体构造水平面 ,向前为正 ; OY轴 :垂直于机体对称面 , 垂直于 OX 轴 , 向右 为正 ; OZ轴 :垂直于 OXY平面 , 向下为正 ; 原点 O:直升机重心 。 2. 1. 2 状态方程 直升机数学模型采用 9 阶气动导数 , 其状态方 程如下 : X � =Ax +B u
Ab stra ct This pape r describes the applications of M atlab on the helicopte r flight control law de2 sign, including the modeling、 sim ula tion and ana lysis of control law by Sim ulink, and the eva luation of si m ulating re sult app ling Graphic U ser Interface ( GU I) . Key word s flight control law; simula tion 行控制律设计和仿真必不可少的工具 。
matlab典型飞机的飞行控制律设计
matlab典型飞机的飞行控制律设计1.引言1.1 概述正文概述飞行控制律是飞机自动驾驶系统中的重要组成部分，通过设计飞行控制律可以实现对飞机的稳定性和操纵性的控制。
在过去的几十年中，随着飞机自动化技术的发展，飞行控制律设计已经成为飞机设计中不可或缺的环节。
本文旨在介绍MATLAB在典型飞机飞行控制律设计中的应用。
首先将从飞行控制律设计的原理入手，解释飞行控制律设计的基本概念和目标。
然后，将重点介绍MATLAB在飞行控制律设计中的应用，包括MATLAB 工具箱的使用和MATLAB编程的技巧。
最后，通过实验和案例分析，评估和总结飞行控制律设计的效果，并对未来的研究方向进行展望。
本文的主要目的是提供给研究者、工程师和学生一个全面了解MATLAB在飞行控制律设计中应用的指南，以及对飞行控制律设计的原理和方法有一个清晰的理解。
通过本文的学习和实践，读者可以掌握MATLAB在飞行控制律设计中的应用技能，提高自己在飞机设计和飞行控制领域的能力。
在接下来的章节中，我们将首先介绍飞行控制律设计的原理，包括传统的PID控制器和现代控制理论。
然后，我们将详细讨论MATLAB在飞行控制律设计中的应用，包括如何使用MATLAB工具箱进行控制律设计和仿真。
最后，我们将通过实验和案例，评估和分析设计结果，并对未来的研究方向进行展望。
在本文的结尾部分，我们将总结本文的主要内容并对未来的研究进行展望。
通过本文的阅读和学习，我们相信读者将能够深入了解飞行控制律设计中MATLAB的应用，并能在实际工程中灵活运用这些知识。
1.2文章结构文章结构部分主要介绍了文章的整体结构和各章节内容的概括。
这样可以帮助读者更好地理解文章的结构和组织，以便更好地阅读和理解文章的内容。
以下是关于文章结构的内容：文章结构：本文主要分为引言部分、正文部分和结论部分三个主要部分。
引言部分：引言部分首先对文章的主题进行概述，简要介绍了MATLAB飞行控制律设计的研究背景和意义，并阐述了文章的目的和重要性。
matlab在控制方面的示例
一、简介MATLAB（Matrix Laboratory）是一种用于算法开发、数据可视化、数据分析以及数值计算的高级技术计算语言和交互式环境。
MATLAB被广泛应用于科学和工程领域，特别是在控制系统设计和模拟方面具有重要的作用。
在控制方面，MATLAB提供了丰富的工具和函数，可用于设计、分析和实现各种类型的控制系统，并且提供了许多示例来帮助用户更好地理解控制系统。
二、控制系统的建模和仿真1. 实例一：DC电机控制假设我们希望设计一个用于控制直流电机的系统。
我们可以使用MATLAB来建立直流电机的数学模型，并使用Simulink进行仿真。
通过编写方程或使用Simulink的模块化建模工具，我们可以描述电机的动态行为和控制器的工作原理，从而获得一个完整的控制系统模型。
我们可以通过仿真来评估不同的控制策略，优化系统性能，并进行实验验证。
2. 实例二：PID控制器设计在控制系统中，PID（Proportional-Integral-Derivative）控制器是一种常用的控制器类型。
使用MATLAB中的Control System Toolbox，我们可以设计和调试PID控制器。
我们可以通过输入系统的传递函数或状态空间模型来创建控制系统对象。
可以利用Control System Toolbox提供的自动调整功能，根据系统的要求和性能指标，自动调整PID控制器的参数来实现系统稳定和性能优化。
三、控制系统分析和优化1. 实例三：系统频域分析在设计控制系统时，频域分析是一种重要的方法。
MATLAB提供了许多函数和工具，可用于进行频域分析。
我们可以使用bode函数来绘制系统的频率响应曲线，了解系统的增益和相位裕度，并进行稳定性分析。
MATLAB还提供了工具来进行奈奎斯特图和极点分析等分析方法，帮助用户更好地理解系统的动态特性。
2. 实例四：多目标优化在实际控制系统设计中，通常需要同时满足多个设计指标，例如稳定性、快速响应和抑制干扰等。
基于 Matlab_Simulink的旋翼飞机高度复合控制系统仿真作业.doc 111
基于 M a t l a b / S i m u l i n k 的旋翼飞机高度复合控制系统仿真Based on the the M atlab / S imulink rotorcraft highly complex control system simulation学生姓名：李凌飞专业班级：电气工程及其自动化3班完成日期：2012年4月28日摘要MATLAB语言在控制系统仿真与分析方面具有众多优点。
具有完备的图形处理功能,实现计算结果和编程的可视化；友好的用户界面及接近数学表达式的自然化语言；高效的数值计算及符号计算功能，能使用户从繁杂的数学运算分析中解脱出来；功能丰富的应用工具箱(如信号处理工具箱、通信工具箱等) ,为用户提供了大量方便实用的处理工具。
本论文采用了 Matlab/Simulink 仿真软件对旋翼飞机高度控制系统进行了常规 PID 控制器与引入前置滤波器相结合的复合控制仿真设计，设计方案不断改进。
实践表明, M A T L A B 软件是研究和分析控制系统的一个有效手段。
仿真结果表明，前置滤波结合PID 控制器可以明显改善高阶系统性能。
最后的设计方案，其动基于M a t l a b / S i m u l i n k 的旋翼飞机高度复合控制系统仿真态性能与控制精度都非常令人满意，已大大优于文献［1 ］。
关键词：Matlab/Simulink；仿真；旋翼飞机；PID 控制器；前置滤波器AbstractThe computer language of MA TLAB has many merits on simulation and an a lysis of control system．With complete graphics, visualization of calculation results and programming; friendly user interface and close to the mathematical expression of the naturalization language;efficient numerical computation and symbolic computation capabilities, enabling usersfrom complicated math analysisfreed; feature-rich application toolkit (such as the signal Processing Toolbox, Communications Toolbox, etc.), to provide users with a convenient and practical processing tools.Using Matlab / Simulink simulation software rotorcraft The control system simulation design, a combination of conventional PID controller and the introduction of the pre-filter composite control design is continuous improvement.the analysis of the system with the PID control law is given.Simulation results show that the pre-filter combined with a PID controller can significantly improve the high-end system performance. The final design, the dynamic the rotorcraft highly complex control system simulation state performance-based M atlab / S imulink and control precision are very satisfactory, is much better than [1].Keyword：Matlab / Simulink.; Simulation; rotorcraft; PID controller; prefilter目录摘要 (2)Abstract (3)1绪言1.1序言 (6)1.2选题背景与意义 (6)2基本原理知识2.1旋翼飞机的工作原理 (7)2.2PID控制器 (7)2.3滤波器 (8)3论文基本原理分析3.1滤波器前后的性能指标 (8)3.2旋翼飞机高度复合控制系统引入前置滤波器前后的性能指标 (9)3.3重新设计PID 控制器的Matlab/Simulink仿真设计方法 (10)3.4改进的引入前置滤波的PID 控制器的Matlab/Simulink 仿真设计方法........ ..114结果分析与结论4.1实验材料装置和模型 (16)4.2 在Matlab/Simulink 模块下采用PID控制器对系统进行优化设计并与原方法比较 (17)5 结束语 (24)致谢 (24)参考文献 (25)附录 (26)1 绪论MatLab是Mathworks公司推出的一种以矩阵为基本编程单元的程序语言。
基于Matlab_Simulink的旋翼飞机高度复合控制系统仿真 原文
构建如图 6 的 Simulink 模型，仿真运 行结果如图 7 所示。
放大图形，可以直接从图 7 中读出： 超调σ %=0，调节时间 ts=12.8s，稳态误 差 ess=0。从数据上看应该比较合理了，但 是从波形上可以看出有明显的负超调，因 此系统性能还应该再改善。
把 PID 控制器的 P 控制器参数调节为 Kp=200，仿真运行结果如图 8 所示。
图 10 增加零点后的响应曲线 放大图形得出性能指标：超调σ %=0，稳态误差 ess=0，调节时间 ts=9.2s （± 5 % 误差带），1 2 . 4 s （± 2 % 误差 带）。响应曲线比较平滑。此方案系统动 态性能有了很大的改善了，但是还可以做 得更好一些。 通过反复试验，在此方案的基础上稍 加改进，再增加一个零点以提高快速性 能。重新加前置滤波器
善。
3 改进的引入前置滤波的 PID 控制
器的 Matlab/Simulink 仿真设计方法
考虑到 PID 控制器给系统增加了闭环
零点，增加了系统的超调，降低了系统平稳
性。在以上调节 PID 参数的基础上，重新
设定 PID 参数后的系统的开环传递函数
为： 其闭环传递函数：
为消除两个闭环零点，引入前置滤波 器：
控制器。在 Matlab/Simulink 模块下采用
PID 控制器对系统进行优化设计。
常规 PID 控制器的参数整定方法很
多，概括起来有理论计算整定法和工程整
定法，而工程整定法主要包括 Zieg ler-
Nichols 整定法、临界比例度法、衰减曲线
法。本文采用临界比例度法。通过逐步改变
控制器的比例度，得到等幅振荡的过渡过
上升时间tr48s峰值时间tp57s超调28调节消除单零点后的单位阶跃响应曲线由仿真结果可以看到系统的单位阶跃带有前置滤波器的pid控制器消除单零点的simulink模型再增加一零点后的simulink模型11扰动响应的simulink模块基础及前沿研究中国科技信息2009chinasciencetechnologyinformationjul2009的创新等于科技的创新但并等于说只有会设计的人才能创新只要人人都会用triz理论解决日常生活中的小问题创新随时随地都可能发生
在MATLAB和Simulink中设计制导系统
在MATLAB和Simulink中设计制导系统此教程说明在使用应用于导弹自动驾驶仪设计的高级控制方法时如何使用多篇已发表论文中介绍的导弹弹体模型。
该模型表示以介于2 马赫和 4 马赫之间的速度飞行，高度在 10,000 英尺（3,050 米）和60,000 英尺（18,290 米）之间并且典型攻角在 +/-20 度之间的安定面控制导弹。
弹体动力学模型该模型的核心元素是弹体的刚体动力学的非线性表示。
作用到弹体上的空气动力和力矩通过若干系数生成，这些系数是入射角和马赫数的非线性函数。
可以使用Simulink® 和Aerospace Blockset™ 创建该模型。
此模块集的目的是提供参考组件，如大气模型，它对于所有模型是通用的，而不管弹体配置如何。
这些示例包括了Aerospace 模块集提供的组件的简化版本，让您了解标准模块库具有的重用潜力。
在 Simulink 中表示弹体弹体模型包含四个主要子系统，通过加速请求自动驾驶仪进行控制。
大气模型计算在高度不断变化情况下的大气条件变化，安定面作动器和传感器模型将自动驾驶仪与弹体耦合，空气动力学和运动方程模型计算作用在弹体上的力和力矩的大小，并对运动方程进行积分。
国际标准大气模型所使用的Atmosphere 子系统是国际标准大气的近似值，分成两个单独的区域。
对流层区域位于海平面到 11 千米之间，在此区域中，假定温度随不断变化的高度线性降低。
对流层区域以上是低平流层区域，高度在 11 千米到 20 千米之间。
在此区域中，假定温度保持恒定。
用于构造力和力矩的空气动力系数Aerodynamics & Equations of Motion 子系统生成在弹体体轴线上施加到导弹的力和力矩，并对定义弹体线性运动和角运动的运动方程进行积分。
空气动力系数存储在数据集中，在仿真过程中，当前操作条件的值由使用二维查找表模块的插值确定。
经典三回路自动驾驶仪设计导弹自动驾驶仪的目的是控制弹体的法向加速度。
基于MatlabSimulink仿真的STM32F407VET6六轴无人飞行器PID控制
• 116•基于Matlab/Simulink仿真的STM32F407VET6六轴无人飞行器PID控制吉林大学珠海学院 刘梦亭 庾振邦珠海全志科技股份有限公司 马一飞本设计以STM32F407VET6控制芯片为核心控制器实现了六轴飞行器的设计，通过中央控制器控制陀螺仪等传感器采集自身的状态数据，通过相应的姿态拟合，PID 等算法，最终控制电机转速实现飞行器的自身悬停，定点飞行，路线规划飞行，自动返航飞行。
采用Matlab/Simulink 对PID 算法进行数学模型的建立及仿真，结果表明能够满足要求。
随着近年来科技的高速发展，人们已经迈入智能化时代。
而作为智能化时代最突出产物之一的旋翼无人飞行器，其应用领域越来越广泛。
旋翼无人飞行器按照旋翼的个数，旋翼无人机可以划分为单旋翼无人机和多旋翼无人机（多轴无人机）。
其中多轴无人机通过协调各个旋翼的转速，可以实现垂直起降、悬停、侧飞、倒飞等多种飞行动作。
多轴无人机的飞行姿态十分稳定，能够有效克服外界环境对飞行姿态的不良影响。
而多轴无人机一般分为四轴、六轴或八轴飞行器，其稳定性一般来说是八轴大于六轴大于四轴。
四轴飞行器尚且是一个欠驱动系收机接口。
经飞行控制器处理后将所对应的信号传输到电子调速器。
通过电子调速器控制相对应的无刷电机，带动螺旋桨实现飞行动作。
主控芯片在飞行器上起着至关重要的作用，采集ICM20602六轴传感器，AK8975电子罗盘，SPL06-001气压传感器，GPS 数据信号和遥控信号，控制飞行器电调电机的稳定运行实现飞行器的飞行姿态，同时控制LED 为状态显示。
2 软件设计系统软件设计主要包括飞行器中央控制器的程序设计，飞控一方面要接收和解析遥控器发送的飞行命令，另一方面还要融合惯性测量单元六轴传感器和电子罗盘的数据进行飞行姿态的检测和调整控制，使飞行器能平稳悬停和执行飞行任务。
飞行器软件流程图如图2所示。
主程序首先单片机内部始终初始化、中断配置初始化和引脚功能配置，接着进行各通讯串口的初始化与传感器进行对接，遥控器接收和电调控制输出初始化等，再接着进行各通讯串口的初始化与图1 总硬件电路连接示意图统，而六轴飞行器是一个完全驱动系统了。
【doc】基于MATLAB的自适应飞行控制系统参数整定
基于MATLAB的自适应飞行控制系统参数整定航空兵器-9001年第2期论文与报告基于MATLAB的自适应飞行控制系统参数整定祝晓才(国防科技女学三院自动控制系长沙,410073)摘要:针对导弹的时变动力学模型,提出了一种用于设计具有自适应能力的导弹飞行控制系统的方法,并借助于MArrIB平台成功地实现该方法简单直观,易于I 程实现;仿真结果表明,应用该方法设计的系统性能良好.关键词:飞行控制系统自适应控制参数整定最优化l引言导弹的动力学模型表现为典型的非线性时变特性.自60年代以来,采用自适应控制技术来解决导弹动力学特性变化带来的问题,以提高飞行控制系统的性能的方法一直很受重视.文献[1]给出了一种基于系统暂态响应的参数自整定方法,该方法直接从阶跃或脉冲响应中获得简单过程的模型参数,进而在满足"加权误差平方积分(璐E)"指标最小的条件下,整定P[D控制器的参数.文献【2]借助于稳定性判据对待整定的参数施加约束,可保证在对系统的参数进行优化时系统的稳定性.工程上实现的一种途径是根据弹上敏感元件提供的信息,借助于数字计算机进行较完善的在线系统辨识和参数整定.这种方法虽可获得良好的性能,但计算量太大,弹上计算机必须要有足够高的计算速度才能保证控制系统的实时性.本文兼取文献[1]和文献[2]的思想,提出～种仍然是基于经典控制理论的飞行控制系统设计方法.该法应用优化技术对控制系统进行设计,其特点是控制参数的优化离线由计算机自动完成,避免了,繁琐的模型参数在线辨识计算.借助于MA'RAB 软件,该方法从优化设计到最后的数据处理都可以非常简单地实现.2导弹飞行控制系统简化数学模型本文以某个飞行控制系统的俯仰通道作为册究收稿日期:2O0O一07—05对象,它由两个反馈环节构成,分别是俯仰角速度反馈和俯仰角反馈.在简化舵系统等环节时,俯仰通道的简化模型可表示如图1.待整定和优化的参数共三个,分别是俯仰角速度反馈系数.,两个前向放大系数和b.图I俯仰通道简化结构图围中各量的意义如下:a:舵偏角,tad;:导弹的俯仰角.tad;,,,等参数的定义参见文献[3].3设计过程3.1设计方法简介该方法结台自适应的思想,在设计中采用多点计算,总体拟台的手段来获得具有自适应能力的控制规律,碱小控制系统对外界环境参数变化的敏感度.具体做法是:先选择由弹上敏感器件可测量且对导弹动力学模型有影响的若干环境因素(例如:导弹飞行高度日和导弹的速度等)作为参变量.这些参量在容许取值范围内张成一个空问,包含着导弹在飞行过程中由这些参量体现的所有可能的状态组台.本文选择飞行高度日和飞行速度这两个量进行考虑.设定飞行高度取值范围为[0,10000]m,飞行速度的取值范围是[120,3go~Js,这样做并不航空兵器2001年第2期失一般性;再从该空问中取出一定数量的点(它们在这里类似于特征气动点),结合拟订的目标函数,利用优化方法对控制参数进行整定(寻优过程见r 文).取点时,应该尽量增大它们在全空间的密度.对高度每隔500m取一个点,为21个点;对速度每10m/s取一个点,为23个点.这样,一共从和张成的空问里取出483个点进行计算.当所有点的整定工作完成后,就获得一系列控制参数.最后,对这些控制参数在全空间上进行拟合,将得到它们连续形式的控制规律集合K=F(,,…)币难理解,这些控制规律将随着环境参数变化而变化.因而,若将控制规律"装定"到弹上计算机中,弹上计算机读取敏感元件的相关测量信息..就可直接生成相应的控制参数,不再需要进行系统的在线辨识计算,负担大为减轻.由此可以提高系统的实时性,其优越性是明显的.下文就结合该俯仰通道模型来说明该方法的MATLAB实现和应用.3.2目标函数应用优化方法设计系统,其关键在于找到能充分反映系统设计要求的目标函数.从被控对象的时域响应着手,在满足加权误差平方积分(ISE)指标最小的条件下,应用非线性约束最小二乘优化方法对控制参数进行自动整定.从所选取的目标函数看,只要在选取的积分时间内系统进入稳态并持续一段时间,那,厶该目标函数就包含j,系统在跟踪阶跃输入时的稳态误差和超调量.目标函数对这些直接反映系统性能的量进行约束,就可保证经过整定的系统具有良好的性能.记控制参数集为,K=}矗,,k:,∈K;l表示时问:In(K,z)表示阶跃输入;OutlK.1)表示阶跃响应;则可得误差信号Error(K,z)=In(K,z)一Out(K.t)(I)目标函数可表示成r7,血(K)=lError(K,f)dt(2)J通过寻优,就可获得控制参数k使得血(k.)=minfuK)=∈r.minlError(K,1)d(3)KEJ在应用数值方法实际求解时,需将上式离散化而成为觚()=mincost(K):mln,(∑Error(K,f_))(4)为使寻优过程得到的参数保证系统稳定,有必件,这样可以在理论上确保参数整定过程是在使系统稳定的范围内进行的提出的方法基于经典控制理论,优化过程中的稳定性约束可由ROUTH判据得图1所示系统的闭环传递函数的特征多项式为rB>0{C—A?D/B>0(6)D>03.4数据拟合与处理寻优设计过程结束以后,得到一组控制参数.弹上实际应用这些数据时,为减少对存储空问的需求,加快控制参数的生成速度,提高控制系统的实时性,可以将这些控制参数进行数据回归和拟合,求得函数关系k=F(H,V).借助于MAILAB软4MAI乙AB实现学软件,时至今日,它已发展成为适台于多学科,多自领域内各种问题的强有力的手段.借助MATL~B工具.很容易经编程将上述设计过程程序化,形成始气动数据的处理,生成导弹的模型参数;将俯仰通道结构图模块载人到当前工作空问;激活参数优b俯仰通道结构模块记为"Model",该模块是以图形的形式出现的,它从主控模块接收模型参数数据和各控制参数的初值;在优化过程开始后,又祝晓才:基于MA TI~B的自适应飞行控制系统参数整定从参数优化模块接收各控制参数的当前值c.误差信号生成模块记为"Error",该模块功能很简单,即接收系统的阶跃响应数据,此生成误差信号.d参数优化模块记为"Optin~d",这个摸块是本软件的核心部分.它的功能是计算目标函数值和约束函数值,利用非线性最小二乘优化方法对控制参数进行优选.该模块还负责激活误差信号生成模块.e.图形仿真计算模块记为"sire",该模块对俯仰通道模型进行计算,给出阶跃响应在这几个模块中,需要自行编制程序实现的部分只有前面三个对于参数优化模块,MATL~tB的函数库中直接提供了与非线性最小二乘方法相对应的函数,名为"Izq-~onlin",可以直接调用,不再需要用户编写,这使软件编制的工作减轻了许多;对于图形仿真计算模块,MATLB的sIMuL耵软件中包含有对模型结构图进行仿真计算的函数"sire",在误差信号生成模块中只要设定,相关的环境变量.就可以将它激活.整个软件的一次单循环的执行过程可简单示意如图2.陶2辅助设计软件流程示意阁首先,由主控模块将俯仰通道的简化模型模块装载至指定的工作空间;然后计算出此时的约束函数,并将这些约束值传递给参数优化模块;参数优化模块被激话后,调用误差生成模块,由该模块与I~'I'LAB通讯,对俯仰通道模型进行数值仿真,之后再返回误差信号;误差信号在参数优化模块中经过积分而成为目标函数,在约束条件下,只要使该目标函数值最,'Jq~lJ可获得对应的控制参数.寻优模块在内部进行循环以达到此目的以上是该软件的～个单循环(即对应由高度和速度组成的状态空间中的一个点)的执行过程,将得到对应于该特定状态的最优控制参数反复对高度和速度参数组成的状态空间内的若干点执行单循环,就可以完成全状态空间的参数整定.在具体实现时,主控模块和误差信号生成模块编写为Ig.A~的M文件,俯仰通道结构图模块则是后缀名为".rod]"的模型文件形式.5结果脊拆5.1控制规律通过观察控制参数集对速度和高良的曲线圈,并考虑到在具体工程实现时要求控制规律尽可能地简单,通过曲线拟台可得各控制参数的函数如下k,=0.4402h—1.5271口+55318k=0.3147h一2.3536v+l5.37903:0.5173h+6.1469/+2.8137式中:h=H,1000:=V,qO0:日——飞行高度,取值范围:[0,10000],m;——导弹的速度,取值范围:【120,340],m/s.5.2系统的性能分析为检验所设计的控制规律的可行性和有效性,应用SIMUIJNK仿真软件给出该系统在不同条件下的阶跃响应.图3是该系统在速度给定为26om/s 时,高度于最高处(H=10000m)和较低处(=500m)的阶跃响应;图4是当高度固定为10000m,系统在不同的速度时的响应曲线,这两条曲线分别反映l『导弹速度在1020m/s和340m/s两个极限情况下系统的阶跃响应.】41Iu806¨0.2厂{/『l2f345系统在不同高度下的阶跃响应从图3可以看到:对于上限高度日.=lO0oom和较低的高度=500m,系统在这两种情况下的阶跃响应曲线几乎重台,这说明所得到的控制规律使得被控系统对高度的变化不敏感;这两条曲线对应的上升时间约为0,3s,超调量接近于0,整个上升过程平滑无振荡,这反映出系统具有良好的快速性和指令跟踪能力从图4也可得到类似的结论.系统在上,下4?航空兵器-2001年第2期图4系统在不同速度下的阶跃响应极限速度处的响应曲线十分接近,表明该系统在控制规律的作用下,对速度的变化也不敏感,系统也具有良好的动态和静态特性.6结论提出的飞行控制系统的设计方法基于登典的动态消息?美国加速审理北约对关键武器的采购申请美国政府公布了一个关键技术和武器系统的清单,在北约国家申请采购其中的项目时美国将加快对它们的审查.采取-蔓举措是为了加速~蔓联盟的军备重整工作,井且.助美国武器公司获得更多的国外订单.根据北约的国防力愉计划(DCI),联盟国成员承诺消陈在1999年剥南斯拉夫的"联盟"行动中显现出的与美国在关键设备上的差距在此之后美国务院和国防部作出丁央定,给予某些北约武器需求更多的优先考虑根据《简氏防务周刊》,泼{?只是为了加速审批进程.当前的审查程序没有什么变化,其中包括安全臀理程序.不应由此推断定会批准{?雌上列出的技术和武{{{}系统.I蛊计划旨在加速作出决定而非尽快批准.清单包括各种弹药,雷选系统,战斗机,侦察机,运输机和通讯系统.被划分为两类.第一类包括要加速办理的全部北约国家的武器申请,第二类包括应加速办理的特定北约成员的武器申请.这些内容被列八浦?社是基于联盟成员政府在北约军事规划进程中作出的承诺.以及他们对特定的武器系统表示出的*趣通道独立设计的思想,设计结果具有自适应能力.整个设计过程可以通过编制软件来实现,从而大大减轻设计人员的工作量.该方法在系统结构比较复杂(如舍有非线性环节等)或者待整定参数的数目比较多时的优势尤为明显.仿真计算的结果表明,该方法效果良好.参考文献INislfikawsY,Sa~fiyaN.OhmT.TarmkaH.Amethodfor auto-turfingofPIDoDntrolparan~aters.Automatic.1984,20: 321～33-22朱彤,韩维格.地空导弹时变控制系统调节规律工程优化设计方法.战术导弹技术,1994,(4)3程云龙防空导弹自动驾驶仪设计字靛出版杜,19934胡寿松自动控制原理.第3版国防工业出版杜,1994 5郑成华.张望生.金怡颖.自动驾驶仪阻尼回路的参数优选一例航天控制,1983,(1)北约昕有国家对以下武{}j}和技术的申请会获得优先处理:c一17环球输王l】I"及C一13OJ大力抻"运输机,A6海酋逃,AGM一84捕鲸叉"导弹,AGM一}}8高速反辐射导弹(rtAe~g),^cM—l14Hellfire反坦克导弹,^lM一9X喃尾蛇"空空导弹AJM一1a0c先进中距空空导弹(AMRK~.M),AGM一154联合舫区外武器(Js0w),联台直磕攻击弹药(皿AM),MK一82"石路激光制导炸弹F一16战斗机的侦察吊舱和地而系统l^N11RN导航及瞄准吊舱, 小型I】Am,NCCARs(通道地空无线电分系统),s盯一URN及快速跳频无线电及其升级部件精确制导弹药升级产品(刑于现有的战}机),P一3C"猎户座"海上巡逻飞机升级部件.与美国关系更密切的北约国家将得到更多更先进武器的快速审查加拿_^——联台攻击战斗机(JSF);丹麦——联台攻击战牛机(JSF);德国——中距增强防空系统,先进性能一3¨爱囤者",PeacePeak;希蜡——^CM一142激光制导和电视制导导弹放与F一16的配装;意太利——联台攻击战斗机,宝石蹄"激光制导炸弹中距增程防空系统,SM一2BIOCKI]]标准导弹}荷兰——联合攻击战斗机:挪威——AN/Jo一162(v)6雷达;联合攻击战斗机;葡萄牙——F一16中期升级;西班牙——HWK(霍克)地空导弹:土耳其——机载早期预警及控制飞机及其系统集成,其中包括E一2CHawkeye,767,737,AN/删一94"哨兵"及AN/TPQ一36雷达,联合攻击战斗机:英国——联合作战能力,联合攻击战斗机:JSOW,"响尾蛇",AMRAAM,HARM及JDAM可能还有另外的交付及安全要求.而且由于美国或购买商的要求,一些武器会通过美国对外军事销售渠道出售在加快的审查程序中将涉及所有出售许可申请及补偿会谈.这些申请将作为近来公布的《军品贸易及安全计划》(DTSI)的一部分进行审查.恢项计划包含17项改革,简化美国军用品向北约及其它主要盟国出口的过程.17PSI还主张免除埘英国,澳太利亚两国的大部分武器出口限制,这是一项有争议的条款,受到美国会部分议员的反对上星期美国防部长啊l1iaI1Cohen与澳大利亚国防部长Jolra Moore签睾}了一份原刚声明,为澳太利亚参予ITI'SI扫清了道路.美与英上月签暑了类似的定.译自《Jane'8I)denceWeekly)2O0O.7彳十鞭蔚译张天光拉。
matlab典型飞机的飞行控制律设计 -回复
matlab典型飞机的飞行控制律设计-回复Matlab典型飞机的飞行控制律设计引言：随着航空技术的不断发展，飞行控制律设计在飞行器领域中变得越来越重要。
飞行控制律设计的目标是确保飞行器在不同的飞行阶段具有稳定性、灵敏性和可靠性。
在本文中，我们将使用Matlab软件进行典型飞机的飞行控制律设计，并介绍一些基本概念和步骤。
第一步：建立飞行动力学模型在飞行控制律设计中，首先需要建立飞行动力学模型。
该模型描述了飞行器的运动和动力特性，是设计控制律的基础。
常用的方法包括平面模型和三维模型，根据实际情况选择合适的模型。
在Matlab中，可以使用Simulink工具箱来建立这些模型。
第二步：选择控制器的结构控制器是用来实现期望的飞行特性的关键组件。
根据设计需求和目标，选择合适的控制器结构非常重要。
常见的控制器结构包括比例-积分-微分（PID）控制器和线性二次调节（LQR）控制器。
在Matlab中，可以使用Control System Toolbox来创建这些控制器。
第三步：系统辨识和参数估计在设计控制律之前，需要准确的飞行动力学模型。
然而，实际情况下，飞行器的动力学特性可能会随时间而变化。
因此，需要进行系统辨识和参数估计，以获取准确的模型。
Matlab提供了多种辨识工具和方法，例如系统辨识工具箱和优化工具箱。
第四步：设计控制律根据飞行器的特性和实际需求，设计有效的控制律非常重要。
这些控制律可以调整飞行器的姿态、轨迹和稳定性。
在Matlab中，可以使用反馈控制、前馈控制和状态观测器等技术来设计控制律。
第五步：仿真和优化在设计控制律之后，需要对其进行仿真和优化，以验证其性能和调整参数。
Matlab的Simulink工具箱提供了强大的仿真环境，可以模拟不同飞行条件下的飞行动态。
通过该仿真环境，可以评估控制律的性能并对其进行优化。
第六步：系统实现和验证最后一步是将设计的控制律应用到实际飞行器中，并验证其性能和可靠性。
matlab2021asimulink飞机纵向飞行示例讲解
matlab2021asimulink飞机纵向飞行示例讲解摘要：1.MATLAB 和Simulink 简介2.飞机纵向飞行示例概述3.飞机纵向飞行模型的构建4.模型的仿真和结果分析5.总结与展望正文：一、MATLAB 和Simulink 简介MATLAB 是一款广泛应用于科学计算、数据分析和可视化的软件，其强大的矩阵计算能力为各种工程问题提供了解决方案。
而Simulink 是MATLAB 的一个子模块，主要用于动态系统的建模、仿真和分析。
通过Simulink，用户可以轻松地创建和模拟复杂的实时系统。
二、飞机纵向飞行示例概述飞机纵向飞行示例是MATLAB 和Simulink 在航空领域的一个典型应用，主要用于讲解飞机在垂直方向上的运动控制。
该示例以一个简单的飞机模型为基础，通过构建和仿真不同的控制律，分析飞机的纵向飞行性能。
三、飞机纵向飞行模型的构建1.构建飞机的物理模型：根据飞机的结构特点和工作原理，构建一个包含质量、弹性和阻尼器的飞机模型。
2.添加控制律：为了实现飞机的纵向飞行，需要编写相应的控制律，例如常见的PID 控制。
3.构建仿真环境：通过Simulink 搭建飞机模型和控制律的仿真环境，为后续的仿真和分析提供基础。
四、模型的仿真和结果分析1.仿真设置：设置仿真参数，如时间步长、求解器等，为仿真运行做好准备。
2.仿真运行：运行仿真环境，观察飞机在纵向上的运动状态，分析飞机的稳定性和控制性能。
3.结果分析：根据仿真结果，分析不同控制律对飞机纵向飞行性能的影响，提出改进措施。
五、总结与展望通过飞机纵向飞行示例的讲解，我们可以看到MATLAB 和Simulink 在航空领域的广泛应用。
通过仿真和分析，可以提高飞机的设计水平和飞行性能。
UAV飞行模拟系统设计与实现基于Matlab Simulink说明书
International Conference on Advances in Mechanical Engineering and Industrial Informatics (AMEII 2015)Design and Implementation of UAV Flight Simulation Based onMatlab/SimulinkZheng Xing1,a, Yang He2,b, Cheng Jian1,c1Wuhan Mechanical Technology College, Wuhan, 430075, China2Hubei University of Education, Wuhan, 430205, Chinaa email:********************,b email:*****************,c email:**************************omKey words: UAV, Simulation Training, Matlab/Simulink, Flight Simulation, Mode SwitchAbstract.This paper elaborates the composition and function of the flight simulation system according to characteristics of UAV flight simulation in simulation training device. Flight control model and navigation model are designed based on the Matlab/Simulink to solve mode switch and other key technical difficulties in software.IntroductionUA V has been one of important weapon equipment in modern wars and has been widely used in civil areas. As the UA V plays a more and more important role, while accelerating R&D and equipping of advanced UA V system, countries worldwide pay more attention to research of training system and methods based on practical requirements in order to enhance UA V application performance. Currently, extensive developments and applications have been conducted for UA V simulation training systems of different types. The first aim is to improve the ability of flight personnel through simulation training. In order to implement real flight control training, a flight simulation environment should be established[1]. When the effect of flight simulation is closer to real UA V flight status, UA V control personnel’s skills will be improved more.Composition of Flight Simulation SystemFlight simulation computer hardware is composed of an IPC which communicates with system equipment via network port or serial port[2].The software platform is based on general-purpose Windows operating system. In order to simulate the real-time control function of a stabilized turntable, Ardence RTX products will be used. This product offers a real-time subsystem on Windows platform to ensure real-time control, tracking and response on Windows platform. Software consists of two parts: flight control model and navigation model.The former performs digital simulation of real devices of aircraft including aerodynamic device, flight-control computer, actuator, vertical gyro, rate gyro and magnetic heading sensor; the latter controls the UA V to fly at the designated flight path.Design and Implementation of Flight SimulationFor flight control model and navigation model, the mathematical simulation method is used to simulate real devices including flight-control computer, navigation computer, aircraft power and aerodynamic systems and actuator.Development tool.Graphical simulation modeling tool and simulation programming language are mainly used for modeling, and it is Matlab/Simulink that represents a combination of them. The modeling and debugging for the whole flight simulation including aircraft model, control law, sensor model and actuator model are implemented by Matlab/Simulink[3]. Aircraft model and sensormodel can be selected from Simulink model library [4]. For the control law module, S function interfaces written in C/C++ language provided by Simulink can be used to implement mixed programming of Simulink and C/C++ language; then the model can be easily modified and debugged by calling S function written in C/C++ language and making good use of Simulink visual modeling capability.Composition and function. The whole simulation model consists of flight control model (which is used to simulate dynamic characteristics of the aircraft) and navigation model. A six-DoF nonlinear model of aircraft is established based on aerodynamic data. The key to sensor model in the flight control model is how to simulate sensor noise accurately. According to physical properties of the sensor, noise signals are superposed at the output end of the sensor to simulate measured signal noise and error. Dead area, saturation and other nonlinear factors often exist in the actuator. So in the model, dead area and saturation parameters are properly set to simulate the actuator.Flight control model. In a real UA V system, the flight control system is an integrated controller responsible for coordinating and managing all subsystems of the UA V , and is also the core of UA V flight management and control. Therefore, the implementation of the flight control module is a basic and key part in UA V flight simulation.Mathematical modeling. To research into UA V flight control, we first have to establish a model for the research object. In modeling, the following assumptions are always made: the Earth is the inertial reference system; the aircraft is a rigid body; the weight is a constant; and acceleration of gravity does not change with flight altitude. By reference to airframe coordinates, six dynamic differential equations are established to describe the movement of aircraft.[5] The said equations are complex in structure, so they are only suitable for numeric calculation. For the convenience of controller design, a small-disturbance linearized method can be used to obtain the small-disturbance linear state equation of UA V at the equilibrium point.[6] Furthermore, the aircraft is symmetrical, so linear results are divided into two groups, which describe longitudinal movement and lateral movement, respectively. Therefore, five control modes are established for flight control model, including elevation holding and control, altitude holding and control, roll angle holding and control, course angle holding and control, lateral deviation control.The longitudinal small-disturbance linear equation of UA V with wind disturbance is: [7] X AX BU Fd =++where, 100001000010T F = ; 000x y zW V W U d q W x α−∆==∆∆∂∂ ; U 0 is airspeed component along the vertical axis;W x , W y and W z are three components for wind speed; X = [ΔV Δα q Δθ]T ; U = δe .The lateral small-disturbance linear equation of UA V with wind disturbance is: X AX BU Fd =++ where, 100001000010T F= ; 00z y x W U W z d p r W z β∆∂∂==∆∆∂∂ ; U 0 is airspeed component along the vertical axis; W x , W y and W z are three components for wind speed; []T X p βψγ= ; []T a r U δδ=.Design of control law. PID controller is used for the module. The system is under error-based negative feedback control. The controller takes the difference between system output feedback quantity and an expected value or a set value as the input quantity, and with an algorithm, obtains a control quantity to make the output quantity change with the input quantity.[8]Take the design of longitudinal pitch channel of aircraft as an example. The pitch angle and pitch rate feedback are used for pitch attitude holding and control of the aircraft. Pitch rate feedback is realized by the angular rate compensator and the pitch angle is measured by the sensor. The throttle opening is temporarily deemed to be constant, and is not taken into account. Then, the pitch channelcontrol model is designed with Simulink tool kit in Matlab.Navigation model. The navigation system is an integral part of the UA V system. It is capable of providing support for tactical operations of the UA V through satellite navigation, AWACS guiding, ground guiding and UA V capability of detecting and tracking targets. It is mainly used to implement real-time location and automatic control of flight path of the UA V.UA V’s navigation function is based on the coordinated turn function.[9]First, the system determines the current course of an aircraft according to voyage points, measures and calculates the lateral deviation distance between aircraft and flight path, track deviation angle and current ground velocity of aircraft in real time, and then solves a lateral driving signal in accordance with the navigation control law, and gives a bank angle to control the aircraft to enter coordinated turn, and when both lateral deviation distance and track deviation angle are zero, the aircraft performs a straight and level flight along the current flight course until it enters the next point.The simulation of navigation control law is based on flight control law simulation. The navigation control law is designed by integrating each separate channel into full dimension simulation and taking cross track distance and yaw angle as input values.Implementation of Simulation Technology DifficultiesThe flight simulation system is very close to a real system, but different from the real system. In simulation training, UA V is required to perform some extreme actions and random switch among modes, and humanity principle shall be followed during the training. This leads to considerable difficulty and many logical problems in programming. The whole module is of purely digital analog, so mode switch in real-time module may involve problems about zero clearing of many integral terms. In case of failure in timely zero clearing, accumulated values will affect the whole flight simulation result, and even cause systematic divergence, so that the control law could not be successfully implemented. Mutual independence of longitudinal channel and lateral channel is used. When receiving a command about changing longitudinal movement, the system only clears integral terms under longitudinal control, and integral terms under lateral control will keep accumulating until a command about changing lateral movement is received. Zero clearing of lateral integral terms is performed in a similar way.Abovementioned processes will both satisfy requirements of practical simulation training and show simulative extreme action simulation, thereby training operator’s emergency response capability.ConclusionThe flight simulation design of the simulation training device is implemented in the abovementioned method. According to the simulation result, control of modes of the aircraft meets specification requirements, the transition process during switch among modes is stable and the flight profile trend coincides. The design model can truly simulate UA V flight control and navigation and implement real-time simulation of pre-flight preparation, launch, cruising, program-control, manual control, mode switch and recovery controlled by the ground console. It has high confidence level and reliability in simulation, strong expandability and wide application. AcknowledgementThis work is supported by the natural science foundation of Hubei Province No.2014CFB569. This work is also supported by the research project of Hubei Province Department of Education Grant No.Q20133008.References[1] Peng Hua, Shen Weiqun, Song Zishan, A Real-time Management System of Flight SimulationBased on VxWorks, Journal of System Simulation, 2003, 15(7): 966-968.[2] Zhang Ning, Chen Ning, Ji Yun, Zhu Jiang, Research on The Integrated Method of FlightSimulation System Based on A Flight Simulator, Flight Dynamics, 2010, 28(3): 39-42.[3] Zhang Lei, Jiang Hongzhou, Qi Panguo, Li Hongren, Flight Simulation Based on Matlab,Computer Simulation, 2006, 23(6): 57-61.[4] Shang Wenxuan, Wang He, Gao Ya, The Avionic System Platform Based on Flight Simulationof Simulink and Its Application, Electronics Optics & Control, 2014, 21(8): 6-9.[5] Zhang Minglian, Flight Control System, National Defense Industry Press, 1993.[6] Xu Hailiang, Li Junyang, Fei Shumin, Design and Implementation of Digital Flight SimulationPlatform, Journal of Southeast University(Natural Science Edition), 2011, 41(1): 113-117. [7] Su Jijie, Zheng Xing, Lin Dongsheng, Yang Yi, Design and Implementation of SimulativeTraining System for UAV, Journal of System Simulation, 2009, 21(5): 1343-1346.[8] Li Chao, Wang Jiangyun, Han Liang, Development of Fixed Wing Aircraft Flight SimulationSystem Based on Matlab, Journal of System Simulation, 2013, 25(8).[9] Gen Tongfen, Huang Daqing, Full Process Simulation of UAV Auto-pilot Flight Based onSimulink, Aeronautical Computing Technique, 2010, 40(5): 112-116.。
基于matlab辅助无人机飞行控制律设计
基于matlab辅助无人机飞行控制律设计基于MATLAB辅助无人机飞行控制律设计无人机（Unmanned Aerial Vehicle，简称UAV）已经成为现代社会中不可或缺的一部分。
它们被广泛应用于农业、环境监测、灾害救援、物流运输等领域。
无人机的飞行控制律设计是实现其稳定飞行和精确操控的关键。
本文将介绍如何基于MATLAB辅助进行无人机飞行控制律的设计。
在无人机的飞行控制中，最基本的任务是保持无人机在空中的稳定飞行。
为了实现这一目标，需要设计合适的飞行控制律来控制无人机的姿态和位置。
MATLAB是一种功能强大的数学软件，可以用于控制系统设计和仿真。
通过MATLAB，我们可以方便地进行无人机飞行控制律的设计和分析。
我们需要确定无人机的动力学模型。
无人机通常由飞行器动力学、姿态动力学和位置动力学等多个子系统组成。
这些子系统之间相互耦合，需要通过飞行控制律来实现统一的控制。
在MATLAB中，可以使用Simulink来建立无人机的动力学模型，并进行仿真验证。
接下来，我们需要设计无人机的飞行控制律。
无人机的飞行控制律通常由姿态控制器和位置控制器组成。
姿态控制器用于控制无人机的姿态，包括横滚、俯仰、偏航等；位置控制器用于控制无人机的位置，包括经度、纬度、高度等。
在MATLAB中，可以使用控制系统工具箱来设计姿态控制器和位置控制器。
飞行控制律的设计需要考虑无人机的动力学特性和飞行任务的需求。
根据无人机的不同类型和应用场景，飞行控制律的设计方法也有所不同。
常用的设计方法包括PID控制、模糊控制、自适应控制等。
MATLAB提供了丰富的控制设计工具和算法，可以帮助工程师选择合适的控制方法，并进行参数调整和性能分析。
在飞行控制律设计完成后，需要进行仿真验证和实际飞行测试。
MATLAB提供了强大的仿真环境，可以对无人机的飞行控制系统进行全面的仿真分析。
通过仿真，可以评估飞行控制律的性能和稳定性，并进行参数调整和改进。
基于Matlab+Simulink平台的直升机飞行实时仿真研究
图 3.1 直升机常用坐标系 ........................................ 27 图 3.2 地轴系与体轴系间转换关系 ................................ 28 图 3.3 桨轴系与体轴系之间转换关系 .............................. 28 图 3.4 风轴系与体轴系之间转换关系 .............................. 29 图 3.5 旋翼桨叶挥舞运动的通用模型 .............................. 30 图 3.6 旋翼在体轴系中的位置 .................................... 32 图 3.7 典型的尾翼升力和阻力系数变化 ............................ 41 图 4.1 直升机悬停配平模态操纵量 ................................ 52
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ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
基于 Matlab Simulink 平台的直升机飞行实时仿真研究
Abstract
Helicopter Flight Simulation (HFS) is the cross-link production of system simulation and helicopter flight dynamics. In these years, HFS has been refined more and more with the fast development in modeling of helicopter flight dynamics. However, due to the complexity of helicopter flight simulation system (HFSS), which relates to the helicopter design, computer hardware, software engineering and etc, the development of helicopter flight simulation system (HFSS) is still the focus in the circle of helicopter. In this paper, HFSS is designed and implemented on the development environment of SIMULINK@. The frame structure of system is ensured and various functions are carved up to compose the system. The helicopter simulation model is built using the basic block of SIMULINK@ in the method of top-down. The communication among helicopter simulation model, control equipment (such as joystick) and visual system (such as Microsoft Flight Simulator) is implemented using the communication interface block of SIMULINK@. In the paper, a helicopter flight dynamic model (HFDM) for real-time flight simulation is developed based on the existing HFDM. The model is the balance between the precision of simulation system and the requirement of real-time performance. Finally, UH-60 black hawk helicopter is taken as a sample for the experiment of real-time flight simulation. The responses of helicopter to joystick controls in hover and forward flight are given and the corresponding vision of helicopter movement is displayed. Key Words: Helicopter, Flight dynamics model, Real-time simulation, Matlab Simulink
基于Matlab+Simulink平台的直升机飞行实时仿真研究
南京航空航天大学硕士学位论文
摘 要
直升机飞行仿真是系统仿真与直升机飞行动力学交叉结合的产物，近年来， 直升机飞行动力学建模技术的飞速发展， 使得地面飞行仿真系统具备越来越高的 模拟精度。但直升机飞行仿真系统因其自身的复杂性，涉及直升机设计、计算机 硬件、软件工程等方方面面的知识和内容，直升机飞行仿真系统的开发仍是当前 直升机界关注的焦点。 本文以Matlab Simulink为仿真平台，设计并实现了直升机飞行实时仿真系 统。确定了整个系统的框架结构，组建了系统的各个功能模块，在Simulink环境 中搭建了直升机仿真模型，利用仿真平台中的通讯接口，实现了直升机仿真模型 同控制设备（手柄）、视景系统（MSFS微软飞行模拟器）的通讯连接。 为了获得飞行仿真所需的直升机飞行动力学模型， 本文在现有直升机飞行动 力学模型的基础上，充分考虑了飞行仿真的精度和实时性要求，开发了用于飞行 仿真的直升机飞行动力学实时仿真模型。 最后以 UH-60 黑鹰直升机为例，进行了飞行实时仿真试验，给出了悬停和前 飞状态直升机对不同手柄操纵输入的响应及相应的视景效果，仿真结果合理，仿 真效果良好。 关键词：直升机 飞行动力学模型 实时仿真 Matlab Simulink
图 3.1 直升机常用坐标系 ........................................ 27 图 3.2 地轴系与体轴系间转换关系 ................................ 28 图 3.3 桨轴系与体轴系之间转换关系 .............................. 28 图 3.4 风轴系与体轴系之间转换关系 .............................. 29 图 3.5 旋翼桨叶挥舞运动的通用模型 .............................. 30 图 3.6 旋翼在体轴系中的位置 .................................... 32 图 3.7 典型的尾翼升力和阻力系数变化 ............................ 41 图 4.1 直升机悬停配平模态操纵量 ................................ 52
模拟飞机速度控制系统matlab仿真毕业设计说明书
毕业设计说明书模拟飞机速度控制系统的分析与仿真摘要此次设计研究的内容主要是围绕模拟飞机控制系统，利用自动控制原理中的多种方法分析该控制系统的性能，比如系统的稳定性，动态性能，静态性能以及它们之间的相互关系，并且运用MATLAB软件对该控制系统进行仿真，直观的分析系统参数对系统动态特性和稳态特性的影响，来知道参数调节，让系统具备良好的控制效果。
首先从时域角度出发，根据系统中各个环节的物理或者化学规律，得到系统的微分方程，由微分方程经过拉普拉斯变化解得系统的开环传递函数或者闭环传递函数，然后求解闭环特征方程的特征方程和特征根，零极点的分布以及劳斯判据来分析判断该系统的稳定性。
对于一个稳定的系统，又有上升时间、超调量、峰值时间、调节时间和稳态误差这些指标来对比系统的性能。
其次根据系统的传递函数，设计相应的控制器，提高系统的性能。
由于被控对象组成的闭环系统存在着静态误差，并且系统的调节时间比较长，超调量也不满足要求，所以根据系统的情况设计了PID控制器。
在Matlab软件中仿真之后，系统的性能指标得到提升，验证了PID控制器的有效性。
另外根据系统参数对系统性能指标的影响，将系统的阻尼比调节到最佳阻尼比0.707，进一步提升了系统的性能。
最后，根据系统中存在着参数不确定的情况，传统控制方法很难设计控制器对于所有的参数都适用，所以设计了模糊控制器。
由于模糊控制器不需要控制对象的精确模型，所以设计的模糊控制器对于所有的参数都实现了很好的效果，大幅度的提升了系统的性能。
在分析的过程中，使用了计算机技术的MATLAB软件，该软件可以比较方便地得到系统的根轨迹图、阶跃响应图和频域分析的曲线，并且可以高效的对比系统各个参数对系统时域特性和频域特型的影响，通过这些对比，能够加深对控制系统的认识和理解，对于系统的学习有着很大的帮助。
关键词：模拟飞机控制；稳定性；模糊控制；MATLAB软件ABSTRACTThe research content mainly around the simulation of aircraft control systems, using many methods of automatic control principle to analyze the performance of the control system, such as the stability of the system, dynamic performance, static performance and their relationships, using MATLAB software to simulate the control system and study the impacts of different parameters to the performance of the system, in order to adjust the parameters to obtain good control effect.First from the angle of the time domain, according to all aspects of the physical or chemical law in the system, the differential equations of the system can be obtained. Then the transfer function can be obtained after Laplace transform of the differential equations. And according to the eigenvalues of the closed-loop characteristic equation, pole zero distribution and Routh criterion, we can analyze the stability of the system.Secondly, according to the transfer function of the system, design the controller and improve the performance of the system. Due to the closed-loop system composed of the controlled object has the static error and system of regulating time is relatively long, overshoot also does not meet the requirements, so we design the PID controller to control the system. After the simulation of Matlab, the performance of the system is improved, and the validity of PID controller is verified. In addition, according to the influence of system parameters on the performance of the system, the damping ratio of the system is adjusted to the optimum damping ratio by 0.707, and the performance of the system is further improved.At last, according to the uncertain parameters of the system, the traditional control method is very difficult to design the controller for all the parameters, so the fuzzy controller is designed. Since the fuzzy controller does not need the precise model of the object, the fuzzy controller is designed for all the parameters to achieve a good effect, greatly improving the system performance.Matlab software of computer technology is used in the analysis of the process, the software can more easily get system root locus order and step response curve and frequency domain analysis, and high contrast of the system parameters on system characteristics in time domain and frequency domain contoured influence, through the comparison, the understanding of the control system can be deepen, and has a great help for learning.Key words：Simulation of aircraft control systems; stability; Fuzzy control; MATLAB software目录1绪论 (1)1.1 研究背景 (1)1.2 研究意义 (2)1.3 研究内容 (2)2模拟飞机速度控制系统的工作原理与数学模型 (4)2.1 模拟飞机速度控制系统工作原理 (4)2.1.1 飞机速度控制系统简介 (4)2.1.2飞机速度控制系统的基本组成部分及功能 (4)2.1.3模拟飞机速度控制的基本方案 (5)2.2模拟飞机速度控制系统数学建模 (6)3模拟飞机速度控制系统性能分析及系统仿真 (9)3.1系统时域分析方法及其性能指标 (9)3.1.1系统的动态性能指标 (10)3.1.2系统的静态性能指标 (11)3.1.3系统的性能指标和系统参数的关系 (11)3.1.4高阶系统分析方法 (14)3.2 飞机速度控制系统分析 (14)3.2.1开环系统性能分析 (14)3.2.2闭环系统性能分析 (15)4模拟飞机速度控制器设计及系统仿真 (17)4.1 PID控制器设计 (17)4.1.1PID控制器简介 (17)4.1.2 PID控制器经典电路 (18)4.1.3 PID控制器中三个系数的作用 (21)4.1.4加入PID控制器后的系统仿真 (21)4.2模糊控制器设计 (24)4.2.1模糊控制器基本理论 (24)4.2.2模糊控制器设计步骤 (27)4.2.3量化因子和比例因子对系统性能的影响 (28)4.2.4利用模糊控制器控制飞机速度控制 (28)4.3两种控制器的控制效果比较 (30)结束语 (32)参考文献 (33)致谢 (36)1绪论1.1 研究背景目前，高超音速飞行器是世界大国正在潜心研究的热门军事武器。
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应用matlab&simulink设计指定构型的飞行控制律
清华大学
冯庆堂
1
¾飞行控制律设计的经典方法
¾应用matlab&simulink设计飞行控制律¾纵向飞行控制律设计与仿真举例
¾结论
2
3
¾飞行控制系统
FCS：Flight Control System
¾电传飞行控制系统
FBW: Flight By Wire
¾飞行控制律
FCL: Flight Control Law
4
¾飞机的飞行过程是一个非常复杂的非线性动力学过程
¾刚体动态模型是多变量、强耦合的高阶非线性系统，且存在较大的模型不确定性¾对由飞机、传感器、作动器等数学模型组成“数学”系统，进行控制律设计、分析和仿真
5
¾
主要设计思想是在飞行包线内的一系列配平点上线性化飞机的非线性动态模型，然后根据线性化模型进行控制系统的设计
6
针对每一个配平点的设计过程大致如下：①配平处理。
②线性化处理。
③控制律结构设计。
④选择理想化的控制律参数，确定反馈、前馈和交联增益等。
⑤线性系统仿真。
⑥稳定性设计
⑦非线性仿真。
⑧进行六自由度仿真分析评定。
7
缺点:
¾必须在飞行包线内选取大量的平衡点，甚至可达几百或上千，致使设计工作量很大，周期很长。
¾由于非线性模型本身具有较大的不确定性，致使线性化模型是近似的，对控制律的反复调整和试验是不可避免的。
¾飞行控制律设计的经典方法
¾应用matlab&simulink设计飞行控制律¾纵向飞行控制律设计与仿真举例
¾结论
8
9
¾Matlab&simulink软件给设计飞行控制律
提供了功能强大和使用方便的工具。
¾
根据模型匹配(Modal matching) 和H∞方法，设计面向实际工程应用的飞行控制律
选定一个符合飞行品质要求的理想模型自动优化控制参数使得闭环系统的响应
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针对每一个配平点的设计过程大致如下：①配平处理。
②线性化处理。
③控制律结构设计。
④选择符合飞行品质要求的理想模型。
⑤应用优化函数对参数进行优化。
⑥非线性仿真。
⑦进行六自由度仿真分析评定。
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¾第③－⑤步可以通过编写一个脚本文件自动进行，并给出最佳结果，所有的配平点都执行同一个脚本文件，可以进行批量处理，能够节省控制律工程师大量的时间和精力，缩短任务周期。
¾飞行控制律设计的经典方法
¾应用matlab&simulink设计飞行控制律¾纵向飞行控制律设计与仿真举例
¾结论
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F16飞机
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假定F16飞机模型某在某配平点的纵向短
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指令俯仰角速度控制律构型
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¾如图所示的控制律构型可以较好的完成指令俯仰角速度的功能
¾控制律设计的目的是寻找一组值，使得系统输出的俯仰角速度跟踪输入指令。
¾问题是图中的四个参数未知，经典设计方法需要依靠经验经过多次试凑才能确定一组满意的，但不一定是最优的值。
满足飞行品质要求的理想参考模型GT，GT 为理想的单输入单输出二阶系统，设定GT
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¾将理想模型与指定控制律构型的闭环系统并列连接后的simulink框图如图所示。
¾应用优化函数进行参数优化
¾优化目标：输入In1到输出out1的H∞范数最小
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¾genetic algorithm and direct search toolbox工具箱ga函数
[Kopt0, fval, rsn, output, popu, scores] = ga(@Cost_value,4,options)¾optimization toolbox工具箱fminsearch函数
[Kopt,fval,exitflag,output] = fminsearch(@Cost_value,Kopt0)
F16飞机在高度1000米，速度200米/秒条件下，经配平线性化处理后的小扰动线性
F16飞机模型在高度5000米，速度280米/秒条件下，经配平线性化处理后的小扰动
¾飞行控制律设计的经典方法
¾应用matlab&simulink设计飞行控制律¾纵向飞行控制律设计与仿真举例
¾结论
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26¾用simulink直接指定飞行控制律构型¾用理想模型和H∞范数定义优化目标¾用matlab优化函数优化参数¾所设计控制律控制效果良好、自动化程度高¾节省大量人力物力、缩短开发时间
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¾飞机非线性仿真系统¾配平、小扰动线性化软件¾飞行控制律设计辅助程序
28二OO
六年十月。