飞行动力学与控制大作业

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飞行控制系统大作业模板

飞行控制系统大作业一、飞机纵向俯仰角与速度控制系统设计某飞机的纵向线性小扰动方程为： lon lon x A x B u =+其中状态[]T x u q h αθ=∆∆∆∆∆，控制量[]T e T u δδ=∆∆ 问题：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。

输入指令：damp(alon)，即可得到结果：长周期的两个根为：-8.36e-003 + 4.90e-002i ，-8.36e-003 - 4.90e-002i 阻尼为1.68e-001角频率为4.97e-002(rad/s)短周期的两个根为：-1.97e+000 + 3.21e+000i ，-1.97e+000 - 3.21e+000i 阻尼为5.24e-001角频率为3.77e+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。

输入如下代码，分三次进行输出： sys=ss(alon,blon,clon,dlon) [y,t]=step(sys,500) 第一次输出 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)') 第二次输出 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)') 第三次输出 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)')输出曲线中左侧为加入阶跃信号产生的输出，右侧为加入阶跃信号。

航天飞行动力学作业及答案(2)

第四章第二次作业及答案1. 考虑地球为自转椭球模型，请推导地面返回坐标系及弹道坐标系(半速度坐标系)下航天器无动力再入返回质心动力学方程和运动学方程，以及绕质心旋转动力学和运动学方程。

解答：（1）地面返回坐标系：原点位于返回初始时刻地心矢径与地表的交点处，ox 轴位于当地水平面内指向着陆点，oy 垂直于当地水平面向上为正，oz 轴形成右手坐标系。

地面返回坐标系下的动力学方程：与发射坐标系下的动力学方程形式相同，令推力为0即可得到。

（2）弹道（航迹，半速度）坐标系定义：原点位于火箭质心，2ox 轴与速度矢量重合，2oy 轴位于包含速度矢量的当地铅垂平面内，并垂直于2ox 轴向上为正，2oz 轴形成右手坐标系。

由于弹道坐标系是动坐标系，不仅相对于惯性坐标系是动系，相对于地面返回坐标系也是动系，在地面坐标系下的动力学方程可以写为：惯性系下：22222()=F=++m e e e d m m m m t dt tδδδδ=+⨯+⨯⨯r r rωωωr P R g地面系下：22=++m -2-()e e e m m m t tδδδδ⨯⨯⨯r rP R g ωωωr弹道系下：22=()=++m -2-()t e e e m m m m m t t t tδδδδδδδδ'=+⨯⨯⨯⨯'r v v rωv P R g ωωωr 式中，tδδ''v 表示速度矢量在弹道坐标系的导数，t ω表示弹道坐标系相对于地面坐标系的旋转角速度，将上式矢量在弹道坐标系分解得到：速度矢量00v ⎡⎤⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦v ，角速度矢量=tx t ty tz ⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦ωωωω 00cos 0sin 00sin =+=()001000sin 0cos 0cos t y L σσσθσσσσθσσθσθ⎡⎤--⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥+=+=⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦ωθσ sin 0cos 0=0cos 0sin 0cos cos 0sin 00t v v v v σθσθσσσθσθσθσθσσθσ⎡⎤⎡⎤--⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⨯⨯==⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥---⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦ωv 等式左边：()=cos t vm v tv δσθδσ⎡⎤'⎢⎥+⨯⎢⎥'⎢⎥-⎣⎦vωv 等式右边将所有力转换到弹道坐标系下，如果不方便直接转换，可以先转到地面系，然后再转到弹道系。

飞行控制系统大作业

《飞行控制系统》课程实验报告班级 0314102学号 ********* 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)')200400600-10-505t(s)∆q (d e g /s )200400600-4-2024t(s)∆q (d e g /s )200400600-150-100-50050t(s)∆θ(d e g )0200400600-50050100t(s)∆θ(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-6-4-2t(s)∆α(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-2024t(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)')2004006004t(s)∆h (m )200400600-2.5-2-1.5-1-0.54t(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。

飞控大作业(蔡云鹏)

1: 基本分析与计算（1）纵向方程分析处理eig_Value_Ah = 零极点形式为： -3.5637 + 6.8221i -7.9936e-015 (s+4.976e015) (s+2.721) (s+0.07806) -3.5637 - 6.8221i ---------------------------------------------------------------------- -0.0286 + 0.1992i (s^2 + 0.0571s + 0.0405) (s^2 + 7.127s + 59.24) -0.0286 - 0.1992i在复平面中的分布如下图所示可知复根均在S 平面左面，因此有自稳定性(振荡收敛)。

而且两对共轭复根对应两种基本的振荡模态。

-0.0286 + 0.1992i 与-0.0286 - 0.1992i 这对较小共轭复根是长周期运动模态，对应为(s^2 + 0.0571s + 0.0405)，其形式为22p p s 2s p +ξω+ω，因此通过对比系数可知，。

一对较大的共轭复根是短周期运动模态，短周期模态对应为p 0.2012ω=p 0.1419ξ=(s^2 + 7.127s + 59.24)，其形式为2s s s s 2s 2+ξω+ω，对比系数可知。

因为s s 7.6968, 0.4630ω=ξ=p 0.04ξ>，可见达到了GJB185-86中规定的沉浮稳定性的标准1。

做Simulink 中的仿真来观测纵向的自然特性，仿真图如下图所示。

其中把状态空间中的初始状态设为[0 5/57.3 0 0]，意为给α一个5°的初始值，并观测其响应可知纵向是稳定的。

上图中右图是空速V 的响应，左图是迎角α的响应。

可以看出其纵向自然特性是随着时间而自稳定的。

在讨论纵向操纵性时，给定升降舵偏角一个幅值为5=°e δ，宽度为1秒的一个脉冲，其中脉冲可用signal builder 来构造，Simulink 框图和各状态变量的响应的输出如下图所示：Vαqθ可见,,,V q αθ在升降舵受到脉冲干扰后，其均随时间而收敛，其中空速V 和仰俯角θ的变换范围较大，其稳定所需时间较长。

航空航天工程师的飞行器动力学和控制

航空航天工程师的飞行器动力学和控制航空航天工程师扮演着推动现代航空航天技术发展的重要角色。

他们的工作范围涉及到飞行器动力学和控制领域，旨在研究和设计高效、稳定、安全的航空航天系统。

本文将探讨航空航天工程师在飞行器动力学和控制方面的工作内容和挑战。

一、动力学的研究与应用动力学是研究运动及其变化的学科，对于飞行器来说，动力学研究是基于牛顿力学的力的平衡和运动定律去分析和计算飞行器的运动状态。

航空航天工程师需要获取飞行器的运动数据，并基于这些数据进行分析，以确保飞行器在瞬息万变的环境中能安全、高效地运行。

在动力学的研究中，航空航天工程师需要掌握与飞行器运动相关的知识，如质量、力、加速度、速度和位移等。

他们还需要了解飞行器在不同空气动力环境中的性能表现，以及如何优化飞行器以提高其运动性能。

二、控制系统的设计与优化航空航天工程师还需要进行飞行器控制系统的设计与优化工作。

控制系统是为了使飞行器能够按照特定的轨迹和条件进行稳定、安全地运行。

航空航天工程师在设计控制系统时需要考虑飞行器的属性，如质心位置、惯性矩阵、气动参数等。

为了设计出高效且稳定的控制系统，航空航天工程师需要运用现代控制理论和方法，如PID控制器、状态空间方法等。

他们还需要运用数学建模和仿真软件来评估控制系统的性能，以使飞行器具有良好的稳定性和操纵性。

三、飞行器动力学与控制的挑战航空航天工程师在飞行器动力学和控制领域面临着许多挑战。

首先，不同类型的飞行器，如飞机、直升机、火箭等，其动力学特性和控制要求都有所不同，要求工程师有针对性地进行研究和设计。

其次，飞行器的非线性特性和不确定性因素，如外部气动因素、动力系统失效等，给飞行器的动力学和控制带来了很大的复杂性。

航空航天工程师需要运用先进的控制理论和方法，以应对这些复杂性，并确保飞行器的安全运行。

最后，随着航空航天技术的不断发展，新的飞行器设计和控制技术不断涌现，这也对航空航天工程师的专业知识和技能提出了更高的要求。

复旦飞行力学与飞行控制大作业

ixt jyt kzt 。设飞机有一角速度 ix j y kz ，它会引起质量元 dm 产生一
t t t
牵连速度 Vdm 。牵连速度的向量值可按下式计算：
第3页
i Vdm xt xt
j
k
t
y
yt
z
zt
t
i ( yt zt zt yt ) j ( zt xt xt zt ) k ( xt yt yt xt ) iVdmx jVdmy kVdmz
R rt (t rt )t
上式除以 t ，并令 t 0 ，可得：
(A.1)
dr drt t rt dt dt
上式中
(A.2）
dr dr 为向量相对于地坐标系变化率（即绝对运动）， t 为向量相对于动坐标系的 dt dt
变化率（即相对运动），t rt 为由动坐标系转动而引起的向量变化率（即牵连运动）。上式可以推广到任意向量的情况。对于 H t 、 Vt 向量有：
A.2 运动学方程组的建立 A.2.1 角位置运动学方程组
永远是沿垂直轴的，永远是沿水平轴的。唯有在飞机的三个姿态角的角速度中，
、向机体三轴投影， xt 、 yt 、是绕机体轴 OX t 的。因些，把、只有 xt 包含的全部，
第4页
z 都会含有、的投影分量。因此，用坐标变换可得 x 、 y 、 z 和、、之间
(A.21)
dH Vxt sin Vyt cos cos Vzt cos sin (A.22) dt dZ Vxt sin cos Vyt (sin sin sin cos cos ) Vzt (cos cos sin sin sin ) dt

飞控大作业

现代飞行控制系统控制作业一、飞机的建模、配平与线性化1.1飞机的建模以现有的飞机六自由度模型为基础，使用S函数编写飞机气动力、发动机推力以及重力的力和力矩，空气密度由Matlab中的 ISA Atomsphere Model，利用高度来计算。

模型主要有五大部分，一是空气密度模块，由simulink提供。

气动力、发动机推力和重力模块都是用s函数编写得到的。

使用edit sfuntmpl命令即可调用MATLAB自带的s函数的模板，修改其中部分就可以得到相应功能的s 函数模块。

此飞机模型包括六个输入（deltaF = 0）：[deltaE deltaA deltaR deltaF n pz]，12个状态： [V alpha beta p q r phi theta psi xe ye H]。

1.2 飞机的配平与线性化配平是通过调整各舵面默认角度来达到使飞机平稳飞机/保持某状态的目的。

飞机配平一个是俯仰配平，一个是副翼配平。

俯仰配平包括安定面配平、速度配平、马赫配平。

人工配平有人工电气配平、人工备用配平。

自动配平是衔接自动驾驶以后由FCC控制的配平，包括升降舵伺服系统来进行俯仰配平，有的机型叫自动驾驶配平。

在速度为50m/s，高度为3000m的初始条件下进行配平。

然后得到飞机的线性化矩阵，以及纵向和横侧向的矩阵。

线性化矩阵A B C D如下：CD横向矩阵A-lateralB-lateralC-lateralD-lateral纵向矩阵AhBhChDh二、飞机特性分析2.1 特征根的求解由线性化方程可以很容易求出纵向和横侧向的特征根，如下：纵向-2.8775 + 2.5588i -2.8775 - 2.5588i -0.0164 + 0.2223i -0.0164 - 0.2223i特征根全部在负半平面，纵向是稳定的。

横侧向0.0000 + 0.0000i 0.0000 + 0.0000i -0.0267 + 0.8539i -0.0267 - 0.8539i横侧向有两个零根，所以横侧向是不稳定的。

北航飞行力学大作业

飞行力学大作业质心惯性加速度的基本方程是式（5.1.7）,其中动点就是在转动参考系FE 屮的Oy 。

这样 &质心相对于地球的速度，已用VE 来表示。

这里假设地轴固定于惯性空间，且& 0。

因此，F E 的原点的加速度ao 就是与地球转动有关的向心加速度。

数值比较表明，这一加速度和 g 相比通常可以略去。

而对于式（5.1.7）中的向心加速度项％%i •的情况也是一样的，,也通常省略。

在式（5.1.7）中剩下的两项中r，而哥氏加速度为 2 2已&&V o 后者取决于飞行器速度的大小和方向，并且在轨道速度时至多为10%g o 当然在更高速度时可能更大。

所以保留此项。

最后质心的加速度可以简化为如下形式：o女2%匕上avCEV EE E&EE E&E E EacBL BE aCEL BE V E 2 %E V EL BE V E2L BE %E V E&% %E%&%%E(i)V BBB V B 2 B V BV B()B V B设飞机的迎角为，侧滑角为，则体轴系的气动力表示为:AxDCOS coscos sin sin DAL Ay BWWLy( ) Lz( ) csin cos 0 C A zLsin a cossin asincosaLgv 0g(3)(4)由坐标转换可知1理论推导方程在平面地球假设下，推导飞机质心在体轴系下的动力学方。

体轴系屮的力方程为：f=m acB 而f 二AB+mg+T 重力在牵连垂直坐标系下为:T x T cosTz TsinP B EEE BqB rB E(9)带入原方程，可得其质心的动力学方程：A x T cos mg sin m[u& (qB q)w ( TB E r )v]Ay mgcos sin 01|^&(卅 r )u ( PB E p)w]A z T sin mg cos cosm[ w& (pB p)v (qB q)u](10)(2)飞机的转动动力学方程：由(11)%&且hiRi R I dm& & %(12)RiL IB (R BB K B }sinmgB HI L BV gvmg sin cos(5)cos cos所以由上述公式可知:sin mg sin cos COS cosXE E+ Y =m acB = m [ V B(% %) B V B ]Zu V cos coscos sin sin V cos cosV EV L0 sin cos 0 0 sin VBBWwsin a cossin a sincosasin a cos(7)其中:由坐标变换知道：n L nB BI I% & % %L BI K I L IB R B dm L BI K I L IB B RBdm由书上的(4.7, 4)的规则知道:% %DL K LKB BI I IB(14)% & % %hB R B R B dm R B B R B dm(15)因为飞机一般认为是刚体飞机，故其变形分量一般认为为0,所以:I xy =I yz =0% % %hBR B %B R B dm R B R B11lx xyzx11BxyIyyzI IZXyz I zI IlxxyZX11BxyIyyz1 1zx yzI zBdm B B(16)L IxP& I zx( r& pq)(Iy& 2 2M I yQ I zx (r p ) ( I: N Izf& Izx ( p& qr ) (lx考虑发动机转子的转动惯量，可得rr r hBB Bh 的 %R dmBB B B可知在体轴系下的各转矩为：& % & &Iz )qr r h y r q h y rrrIX )rp rhx p hz(17)iy )pqq h x r p h y r(18)B B B B(19)%l % rhB B BhBB B(26)为：质心动力学方程:& 1 sin tancos tan P & 0cossinQ &0 sin seccossecR& & N I zx I yzhx 0 r hyrr(3)0 h zV E L (VVVB BW)Ixy I zxp& 0 Iy I yzq&rIyzIz i •&I p xyIzx IyI yzq IyzIzr(20)(21)uW xVBV W BW yw■Wz&XE (U Wx ) cos cos (v Wy )(sinsin cos &yE(U W x )cos sin(v W y )(sin sin sinZ&E (U Wx )sin(V Wy ) COSw cos cos(4)由公式 Vi &j3 & k2 &(22)cos sin ) (w Wz )(cos sin cos sin sin )cos cos ) (w Wz )(cos sin sin sin cos )1 0sin ■0 j3cos k2 cos sinsinCOS cos当VE和均予忽略时，则［P, Q ，R ］二［p,q,r ］,艮PFp 1 0 sin & Q0 cos cos sin & Rsincos cos&(24)B 相对于F 1的角速度，方程可写成如下形式：(25)其六自由度运动方程r q lx 0 p IxyI 再根据欧拉角的矩阵变化知(23)通过求逆，知:(27)AT cos mg sin m[u& (q E Rq)w (r L r )v] RAAymgcossin&Em [v (rB r )u E(gB (p・Bp)w]A zT sinmg cos cos m[ w & p)v (q 匕 q)u]B若忽略地球的自转则可得:根据（2）推出其简化的动力学方程为:L lx p& Izx( r&pq) (I yIz )qr M lyq& I zx (r 2 p 2 ) (IzIx)rp NIzr& I zx ( p&qr) (lxiy )pq质心运动学方程：根据（3）可知，绕质心转动的运动学方程: 根据（4）可知 A x T cosmg sin&rv ]m[u qw&Ay mg cos sin m[v ru pw]&A z T sin mg cos cos m[ w pv qu ]绕质心转动的动力学方: 由于具有对称面，且可以忽略 &B 有：I xy =1 yz=O(28)(29)&XE(U Wx ) cos cos(v Wy )(sin sin cos cos sin ) ( w Wz )(cos sin cos y&E(UW x ) cos sin(v Wy )(sin sin sincos cos ) (wWz )(cossin sinz& F(UW )sin (v XW )cos w cosVcos由于是无风，故s in s in ) sin cos )(30)(31)&XE&YE&ZFucos ucos usin cos sinvcos v(sin sin cos cos sin ) w(cos sin cossin sin v(sin sin sin cos cos )w(cos sin sinsin cos(32)wcos cos& P Q sin tanRcos tan(27)& Q cos Rsin& Q sin sec R cos sec 二、小扰动线化设基准运动为对称定常直线水平飞行，假设飞机是具有对称面的刚体。

飞控大作业

《飞行控制系统》课程实验报告班级 0314103学号 031410329 姓名嵇程成绩南京航空航天大学2017年4月《飞行控制系统》课程实验（8学时）一、目标通过本实验，学生能够掌握基本的飞行控制系统的结构，设计的方法，仿真验证方法及控制性能的分析，加深对课堂教学内容的理解。

二、环境在windows操作系统下，matlab/simulink下进行设计与仿真。

三、内容（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真（4学时）1、飞机纵向自然特性的分析与仿真，包括短周期模态，长周期模态的分析，求解阻尼与自然频率，分析开环响应特性。

2、飞机俯仰角控制系统的设计；3、飞机速度控制系统的设计；4、飞机纵向运动的仿真与分析（二）飞机侧向飞行控制系统的设计与仿真（4学时）1、飞机纵向自然特性的分析与仿真，包括滚转模态，荷兰滚及螺旋模态的分析，求解阻尼与自然频率，分析开环响应特性。

2、飞机滚转角控制系统的设计；3、飞机航向控制系统的设计；4、飞机侧向航向协调控制仿真与分析四．要求1.在matlab下进行编程，系统设计与仿真；2.撰写实验报告，要求给出设计的参数，实验结果及曲线。

3.报告封面采用模板给定格式。

4.报告需提交打印稿，沿左侧装订。

（一）飞机纵向俯仰角与速度控制系统设计某飞机的纵向线性小扰动方程为：lon lon xA xB u =+& 其中状态[]T x u q h αθ=∆∆∆∆∆，控制量[]T e T u δδ=∆∆ 问题：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。

输入：[W n ,z,p]=damp(alon)%系统的自然频率、阻尼比和闭环极点输出：W n z p 2.7127 2.7127 0.0708 0.0708 0.0030 0.3890 0.3890 0.0875 0.0875 1.0000 -1.0553 + 2.4990i -1.0553 - 2.4990i -0.0062 + 0.0706i -0.0062 - 0.0706i -0.0030 + 0.0000i表1-1-1p 1p 2ζ W n 长周期 -0.0062 + 0.0706i -0.0062 - 0.0706i 0.0875 0.0708 短周期 -1.0553+2.4990i -1.0553 - 2.4990i0.3890 2.7127表1-1-22、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。

飞行动力学与控制大作业

飞行动力学与控制大作业报告院（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一．飞机本体动态特性计算分析 (2)1.1飞机本体模型数据 (2)1.2模态分析 (2)1.3传递函数 (3)1.4升降舵阶跃输入响应 (3)1.5频率特性分析 (5)1.6短周期飞行品质分析 (6)二．改善飞行品质的控制器设计 (7)2.1SAS控制率设计 (7)2.1.1控制器参数选择 (8)2.1.2数值仿真验证 (12)2.2CAS控制率设计 (13)三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法 (16)3.1特征结构配置问题描述 (16)3.1.1特征结构的可配置性 (16)3.1.2系统模型 (16)3.2系统的特征结构配置设计 (17)3.2.1设计过程 (17)3.2.2具体的设计数据 (17)3.2.3结果与分析 (18)四．附录 (20)一．飞机本体动态特性计算分析1.1飞机本体模型数据本文选取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：.x =Ax +Bu y =Cx (1.1)状态变量为：[]Tu q αθ=x控制变量为：e δ=u基准状态选择为120,2000V m s H m ==的定直平飞。

选取状态向量()Tu q αθ=x ,控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得到的矩阵数据如下：-0.0312 -1.1095 -9.8066 -0.5083-0.0013 -0.6543 0 0.9185 0 0 0 1.00000 -0.3828 0 -0.6901⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦Α (1.2)[]-0.0167-0.0014-0.0956T=B(1.3)[]1.000057.295857.295857.2958diag =C(1.4)1.2模态分析矩阵A 的特征值算出为：1,23,4-0.6778 + 0.5926i-0.0100 + 0.0769iλλ==对应的特征向量如下：0.9874 0.9874 -1.0000 -1.0000 0.1137 - 0.0053i 0.1137 + 0.0053i 0.0011 - 0.0000i 0.0011 + 0.0000i 0.0521 - 0.0629i 0.0521 + 0.0629i 0.002=V 1 + 0.0078i 0.0021 - 0.0078i 0.0019 + 0.0735i 0.0019 - 0.0735i -0.0006 + 0.0001i -0.0006 - 0.0001i ⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：长周期模态与短周期模态，其对应的模态频率及阻尼比如下：表一飞机长短周期模态特征可以看出，在此飞行状态下，飞机纵向具有明显的长周期模态，但不具备明显的短周期的模态特征，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。

航天飞行动力学作业报告-有翼导弹飞行方案和稳定性分析

航天飞行动力学作业报告——有翼导弹飞行方案和稳定性分析一、问题描述：1.在给定的条件下，计算纵向理想弹道，并给出采用瞬时平衡假设0zz z z m m δααδ+=时所有纵向参数随时间的变化曲线。

2.不考虑气动力下洗影响，以第一问得出的弹道为基础，选取并计算作为特性点的5个以上点处的纵向短周期扰动运动的动力系数，并分析其在特性点处的自由扰动的稳定性，以及计算在各个特性点处弹体传递函数(),(),()y n W s W s W s αδδϑδ 。

二、模型建立：根据给出的飞行条件进行初步分析，可给出如下假设和简化： 1、近似认为导弹绕弹体轴的转动是无惯性的。

2、近似认为导弹控制系统理想工作，既无误差，也无时间延迟。

3、近似认为各种干扰因素对导弹无任何影响。

4、由于侧向运动参数与x 与y 方向舵偏角都是小量，因此可近似认为相关参数可以忽略。

5、近似认为导弹在某个铅锤面内飞行，即其飞行弹道与铅锤面内的弹道差别不大。

6、近似认为俯仰操纵机构的偏转仅取决于纵向运动参数；偏航、滚转操纵机构的偏转仅取决于侧向运动参数。

根据以上假设，我们可以简化得到以下方程组：质心移动的动力学方程：mmdddddddd =PPPPPPPPαα−XX −mmmmPPmm mm θθ mmdd ddθθdddd =PPPPmm mm αα+YY −mmmmPPPPPPθθ质心移动的运动学方程：dddddddd =Vcos θ dddddddd =Vsin θ 质量方程：ddmmdddd=mm 纵向平衡关系式：0zz z z m m δααδ+=控制方程：14=0=0εε上式适用于全阶段的飞行方案，但是因为每个阶段的参数会有所不同，因此在不同阶段该方程组会有不同的形式，再根据每个阶段的具体的公式进行数值积分就能够得到最终各参数的变化情况。

三、求解弹道1.第一阶段：给定高度导弹释放后，在第一阶段做无动力滑翔，采用给定高度的飞行方案，其控制系统方程有表达式如下：***2000cos(0.000314 1.1)5000(-)+(-)zH x k H H k H H ϕϕδ=×××+=×× 值得注意的是，控制方程中包含开环增益系数，其值的选取关系到在控制系统下的飞行弹道与给定弹道的相合程度，通过matlab 进行循环迭代调试选取使弹道最相合且震荡最微弱的参数k k φφ ，得到阶段一各参数随时间变化的关系如下图所示：图 3-1 第一阶段飞行参数变化曲线图3-1给出了阶段一导弹速度、弹道倾角、导弹质量、水平位移、导弹高度、z 向舵偏角随时间变化的关系，其中各单位分别为m/s 、rad 、kg 、m 、m 、rad ，时间单位为s. 2.第二阶段：等高飞行导弹在水平位移为9100m 时，发动机开始点火，转入水平飞行模式。

飞行动力学与控制大作业

飞行动力学作业

飞行动力学与控制课程总结姓名：学号：时间： 2015/6/30飞行动力学是一门综合多学科知识，飞行器总体设计和控制设计过程中必不可少的知识基础。

飞行动力学中弹道学部分建立了导弹飞行的六自由度数学模型和弹目相对运动方程即制导律，为总体设计中制导和控制部分提供了数学模型和导引方法。

动态分析部分则深入研究导弹在飞行过程中的动态特性，根据这些特性，导弹设计过程中可以合理安排气动布局，结构以及控制律的参数，分析导弹的稳定性、操纵性和机动性能。

导弹总体设计看中导弹的性能，包括飞行性能（射程、速度、高度、机动性）、制导精度、突防能力、可靠性、成本等等，下面我就飞行力学和动态分析在部位安排、气动布局、制导控制部分的应用作简要的分析。

一、气动外形和结构布局影响1. 导弹的稳定性首先考虑导弹的稳定性，在导弹运动过程中，受到外力扰动是指偏离原来的飞行状态。

干扰消失的最初状态，若导弹具有恢复到原来飞行状态的趋势，称为具有静稳定性；干扰消失后导弹运动恢复到原来状态，则具有动稳定性。

导弹的静稳定性对导弹部位安排与气动布局有指导作用。

首先纵向静稳定性指标为 0<-=A F g y z b X X C m αα（1）若使导弹具有纵向静稳定性，焦点必须在重心的后面，改变方案有两种：➢ 改变导弹气动布局，从而改变焦点的位置，如改变弹翼的外形、面积以及相对弹身的安装位置，改变尾翼面积，添置小前翼等。

➢ 改变导弹内部器件的部位安排，以调整重心的位置。

考虑到导弹横向静稳定性，横向静稳定性条件为0<βxm ，弹翼（弹翼后掠角和上反角）和垂直尾翼对其影响最大。

➢ 弹翼后掠角χ：当受到干扰使导弹有一个正的侧滑角0>β，在左侧弹翼实际后掠角变为βχ+，垂直于弹翼前缘的速度减小，升力减小；右侧变为βχ-，垂直于弹翼前缘的速度增加，升力增加；这样就产生了负的滚转力矩，即0<βx m 。

（气动布局的设计，尤其是弹翼翼型的选取）➢ 上反角w ψ：当受干扰使导弹有一个正的侧滑角0>β，当弹翼有个正上反角0>w ψ时，右侧弹翼有个正的攻角增量0>∆α，相应的右翼上升力增加，相反左侧弹翼有个负的攻角增量0<∆α，左侧升力减小。

飞行动力学作业题

1. 平衡曲线根据~e L C δ曲线说明为什么静稳定的飞机符合操纵习惯，静不稳定的飞机不符合操纵习惯
2. 平衡曲线根据~e V δ曲线说明为什么静稳定的飞机符合操纵习惯，静不稳定的飞机不符合操纵习惯
3. 为什么L C =0时，m C ≠0？
4. 详细说明要增加飞机迎角飞行员如何操作，飞机的舵面如何变化，气动力与力矩如何变化
5. 什么是定载静稳定性导数，应如何设计风洞试验来获得定载静稳定性导数？画出定载时的~m L C C 关系曲线。

6. 根据图1-10分析勺形区域下降段为什么会出现自动俯冲和反操纵。

7. 试分析为什么在起飞着陆时要对重心前限进行限制，还有哪些因素限制了重心的前限，为什么？
8. 分析真实的飞机从定常直线平飞转入拉升运动并完整一个完整筋斗的完整过程中飞机迎角和驾驶杆位移的变化情况。

9. 分析正常情况下重心与焦点、握杆机动点之间的关系。

如果重心不满足正常的与焦点、握杆机动点的位置关系会有什么后果。

10 课本P43作业题第一道。

航天器姿态动力学与控制大作业(2A)基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统的仿真与分析

基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统的仿真与分析—航天器姿态动力学与控制大作业（2A）一、任务描述目的：设计基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统并进行仿真与分析基本内容：(1)建立三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型；(2)设计基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统；(3)完成数学仿真。

具体要求(1)建立对地定向刚体航天器的三轴稳定姿态动力学和姿态运动学模型。

，，，，设航天器在圆轨道上运行，轨道角速度要求姿态动力学动力学采用欧拉方程，姿态运动学模型采用zyx顺序欧拉角的姿态运动学方程；(2)姿态推力器的数学模型为理想的继电器特性姿态推力器的标称推力为10N，在各轴上的力臂分别为1m、1.5m和2m。

(3)要求姿态角控制精度：优于0.5deg。

(4)不考虑姿态角速率的测量误差，试设计伪速率控制器，要求实现最小脉冲宽度(30ms)。

给出数学仿真结果。

绘出控制过程的相轨迹图，及性能指标(如极限环的速度等)，估算燃料消耗率。

并体会姿态动力学模型的三轴耦合对控制过程是否有影响。

(5)设卫星在三轴方向受到常值的气动干扰力矩，分别为，，试设计伪速率喷气控制器，要求能实现最长周期的单边极限环。

给出数学仿真结果。

绘出控制过程的相轨迹图，及性能指标(如极限环的速度等)，试估算此时的燃料消耗率。

二、喷气系统与推力器布局的选择喷气姿态控制系统框图典型的6+2斜装小推力配置的推力器布局图三、建模原理2.1 姿态动力学方程考虑在圆轨道上飞行的对地定向航天器，姿态角和姿态角速率较小，惯量积远小于主惯量，简化后的三轴耦合的姿态动力学方程如下又考虑到轨道角速度较小，且推力器产生的推力器控制矩较大的情况下，忽略发动机偏心产生的干扰力，不考虑三轴耦合，简化的姿态动力学方程如下其中，，为推力器产生的控制力矩在星体三轴上的分量，，，为卫星在三轴方向受到常值的气动干扰力矩。

2.2 姿态运动学模型采用zyx旋转，考虑到航天器在圆轨道上运行，姿态角与姿态角速率都较小的情况，简化后的姿态运动学模型如下2.3理想继电器特性理想的继电器喷气控制系统具有理想的开关特性，控制方程为：2.4 最长周期单边极限环在进行极限环设计时，为了达到最长时间的单边极限环，需要不断地调整喷气时间。

飞行控制系统大作业

飞行控制系统大作业一、飞机纵向俯仰角与速度控制系统设计某飞机的纵向线性小扰动方程为： lon lon x A x B u =+其中状态[]T x u q h αθ=∆∆∆∆∆，控制量[]T eT u δδ=∆∆问题：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。

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。

3、采用短周期简化方法，求出传递函数()e qG 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。

4、基于长周期简化方法，求出传递函数()T uG s δ∆∆，设计飞机的速度控制系统，并进行仿真。

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。

假设作动器特性为1010s +。

要求：给出相应的传递函数，画出相应的结构图根轨迹图及仿真曲线。

二、飞机侧向滚转角控制系统设计某飞机的侧向线性小扰动方程为： lat lat x A x B u =+其中状态[]T x p rβφψ=∆∆∆∆∆，控制量[]T ar u δδ=∆∆问题：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。

2、对副翼与方向舵单位阶跃输入下的自然特性进行仿真。

3、采用简化方法，求出传递函数()a pG 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。

4、设计飞机航向控制系统，并进行仿真。

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1010s +。

要求：给出相应的传递函数，画出相应的结构图根轨迹图及仿真曲线，提交word 打印稿。

1. 数据文件在文件中，按照学号的最后一位选择相应的数据文件。

如学号最后一位为5，则选择文件作为你设计的数据。

2. 在matlab 中输入load data5 则可将数据导入，其中 alon 为纵向系统阵，blon 为纵向控制输入阵alat 为侧向系统阵，blat 为侧向控制输入阵控制量的单位为deg ，状态变量的单位为（deg ，deg/s ， m ） 3、由状态方程求传递函数用ss2tf （）函数。

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