实验二 飞机小扰动飞行仿真演示实验
飞机仿真飞行实验报告
飞机仿真飞行实验报告1. 实验目的本次实验旨在通过飞机仿真飞行，探索飞机飞行过程中的关键因素以及驾驶员的应对措施，提高驾驶员的飞行技能和应急处理能力。
2. 实验装置与方法2.1 实验装置：使用飞行仿真软件进行实验，模拟真实飞行环境和飞行器的操作界面。
2.2 实验方法：参与者通过操纵飞行器进行飞行，在飞行过程中记录关键数据并及时采取应对措施。
3. 实验过程与结果3.1 飞行起飞在实验开始前，参与者接受了相关的飞行培训，熟悉了飞行器的操作流程和仪表板的功能。
起飞时，参与者按照正确的步骤进行操作，逐渐增加推力，保持姿态和速度的稳定。
实验结果显示，参与者成功完成了起飞过程，飞机顺利脱离地面，进入了升空阶段。
3.2 飞行过程在飞行过程中，参与者需要时刻关注飞行器的高度、速度、姿态、油量等参数，并根据需要进行调整。
实验过程中，参与者遇到了多种情况，包括恶劣天气、机械故障等，并通过正确的应对措施顺利解决了问题。
例如，当飞机遭遇剧烈气流时，参与者通过调整升降舵的角度，控制飞机的姿态，保持飞行的平稳。
当发动机出现故障时，参与者迅速切换到备用发动机，并通过调整油门和推力，使飞机保持平稳飞行。
实验结果表明，参与者具备一定的应急处理能力，并能够有效应对突发情况。
3.3 降落过程降落是飞行过程中最关键且难度最大的环节之一。
降落时，参与者需要控制飞机的速度和姿态，准确判断降落时机，并做出及时调整。
实验中，参与者成功完成了降落过程，并准确着陆在跑道上。
4. 数据分析与讨论通过实验数据的分析，我们可以得出以下结论：4.1 飞行器的稳定性是飞行过程中的关键因素之一。
在实验中，参与者通过调整控制面的角度，保持飞机的平稳飞行状态，有效应对了气流等外界因素的干扰。
4.2 驾驶员的应急处理能力对飞行安全至关重要。
实验过程中，参与者能够快速判断和解决各种问题，保持飞机的安全飞行。
4.3 飞行器的操作流程和仪表板的功能对驾驶员的飞行效果有影响。
飞行仿真实验报告(一)--彭尧坤(35050109)
航空科学与工程学院《飞行仿真实验》实验报告（一）学生姓名：***学号：********专业方向：飞行力学与控制指导教师：***2008年 3 月9 日实验一简单二阶系统仿真实验实验所属课程名称:飞行仿真（Flight Simulation ）一.实验目的了解仿真技术的主要内容，通过简单的入门训练，让学生动手建模和解算，初步了解仿真的主要过程，以形成计算机仿真的初步感性认识。
二．实验内容及步骤1．了解仿真技术概述和相关文献，建立简单的弹簧阻尼二阶系统数学模型；2．分别采用欧拉法和龙格库塔法建立给定系统的计算机离散仿真解算模型；3．使用C/C++语言编写非实时仿真计算程序，包括上面两种数值积分算法（欧拉法和龙格库塔法）在两种标准输入下（脉冲和阶跃）的仿真运算，调试并运行程序；4．合理选取数值积分的步长，选用熟悉的曲线绘图工具打印上面四种时间响应仿真计算结果，分析比较两种算法的特点；5．根据响应的结果，通过作图法求解出所选二阶系统动态特性的参数（周期、半衰期、超调量、调节时间等）。
6．修改物理系统参数重新进行仿真解算，观察系统时间响应随系统参数的变化情况。
打印典型结果并说明。
三、实验要求及考核方式1．要求学生直接上机独立列写方程，编写计算机程序解算，得出正确的数据结果和曲线图。
注意数据单位、曲线图示等的规范化。
2．根据实验内容的6个步骤，按照给定的封面格式，分6个主要部分撰写实验报告。
严禁抄袭！3．本次实验报告占总成绩的40%。
四、实验报告正文1．数学模型的建立：如上图所示，在外力F(t)的作用下，如果弹簧恢复力和阻尼力与F(t)不能平衡，则质量块m 将有加速度，进而使速度和位移发生变化。
根据牛顿第二定律，可得：()()()()F t ky t fy t my t '''--=2．用数值分析方法建立计算机离散仿真解算模型： 将上述模型方程转换可得：()()()()F t k fy t y t y t m m m'''=-- 令：()()()F t k fy t y t m m m'--=(,,)f t y y '，则有化为一阶方程组的初值问题(,,)y f t y y '''=图中：F(t) -------作用于系统的外力； y(t)-------质量块m 的位移；k-------弹簧比例系数； f-------阻尼系数。
飞行训练虚拟仿真试验项目指导书-民航虚拟仿真试验教学中心
飞行训练虚拟仿真试验项目指导书-民航虚拟仿真试验教学中心飞行训练虚拟仿真实验项目指导书实验项目1：初级飞行训练模拟实验以飞行CBT模拟训练平台进行基本飞行操作实验。
掌握小型通用飞机的航前航后检查、飞行操纵、仪表认知和误差修正等基本操作。
基本飞行操纵实验包括；直线平飞和转弯飞行实验；爬升与俯冲飞行实验；低速飞行实验；起飞和进场着陆飞行实验。
学生通过使用CBT 飞行动力学模拟软件，通过学号登录后进入自主学习环节，包括飞行程序简介与初级飞行指导、自定义飞行(选择起降机场、航路、气象条件等)、选择经典航线、从单一到多任务的飞行训练方式。
本实验的目标是：在初级飞行中，学习飞行基本流程的操作，包括起飞、巡航、转弯、着陆等；熟悉分立式仪表并用其来掌握飞行的各种状态，包括姿态、速度、高度等；掌握飞机各操纵机构和一般机载设备的操作和使用方法。
实验项目2：私照飞行训练以塞斯纳172飞机飞行训练器为平台，进行基本飞行操作实验。
掌握典型飞行程序的飞行任务，使学生能够独立完成单飞和夜航操作。
典型实验项目包括：直角航线飞行；基线转弯飞行；等待航线飞行；目视盘旋着陆；NDB/VOR飞行；仪表进场着陆飞行。
在飞行基础理论的基础上，结合航行基础理论，加强主干核心课程间的知识沟通和扩展运用，夯实飞行理论知识，提高飞行学员实际操作能力和自主学习能力。
学生通过使用塞斯纳172飞机飞行训练器，通过学号登录后进入自主学习环节，包括基本飞行操纵训练、自动飞行训练、基本飞行程序训练、NDB/VOR飞行训练、仪表进场着陆飞行训练，等等。
本实验的目标是：掌握直角航线、基线转弯、等待航线、目视盘旋着陆等基本飞行程序操作；熟悉信标台和助航设备的运行特性和盲区操作；分别采用人工操作和自动飞行控制的手段实现NDB/VOR飞行和仪表进场着陆飞行。
实验项目3：高性能飞机训练/商照飞行训练以B737NG飞机飞行训练器为平台，进行高性能飞机和航线运输驾驶员模拟训练。
机翼跨音速小扰动二级近似方法的数值方法
机翼跨音速小扰动二级近似方法的数值方法
高超;罗时钧
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】1995(013)003
【总页数】3页(P475-477)
【作者】高超;罗时钧
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
【相关文献】
1.跨音速三维操纵面嗡鸣数值方法研究 [J], 史爱明;杨永年;叶正寅
2.跨音速小扰动方法在飞机复杂组合体计算上的应用 [J], 王蝶茜;Hedm.,SG
3.一种预计机翼跨音速抖振边界的高精度方法 [J], 杨智春;刘金利
4.基于欧拉方程的跨音速翼型和机翼设计方法研究 [J], 陈雅丽
5.基于欧拉方程的跨音速翼型和机翼设计方法研究 [J], 陈雅丽
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航空噪声模拟案例课件
▪ 声学，运动学与动态激励 ▪ 湍流边界层 ▪ 扩散声场
高性能求解器与并行处理
扬声器
侧窗声传递
壳体辐射噪声
ACTRAN AeroAcoustics
宽带流致噪声仿真工具 (湍流噪声) 特性
▪ 支持大多数的CFD软件 ▪ Lighthill声类比：针对低马赫数、均质流 ▪ Morhing声类比：针对高马赫数、非均质流 ▪ 提供积分插值法
国Lloyd船级社等十一家大型企业，共同资助FFT开发ACTRAN软件 专业的声学仿真工具: 振动声学 (Actran/Vibro Acoustics, Actran for Nastran) 流动声学 (Actran/TM, Actran/DGM, Actran/Aero Acoustics) 前后处理器 (Actran/VI) 服务: 培训, 技术交流, 工程咨询, 特别开发 科研:FFT参加众多科研项目，从风机噪声、螺旋桨噪声、轮胎噪声、
▪ 进气道 / 风扇噪声: Actran/TM ▪ 尾喷 / 外涵道噪声: Actran/TM 与 Actran/DGM ▪ 声衬效果: Actran/TM 或 Actran/DGM
振动声学: 机身壁板/驾驶舱性能
▪ 传递损失计算TL ▪ TL, 发动机激励(结构传递& 空气传递) ▪ TL, 湍流边界层激励(TBL) ▪ 机身壁板 改进
实验装置
圆柱形壳体，内部空间封闭 预测加强筋的作用 不同激励的影响 解析方法软件 (FFT开发, AIRBUS所
有权, 与ACTRAN交叉验证) vs. 实验
Radius R
h Cylinder thickness Length L=3.7R
Flow direction R
北航飞行力学实验班飞机典型模态特性仿真实验报告(精)
航空科学与工程学院《飞行力学实验班》课程实验飞机典型模态特性仿真实验报告学生姓名:姜南学号:11051136专业方向:飞行器设计与工程指导教师:王维军(2014年 6 月29日一、实验目的飞机运动模态是比较抽象的概念, 是课程教学中的重点和难点。
本实验针对这一问题,采用计算机动态仿真和在人-机飞行仿真实验平台上的驾驶员在环仿真实验,让学生身临其境地体会飞机响应与模态特性的关系,加深对飞机运动模态特性的理解。
二、实验内容1.纵向摸态特性实验计算某机在某状态下的短周期运动、长周期运动的模态参数;进行时域的非实时或实时仿真实验,操纵升降舵激发长、短周期运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数;放宽飞机静稳定性,观察典型操纵响应曲线,并通过驾驶员在环实时仿真体验飞机的模态特性变化。
2.横航向模态特性实验计算某机在某状态下的滚转、荷兰滚、螺旋模态参数;进行时域仿真计算,操纵副翼或方向舵,激发滚转、荷兰滚等运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数。
三、各典型模态理论计算方法及模态参数结果表1 纵向模态纵向小扰动运动方程00001000ep ep ep u w e u w q pu w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδδδδθθ⎡⎤∆∆⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆∆⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ Xu X ̅w Z uZ w 0−g Z q 0M ̅u M ̅w 0Mq 010]=[−0.01999980.0159027−0.0426897−0.04034850−32.2869.6279 0−0.00005547−0.001893500−0.54005010] A 的特征值方程|λ+0.0199998−0.01590270.0426897λ+0.0403485032.2−869.627900.000055470.001893500λ+0.540050−1λ|=0 特征根λ1,2=−0.290657205979137±1.25842158268078iλ3,4=−0.00954194402086311±0.0377636398212079i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=2.38475828674173s t 1/2,3=72.6421344585972s振荡频率ω分别为ω1=1.25842158268078rad/s ω3=0.0377636398212079rad/s周期T 由公式T =2πω求得,分别为T 1=4.99290968436404s T 3=166.381877830828s半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,分别为N 1/2,1=0.436598837599716周 N 1/2,3=0.477628965372620周模态参数结果表如下:特征根t 1/2/sω/(rad/s T /s N 1/2/周模态命名−0.2907±1.2584i 2.38481.25844.99290.4366短周期模态−0.0095±0.0378i 72.6421 0.0378166.3819 0.4776长周期模态2 横航向模态横侧小扰动方程为0001000a r ar a r v p r av p r r v p r Y Y v v Y Y Y g p L L p L L L r r N N N N Nδδδδδδδδφφ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ YvY ̅p L ̅v L ̅p Yr g L ̅r 0N ̅v N ̅p 01N ̅r 000]=[−0.06059630−0.0015153−0.4602834−87132.20.28001300.00111489−0.020782201−0.140994000] A 的特征值方程|λ+0.060596300.0015153λ+0.4602834871−32.2−0.2800130−0.001114890.02078220−1λ+0.1409940 0λ|=0 特征根λ1=−0.529224752834596 λ2=0.00594271142566856λ3,4=−0.0692958292955363±1.00201868823874i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=1.30974066660216s t 1/2,2=−116.638202818668st 1/2,3=10.0027258149084sλ1和λ2对应的运动不存在振荡,没有振荡频率、周期和半衰期内振荡次数。
飞机六自由度飞行动力学仿真实验
飞机六自由度飞行动力学仿真实验一．实验目的1．本实验将理论力学课程教学内容与航空航天工程应用相结合，分析、研究飞机受力与六自由度运动特性，培养学生分析问题和解决问题的能力，展现理论力学知识在航空航天工程中的应用。
2．通过本实验，使学生更好地学习和理解理论力学的有关内容，如飞机的受力分析、空间力系的简化与合成、刚体的平面运动与一般运动、刚体微分方程的建立与求解等，激发学生对理论力学的学习兴趣，开阔视野，增强工程概念。
二．实验仪器与设备实验在PC 个人计算机、WINDOWS 98以上操作系统环境中进行。
三．实验原理飞机在空中的运动，在一定的假设条件下，可以视为理想刚体的运动，遵循刚体的运动规律，理论力学中介绍的刚体平动和转动基本定律都适用于飞行器的运动分析。
飞机在空中的运动为刚体的一般运动，具有六个自由度。
通常建立的机体坐标系如下图所示。
飞机的一般运动可以分解为随质心的平动和绕质心的转动，随质心的平动的速度可表示为 ⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡=W V U V G ，绕质心的转动角速度可表示为⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡=R Q P ωG 。
飞机受到的气动力、发动机推力、重力是一个空间任意力系，向质心简化的主矢和主矩分别为⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡=Fz Fy Fx F G 和⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡=Mz My Mx M G 。
根据质心运动定理（牛顿方程）和相对于质心的动量矩定理可得飞机的动力学微分方程，一般说来，该方程没有解析解，只能通过数值积分得到数值解。
系统分为“概念演示”与“f16实时仿真”两大模块。
在“概念演示”模块中着重介绍了飞机运动的自由度、单自由度下的操纵与响应特性。
在“f16实时仿真”模块中介绍了飞机定直平飞、盘旋、拉起、起飞、着陆、失速尾旋等的飞行过程及受力情况，学生也可以亲自驾驶这架F16进行实时仿真飞行。
四．实验步骤1．概念演示六自由度演示：点击菜单“概念演示->六自由度演示”，进入六自由度演示状态，如下图所示。
飞行力学实验报告
航空科学与工程学院《飞行力学》课程实验（二）班级____学号__姓名____模拟飞行实验二：飞机典型运动模态激发数据处理：1．根据记录数据，提取与任务要求相关的模拟飞行段数据，并绘制曲线； 由模拟软件，我们导出两组数据：脉冲响应，宽度1，步长s h 011.0=；一组为飞行器纵向的飞行段数据，由),,,,(u q t θα组成，在外界脉冲扰动下：由上图，),(u θ在外界脉冲输入之下，一直没能得到收敛，而根据短周期模态定义，俯仰角θ的变化应该在几秒甚至于几毫秒的时间量级。
这时我们构造的系统稳定性差，需要额外提供增加稳定性的装置。
所以我们又增加了增稳器来寻求快速收敛：选择步长s h 011.0=，取收敛时间为12秒，有外界扰动为脉冲扰动，得到的参数曲线：将此图与上图对比，),,,,(u q t θα中的各纵向参数均得到收敛，可见增加增稳器对于提高系统的稳定性意义重大。
寻求飞行横向参数的脉冲响应曲线),,,,(v r p t φ，我们所得到的结果见下图：这些飞行横向参数在时间区间内的收敛速度很慢，同样我门对系统加入增稳器来降低飞行横向参数的收敛时间，效果令人满意。
2．提取飞机飞行纵向和横航向模态参数。
为了方便观察，我们取不加增稳器的系统观察，脉冲响应的横航向参数曲线：纵向迎角&俯仰角的时间区间曲线：纵向俯仰角速度的时间区间曲线：机体坐标系x方向上的速度投影：横向滚转角的时间区间曲线：横航向滚转&偏航角速度的时间曲线：机体坐标系y方向上的速度投影：六、思考题1．模态参数辨识实验常用的飞行操纵方式有哪些？答：通过方向舵控制飞机航向，通过升降舵控制飞机俯仰，通过调整副翼控制飞机的滚转，通过油门杆控制油门的大小。
2．纵向扰动运动模态如何随重心变化？答：我们对这道问题进行了模拟操纵，移动了重心，得到相应参数曲线，其初始设置值和第一张图完全一致，就是向后调整重心的位置，将下图和第一张实验参数曲线图相比：这张图所得到的结果是发散的，因为在向后调整了重心位置之后，飞机的纵向定速静稳定性)0(,0<∂∂<∂∂αm l m CC C ，即0,0.><-n ac g c K x x 条件不满足，就如图中的现象，飞机的纵向动态特性参数变得发散。
直升机模型在小扰动参数情形下的滑模控制
直升机模型在小扰动参数情形下的滑模控制李同兴;谭晓玉【摘要】研究更加具有物理意义的带有扰动的直升机模型,首先建立带有扰动的系统模型在对系统的分析过程中具体给出滑动模态的设计,验证了滑动模态可以使得系统达到稳定从而最终得到带有扰动的直升机模型的控制器.最后利用滑膜控制策略给出了数值仿真,仿真示例验证了滑膜控制器的有效性.【期刊名称】《淮阴师范学院学报（自然科学版）》【年(卷),期】2018(017)004【总页数】6页(P289-294)【关键词】滑模控制;耦合性;链式法则;切换函数【作者】李同兴;谭晓玉【作者单位】泰山学院数学与统计学院,山东泰安 271000;泰山学院数学与统计学院,山东泰安 271000【正文语种】中文【中图分类】O2320 引言滑模控制(sliding mode control, SMC)也叫变结构控制,本质上是一类特殊的非线性控制,且非线性表现为控制的不连续性．滑模控制与其他控制的根本区别是其具有不连续性的控制,可以迫使系统在一定特性下沿着预定的状态轨迹上下运动,也就是所谓的“滑模”运动．滑模控制的优点是能够快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无须系统在线辨识、物理实现简单．20 世纪 50 年代末前苏联学者 Emelyanov 等人首先提出了变结构理论,后Utkin 和Itkis等人进一步发展和完善了变结构系统理论,在此基础上发展起来一类具有不连续性的控制策略理论．以滑模为基础的变结构控制系统理论经历了3个发展阶段:第1阶段为以误差及其导数为状态变量研究单输入单输出线性对象的变结构控制; 20世纪60年代末开始了变结构控制理论研究的第2阶段,研究的对象扩大到多输入多输出系统和非线性系统;进入20 世纪 80年代以来,随着计算机、大功率电子切换器件、机器人及电机等技术的迅速发展,变结构控制的理论和应用研究开始进入了一个新的阶段,所研究的对象已涉及离散系统、分布参数系统、滞后系统、非线性大系统及非完整力学系统等众多复杂系统,同时,自适应控制、神经网络、模糊控制及遗传算法等先进方法也被应用于滑模变结构控制系统的设计中．例如 1995 年,郑锋等人[1]提出了系统谱能控条件下具有稳定滑动模态的切换泛函的设计方法,利用趋近律设计了相应的变结构控制器并且得到了一般时滞系统变换为所需要的时滞系统的条件．1998 年,谢胜利等人[2]对时滞控制系统的变结构控制器提出了一种只需对相应的无时滞控制系统进行变结构控制器的设计方法,简化了变结构控制器本身的设计．2001 年,于双和等人[3]利用将等效控制与离散趋近律相组合的控制策略消除了控制的抖振的同时达到利用少量控制能量取得较好系统性能的效果．2003 年,夏元清等人[4]利用 LMI 得到了两种不同的滑动模态和控制器的设计方法,并把此方法推广到多时滞和不确定时滞系统．2007 年刘金琨,孙富春[5]将滑模变结构控制分为18个研究方向,即滑模控制的消除抖振问题、准滑动模态控制、基于趋近律的滑模控制等．2010年,郭壁垒等人[6]针对含有非线性不确定的奇异系统,提出了一种面向性能的由积分滑模控制、附加的非线性控制及复合非线性反馈控制组成的鲁棒控制器．由于滑模控制具有物理实现简单、鲁棒性、响应迅速、无须系统在线辨识等优点, 其在解决运动跟踪、模型跟踪．不确定性系统的控制等一系列重要工程问题都有重要应用, 其中一项重要应用就是对于直升机模型的研究．例如Martin等人[7]于1996年提出了一种非最小相位平面系统输出跟踪的方案,这种技术即使在最小相位情况下也适用于前馈的逆轨迹; 2002年, Olfati [8]使用平滑的静态反馈为VTOL飞机的全局配置稳定提供了一个强大的输入耦合; Do[9] 于 2003年提出了一种非线性输出反馈控制器,使得非最小相位、欠驱动垂直起飞和降落飞机能够在全球渐近地跟踪参照模型产生的基准轨迹; Wang等人[10]于 2009 年提出了一种非线性输出反馈控制的方法,利用延迟的测量输出来迫使一个欠驱动的垂直起飞和着陆(VTOL)飞机在给定的参考轨道上渐近地跟踪; Huang 等人[11]于2002年在详细的分析了一种非线性最小相位系统(MIMO),并提出了一种新的输出跟踪控制方法,应用于平面垂直起飞和着陆(PVTOL)飞机; 2013年,刘金琨等人[12]针对具有饱和特性的VTOL飞行器利用滑模控制方法设计控制器; 2014年袁瑞侠等人[13]利用位置反馈动态面控制算法对非最小相位欠驱动垂直起降飞行器系统进行了研究．滑模控制具有极其重要的工程价值,因而成为近年来研究的热点问题之一[14-16]．直升机系统的稳定控制无论是在军事还是在工程领域都有重要意义,由于直升机要实现理想控制受到诸多因素的影响,因而考虑带有小扰动系统的直升机系统更加符合复杂的现实因素．本文针对简化的直升机模型考虑带有小扰动的情况下,利用滑模控制得到理想的控制效果．从而为实现直升机系统的稳定控制提供了重要理论依据．滑模控制一个明显的缺点就是系统存在颤抖．将模糊控制和传统的滑模控制相结合,就构成了模糊滑模控制(fuzzy sliding mode control, FSMC)．FSMC可以减弱单纯滑模控制系统存在的颤抖同时保持常规模糊控制器的优点并且不依赖系统本身的模型．因而, FSMC在不确定环境下是处理难于建模的复杂对象的一种有效的智能控制方式．1 带有小扰动的系统的建立直升机控制系统本身是一个复杂的多输入、多输出系统,由于直升机的非线性运动特性显著,因而其操控性、稳定性和机动性都相对不高．本文研究带有小扰动的直升机数学模型,即飞行高度h、悬翼浆叶转速w、悬翼叶总距俯仰角θ、分别有小扰动δ1,δ2,δ3．当同时忽略地面因素的影响(地形、气流等)时,可以给出控制系统模型为(1)其中,F2(x)=[0,0,1,0,0]T,F3(x)=[0,0,0,0,1]T,g1表示油门控制输入,g2表示总距控制输入,而a1,a2,…,a14表示直升机数学模型已知的参数.将式(1)改写为如下形式(2)由式(2)不难发现,总距控制g2直接作用在上,油门控制直接作用在ω上,直升机被控对象的输出为总距俯仰角θ和飞行高度h．g2对总距俯仰角和桨叶转速也有控制关系,g1对浆叶转速和总距俯仰角都有控制关系,高度h又与桨叶转速及总距俯仰角有关．直升机数学模型(2)存在很强的耦合特性,耦合特性带来分析模型的困难,因此研究直升机数学模型的控制问题中一个重要问题就是解耦．2 系统的耦合性分析从式(1)分析,直升机数学模型具有两类耦合性:一类是由系统状态引起的,称之为动态耦合;另一类是由控制输入引起的,称之为操纵耦合．将耦合特性线性化解耦的目的是实现g2直接作用在总距俯仰角θ或上,g1直接作用在高度h和上,从而更加直接地反应控制输入与输出的关系．在分析动态耦合时,令控制输入为零,由系统初始状态中一个通道的非零初值引起其他通道的相应特性,这种耦合即为动态耦合．当分析操纵耦合时,令直升机系统状态初值为零,由直升机系统中一个通道的控制输入引起系统状态的响应特性,称这种耦合为操纵耦合．对于直升机数学模型用线性化解耦是常用的方法,为了设计相应的滑模函数,首先需要对于x1利用链式法则求导．对式(2)中的x1求导得可见式(3)的相对阶为[3,2]．显然式(3)的控制目标为x1和x4,即直升机的飞行高度h和悬翼桨叶总距俯仰角θ．如果同时考虑直升机数学模型建模时的不确定性和外加干扰总和分别为有界的d1、d2,则直升机数学模型可改写为如下形式(4)其中由以上分析可知,实际的控制律为(5)利用式(5),可将式(4)进一步改写为(6)利用线性化解耦的策略,将带有强耦合性的直升机数学模型解耦转化为标准的仿射型线性系统,从而为进一步分析系统提供了极大便利．对于式(6)可以采用传统的线性控制方法对于v1和v2进行设计,然后通过式(5)最终实现对于直升机模型系统的控制．也就是说,首先设计式(6)控制器;其次,通过式(5)转化为直升机数学模型实际的控制器．3 系统的滑模控制针对直升机飞行高度的控制,假定指令为定值则误差为假设滑模函数为(7)则(8)(9)由式(9)分析,设计相应的控制率为(10)将式(10)代入式(9)中,可得则取则对于直升机数学模型中总距俯仰角的控制,假定指令为定值则相应的误差为设计滑模函数为(11)其中,c1,c2>0．进而可得(12)(13)由式(13)特点设计控制律为(14)将式(14)代入式(13)中,可得(15)所以因此,取则4 仿真实例研究直升机动力学模型(1).假定初始状态为:模型参数为:a0=-17.67,a1=a2=-0.1,a3=5.31×10-4,a4=1.5364×10-2,a5=2.82×10-7,a6=1.632×10-5,a7=-13.92,a8=-0.7,a9=a10=-0.0028,a11=434.88,a12=-800,a13=-0.1,a14=-65,δ1=0.01,δ2=10,δ3=0.001．假定考虑直升机模型的高度和总距俯仰角的跟踪问题,令跟踪指令分别为滑模函数中的系数b1=120,b2=20,b3=c2=1,c1=25．建模不确定性和外加干扰总和分别取d1=5,d2=1．图1 直升机模型高度跟踪问题仿真结果图2 直升机模型总距俯仰角跟踪问题仿真结果从仿真结果可见,由于在滑模控制律中使用了切换函数,因而相应的控制输入信号产生了小的扰动,可以采用饱和函数或者模糊规则的方法来减少扰动的干扰．控制律取式(5),(7)和(12),直升机的高度和总距俯仰角的跟踪结果如图1和图2所示．5 总结本文主要采用滑膜控制(变结构控制)来对于研究和分析直升机模型在具有小扰动参数情况下的系统．滑膜控制的关键是滑动模态的设计,具体给出滑动模态的设计步骤．滑膜控制具有鲁棒性等优势,滑膜控制技术在解决模型跟踪、不确定性系统的控制和运动系统跟踪中都有重要应用．具体而言,在机器人、航空航天和伺服系统领域有大量应用[17]．本文的创新之处在于利用滑模控制对带有小扰动参数的直升机模型进行研究,,带有扰动的系统更加贴近现实环境中的系统模型因而具有更大的研究意义．最后也给出了仿真验证说明了滑膜控制的有效性．参考文献：【相关文献】[1] 郑锋, 程勉, 高为炳. 一类时滞线性系统的变结构控制[J]. 自动化学报,1995,21(2):221-226.[2] 谢胜利, 张剑, 谢振东, 等. 时滞控制系统变结构控制器的一种等效设计方法[J]. 系统工程与电子技术,1998(1):67-72.[3] 于双和, 强文义, 傅佩琛. 无抖振离散准滑模控制[J]. 控制与决策,2001,16(3):380-382.[4] 夏元清, 韩京清. 同时含有状态和输入时滞系统的滑模控制[J]. 控制与决策,2003,18(5):563-567.[5] 刘金琨, 孙富春. 滑模变结构控制理论及其算法研究与进展[J]. 控制理论与应用,2007,24(3):407-418.[6] 郭壁垒, 苏宏业, 柳向斌,等. 带有非线性不确定奇异系统的积分滑模控制[J]. 控制理论与应用,2010,27(7):873-879.[7] Martin P, Devaisa S, Paden B. A different look at output tracking: control of a VTOL aircraft[J]. Automatic,1996,32(1):101-107.[8] Olfati S R. Global configuration for the VTOL aircraft with strong input coupling[J].IEEE Transaction on Automatic Control,2002,47(11):1949-1952.[9] Do K D， Jiang Z P, Pan J. On global tracking control of a VTOL aircraft withoutvelocity measurements[J]. IEEE Transactions on Automatic Control,2003,48(12):2212-2217.[10] Wang X, Liu J, Cai K Y. Tracking control for a velocity-sensorless VTOL aircraft with delayed outputs[J]. Automatica,2009,45(12):2876-2882.[11] Huang C S, Yuan K. Output tracking of nonlinear nonminimum phase PVTOL aircraft based on nonlinear state feedback control[J]. International Journal ofControl,2002,75(6):466-473.[12] 刘金琨, 龚海生. 有输入饱和的欠驱动VTOL飞行器滑模控制[J]. 电机与控制学报,2013,17(3):92-97.[13] 袁瑞侠, 刘金琨. 欠驱动VTOL飞行器的位置反馈动态面控制[J]. 系统工程与电子技术,2014,36(11):2266-2271.[14] Li H, Wang J, Shi P. Output-feedback based sliding mode control for fuzzy systems with actuator saturation[J]. IEEE Transactions on Fuzzy Systems,2016,24(6):1282-1293. [15] Li H, Shi P, Yao D, et al. Observer-based adaptive sliding mode control for nonlinear Markovian jump systems[J]. Automatica,2016,64(C):133-142.[16] Knight J, Shirsavar S, Holderbaum W. An improved reliability cuk based solar inverter with sliding mode control[J]. IEEE Transactions on Power Electronics,2017,21(4):1107-1115.[17] Perruquetti W, BarbotJ P. Sliding Mode Control in Engineering[J]. Dekker,2002:53-61.。
飞机模拟实验报告
飞机模拟实验报告引言飞机模拟实验是飞行器设计和研发过程中不可或缺的一环，通过模拟实验可以对飞机的性能和操控进行测试和优化。
本实验旨在通过飞机模拟软件，对一种新型飞机的操纵性能进行评估和分析。
实验设备和方法本实验使用了专业的飞机模拟软件，通过键盘或操纵杆等控制设备进行操作。
首先，根据飞机型号及参数设置飞行初始状态。
然后，通过控制设备控制飞机的升降、转弯、飞行速度等参数，记录并分析相关数据。
实验过程中，将不断调整操控参数，以评估不同操作对飞机的影响。
实验结果与分析1. 飞行稳定性在实验中，我们对飞机的平稳飞行进行了测试。
结果显示，飞机的稳定性较好，在水平飞行状态下，没有出现明显的抖动或不稳定现象。
通过调整飞机的重心以及操纵面的设计，使得飞机保持较好的稳定性，能够符合一般飞行要求。
2. 高度控制能力飞机的高度控制能力是飞行过程中非常重要的一项指标。
实验中，我们通过操纵升降舵来调整飞机的升降状态。
结果显示，飞机能够较好地控制高度，根据操纵杆的微调程度能够精准地调整飞机的高度。
这表明飞机在不同高度下能够稳定飞行，满足飞行控制要求。
3. 转弯半径和速度我们对飞机的转弯半径和速度进行了测试。
通过操纵杆的转动程度，飞机的转弯半径和速度可以得到有效调整。
实验结果显示，飞机在不同的转弯半径下能够保持稳定的飞行，没有出现明显的过度转弯或转弯不足的情况。
同时，飞机在不同速度下，转弯半径也能够随之调整，满足飞行操控的灵活性需求。
实验总结与展望通过对飞机模拟实验的分析，我们对新型飞机的操纵性能有了初步评估。
实验结果显示，飞机具备较好的稳定性、高度控制能力和转弯灵活性。
在今后的研发过程中，我们将进一步改进飞行模型和参数设置，以优化飞机的操纵性能。
同时，我们还将进一步进行实验，评估飞机在恶劣天气条件下的操纵性能，以提高飞机的适应能力。
结语飞机模拟实验是飞行器设计和研发过程不可或缺的一部分。
通过该实验，我们能够更好地了解飞机的操纵性能，为飞行器的设计和改进提供重要参考依据。
2021年飞行控制仿真实验报告
飞行控制仿真试验汇报学号:姓名:专业:指导老师:6月8日目录1.试验内容........................................................................................................ 错误!未定义书签。
1.1俯仰操纵............................................................................................ 错误!未定义书签。
1.1.1试验要求.................................................................................. 错误!未定义书签。
1.1.2俯仰控制原理.......................................................................... 错误!未定义书签。
1.2滚转操纵............................................................................................ 错误!未定义书签。
1.2.1试验要求.................................................................................. 错误!未定义书签。
1.2.2滚转操纵原理.......................................................................... 错误!未定义书签。
1.3航向操纵............................................................................................ 错误!未定义书签。
飞机典型模态特性仿真实验报告
飞行力学实验报告——飞机典型模态.......................................................................................... 8 1.3 作图法计算纵向模态参数 ...................................................................... 10 1.4 仿真纵向模态参数列表 .......................................................................... 14 1.5 仿真纵向模态参数与理论纵向模态参数的对比与误差分析 .............. 14 2、横向模态仿真 .................................................................................................. 15 2.1 仿真方法 .................................................................................................. 15 2.2 仿真结果图 .............................................................................................. 15 2.3 作图法计算横、航向模态参数 .............................................................. 17 2.4 仿真横、航向模态参数列表 .................................................................. 19 2.5 仿真横、航向模态参数与理论横、航向模态参数的对比与误差分析 ................................................................................................................................ 19 四、修改静稳定性导数 ................................................................................................ 21 1、纵向模态 .......................................................................................................... 21 1.1 长周期模态 .............................................................................................. 21 1.2 短周期模态 .............................................................................................. 22 2、横、航向模态 .................................................................................................. 25 2.1 滚转模态 .................................................................................................. 25 2.2 螺旋模态 .................................................................................................. 26 2.3 荷兰滚模态 .............................................................................................. 28 五、实时仿真实验 ........................................................................................................ 30 1、升降舵受阶跃扰动 .......................................................................................... 30 2、副翼受阶跃扰动 .............................................................................................. 31 六、放宽静稳定性 ........................................................................................................ 32 七、思考题 .................................................................................................................... 33 附录一理论纵向模态计算程序 .................................................................................... 35 附录二理论纵向模态参数计算程序 ............................................................................ 36 附录三理论横、航向模态计算程序 ............................................................................ 37 附录四理论横、航向模态计算程序 ............................................................................ 38
飞机六自由度飞行动力学仿真试验
1飞机六自由度飞行动力学仿真实验
一．实验目的
1．本实验将理论力学课程教学内容与航空航天工程应用相结合，分析、研究飞
机受力与六自由度运动特性，培养学生分析问题和解决问题的能力，展现理论力学知识在航空航天工程中的应用。
2．通过本实验，使学生更好地学习和理解理论力学的有关内容，如飞机的受力
分析、空间力系的简化与合成、刚体的平面运动与一般运动、刚体微分方程的建立与求解等，激发学生对理论力学的学习兴趣，开阔视野，增强工程概念。
二．实验仪器与设备
实验在PC 个人计算机、WINDOWS 98以上操作系统环境中进行。
三．实验原理
飞机在空中的运动，在一定的假设条件下，可以视为理想刚体的运动，遵循刚体的运动规律，理论力学中介绍的刚体平动和转动基本定律都适用于飞行器的运动分析。
飞机在空中的运动为刚体的一般运动，具有六个自由度。
通常建立的机体坐标系如下图所示。
飞机的一般运动可以分解为随质心的平动和绕质心的转动，随质心的平动的速度可表示为??????????=W V U V G ，绕质心的转动角速度可表示为????
??????=R Q P ωG 。
飞机受到的气动力、发动机推力、重力是一个空间任意力系，向质心简化的主矢和主矩。
飞行力学实验介绍
飞行力学实验包括飞机六自由度受力分析及运动特性演示实验、飞机小扰动飞行仿真演示实验和苏27模拟飞行实验三个部分。
“飞机六自由度受力分析及运动特性演示实验”以三维力矢量、特性参数数据曲线等形式动态、直观显示飞机飞行过程中的外力与运动参数的关系，采用从简单到复杂、循序渐进的教学思想，根据飞机受力分析、单自由度运动分析、多自由度运动分析、机动仿真演示及模拟操纵飞行等，揭示飞机飞行原理，将枯燥、抽象的力学知识生动化，具体化，使学生能直观、形象地理解飞机的受力和运动的关系。
通过该实验，不仅可以使学生更好地学习和理解飞行力学的有关内容，如飞机稳定性与操作性、飞机的基本结构、飞机的受力情况等，而且可以展现飞行力学知识在航空航天工程中的应用价值，激发学生学习飞行力学课程的兴趣，培养学生分析问题和解决问题的能力，增强对飞机操纵响应特性的感性认识。
实验在PC个人计算机、WINDOWS 98以上操作系统环境中进行。
软硬件基本要求如下表所示：座舱视角图1 飞机滚转运动中的力、力矩和运动参数显示图2 飞机运动中的力和力矩截图“飞机小扰动飞行仿真演示实验”将飞行力学知识与飞行仿真、模拟相结合，分析、研究飞机在小扰动作用下的模态响应特性。
通过改变操纵输入或增加扰动，可以看出飞机系统在操纵及扰动作用下的响应过程。
通过该实验，可以使学生更好地学习和理解飞行力学稳定性与操纵性的有关内容，增强对飞机飞行品质的感性认识。
小扰动飞行仿真演示实验界面响应曲线图“苏27模拟飞行实验”以苏27战斗机为仿真对象，通过飞行模拟器，进行人在环模拟飞行。
该系统以某先进飞机飞机为背景，采用六自由度非线性全量方程，模拟驾驶员在环的飞机飞行过程和操纵响应过程，可实现“眼镜蛇”等过失速机动飞行。
该系统既可用于教学，也可用于科研，视景效果好，有助于学生和科研人员对飞机飞行现象的理解和掌握。
系统组成如下图所示：（图中箭头方向为信号的传递方向，信号采用UDP协议进行传递。
某型飞机纵向运动MATLAB建模及仿真研究
变 这 些 力 和力 矩 并 使 它 们 按 照要 求 的规 律 改 变Ｌ ｌ Ｊ 。飞机 坐标 系如 图 １ 所示 ， 本 文着重 对 飞机纵 向运动（ 绕机体坐标系 Ｙ 轴的运动 ） 的力和力矩进
行研 究 。 １ ） 升 力 ， 即Ｊ Ｒ 沿气 流坐标 系 ｚ 轴 的 分量 ，
关键 词 ： 飞机 ； 飞行控 制 系统 ； 非线 性建模 ； 小扰动 法 中图分 类号 ： Ｉ 文献标 志码 ： Ｂ 文章 编号 ： ２ ０ ９ ５—５ ０ ９ Ｘ（ ２ ０ １ ５ ） ０ ８—０ ０ ０ １— ０ ４
自从 飞机 问世 以来 ， 飞行 安全 一直是 飞机设计
动机推力 可产生俯仰力矩 ｍ 和偏航力矩 ｎ 。
ｍ ｒ ＝
Ａ Ｔ ＝ 一
２ ０ １ ５年第 ４ ４卷
机械设计 与制 Βιβλιοθήκη 工 程 ＝。 ，ｍ ０ ， ｍ ｑ ， 硒。 ， Ｄ 。 ， ……） 为气动系数 ， 是迎角的 和 分别表示发动机的推力 在喷口产
＝Ｔ ｃ ｏ ｓ （ ８ ） ｃ ｏ ｓ （ ８ ）
＝
［ ＋（ 乞一 ） ｒ ｐ＋ （ ｒ 一 Ｐ ）＋ （ ＋
Ｄ Ｏ Ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． ２ ０ ９ ５— ５ ０ ９ Ｘ ． ２ ０ １ ５ ． ０ ８ ． ０ ０ １
某 型 飞 机 纵 向 运 动 ＭＡ Ｔ Ｌ Ａ Ｂ建 模 及 仿 真 研 究
杨 志 丹
（ 上海飞机设计研究院飞控部 ， 上海 ２ ０ ０ １ ２ ０ ）
的最高目 标， 飞机 的各项设计 目标都要服从这项最 高目 标 。一个 良 好的飞行控制系统应能在保证飞机
飞行 安全前提下更 好地完成 飞行 目标 。现 代 飞机所
基于Simulink的直升机抗干扰控制律的设计与仿真
基于Simulink的直升机抗干扰控制律的设计与仿真作者：张娜娜朱荣刚杨立一来源：《现代电子技术》2013年第21期摘要：直升机是一种比较复杂的飞行器，基于工程需求，直升机机体腹部安装了一个可以打开和收起的外挂部件，该外挂部件的转动会给直升机带来周期性的力和力矩扰动。
针对输入扰动响应的特点，提出了抑制扰动的前馈控制方案。
详细介绍了前馈控制律的设计思想和基于傅里叶变换的控制信号的提取方法，得到了最终的设计结果并进行了相应的仿真验证。
Simulink仿真结果表明，所采用的前馈控制方案能够较好地抑制干扰造成的姿态角波动，证明所提出的控制方案可行且有效，证明了该控制律对外挂部件在任意转速下都能达到较为满意的抗干扰的效果。
关键字：直升机；外挂部件；前馈控制；傅里叶变换中图分类号： TN966⁃34； V249.1 文献标识码： A 文章编号： 1004⁃373X（2013）21⁃0113⁃040 引言人类的航空史始于16世纪，从那时起，人类开始尝试向往着飞向蓝天。
而直升机的雏形可追溯到公元前400年，即竹蜻蜓的诞生。
从空气动力角度看，竹蜻蜓依靠气动力实现垂直升空飞行正是现代直升机旋翼的基本工作原理[1⁃2]。
基于工程需求，在直升机机体腹部安装了一个可以打开和收起的外挂部件，该部件在工作时会因转动对飞机的方程造成影响，因此需要设计一种控制方案能抑制该扰动。
该外挂部件以匀速转动方式进行工作，且转速可以调节。
在直升机飞行过程中，当外挂部件处于不同转角位置时，其扰流特性对直升机而言相当于一个干扰源，作用在外挂部件上的气动力（矩）会对直升机的姿态造成干扰。
要求提出相应的控制方案并设计对应的控制输入，以抑制部件对直升机姿态的扰动影响。
利用直升机的小扰动方程，在直升机状态方程中添加输入扰动[f，]建立新的直升机控制系统模型，进行数字仿真，研究只加入输入扰动[f]时直升机的响应特性，仿真得出外挂部件在特定转速下对直升机造成的干扰响应，采用傅里叶变换提取出稳态干扰响应中的周期信号，作为抑制干扰的控制信号，通过前馈控制器抑制扰动的影响[3]。
飞行控制系统实验指导书
−1 − 0.027k2 ⎤
−
0.387
+
2.6k
2
⎥ ⎦
特征方程为 λI − A∗ = 0 。即
而希望的特征方程为 λ2 + 4.2λ + 9 = 0 。比较的相同次幂，即可解出增益
k = [k1 ]k2 T =
所以，状态反馈控制为
Δδ e = (
)Δα + (
)Δq
六．思考题
1. 纵向运动的长周期和短周期运动各有什么特点？ 2. 精确分析和近似分析的结果比较可得到哪些结论？ 3. 什么条件下可以使用状态反馈进行控制器设计？
)
d dt
− Zω ]Δw − [(u0
+
Z
q
)
d dt
−
g sinθ0 ]Δθ
=
Zδ Δδ
+ ZδT ΔδT
−
M uΔu
−
⎜⎛ ⎝
M
w&
d dt
+
Mw
⎟⎞Δw ⎠
+
⎜⎜⎝⎛
d2 dt 2
−
Mq
d dt⎟⎟⎠⎞Δθ= NhomakorabeaMδ Δδ
+
MδT ΔδT
（1.2）
其中， Δδ , ΔδT 分别是空气动力控制项和推力控制项。
N
∗ v
⎢ ⎢
N
∗ v
⎢
+
I xz Ix
L∗v
⎢⎣ 0
Yp
L∗p
+
I xz Ix
N
∗ p
N
∗ p
+
I xz Ix
L∗p
1
实验二 飞机小扰动飞行仿真演示实验
实验二飞机小扰动飞行仿真演示实验实验类型：（演示性）1.实验目的该实验将飞行力学知识与飞行仿真、模拟相结合，分析、研究飞机横航向小扰动运动特性。
通过该实验，可以使学生更好地学习和理解飞行力学稳定性与操作性的有关内容，增强对飞机飞行品质的感性认识。
2.实验仪器与设备实验在PC个人计算机、WINDOWS 98以上操作系统、Matlab环境中进行。
3.实验原理飞行器在定直平飞平衡运动状态下，受到小扰动或操纵作用，响应具有典型的模态特性。
纵向小扰动运动包括短周期运动模态、长周期运动模态特点。
其中迎角为短周期运动参数，短周期小扰动运动方程为：速度、航迹倾角为长周期运动参数，长周期小扰动运动方程为：横航向小扰动运动包括滚转模态、荷兰滚模态、螺旋模态特点，横航向特征方程为：滚转模态特征为初始阶段快速滚转，荷兰滚模态特征为既左右偏航又来回滚转，螺旋模态不稳定时，表现为扰动后期飞机沿螺旋线缓慢滚转下降。
本实验建立典型飞机的仿真模型，计算飞机在纵向、横航向小扰动作用下的响应特性，演示飞机的模态特性。
4.实验步骤1）软件启动在Matlab环境中执行模型程序“lab.mdl”，界面如下。
2）飞机原始数据调用鼠标双击，读入“../fdc13/lab/aircraft-lab.dat”文件。
3）配平数据调用鼠标双击，弹出窗口：选择，读入“../fdc13/lab/cr45_3000_lab.tri”文件。
4）扰动输入鼠标双击，将初始迎角改为5度，相当于加入纵向扰动。
鼠标双击，将初始侧滑角改为5度，相当于加入横航向扰动。
5）仿真计算在Matlab环境对“lab.mdl”进行仿真，仿真时间40秒。
6）结果保存鼠标双击，保存仿真计算结果。
7）结果输出鼠标双击，查看纵向运动参数变化情况。
鼠标双击，查看横航向运动参数变化情况。
鼠标双击，查看全部运动参数变化情况。
8）结果分析纵向小扰动运动参数变化情况横航向小扰动运动参数变化情况5.实验要求1)分析飞机纵向扰动的响应情况；2)分析飞机横航向扰动的响应情况；3)分析飞机特性参数变化对运动的影响。
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实验二飞机小扰动飞行仿真演示实验
实验类型：（演示性）
1.实验目的
该实验将飞行力学知识与飞行仿真、模拟相结合，分析、研究飞机横航向小扰动运动特性。
通过该实验，可以使学生更好地学习和理解飞行力学稳定性与操作性的有关内容，增强对飞机飞行品质的感性认识。
2.实验仪器与设备
实验在PC个人计算机、WINDOWS 98以上操作系统、Matlab环境中进行。
3.实验原理
飞行器在定直平飞平衡运动状态下，受到小扰动或操纵作用，响应具有典型的模态特性。
纵向小扰动运动包括短周期运动模态、长周期运动模态特点。
其中迎角为短周期运动参数，短周期小扰动运动方程为：
速度、航迹倾角为长周期运动参数，长周期小扰动运动方程为：
横航向小扰动运动包括滚转模态、荷兰滚模态、螺旋模态特点，横航向特征方程为：
滚转模态特征为初始阶段快速滚转，荷兰滚模态特征为既左右偏航又来回滚转，螺旋模态不稳定时，表现为扰动后期飞机沿螺旋线缓慢滚转下降。
本实验建立典型飞机的仿真模型，计算飞机在纵向、横航向小扰动作用下的响应特性，演示飞机的模态特性。
4.实验步骤
1）软件启动
在Matlab环境中执行模型程序“lab.mdl”，界面如下。
2）飞机原始数据调用
鼠标双击，读入“../fdc13/lab/aircraft-lab.dat”文件。
3）配平数据调用
鼠标双击，弹出窗口：
选择，
读入“../fdc13/lab/cr45_3000_lab.tri”文件。
4）扰动输入
鼠标双击，将初始迎角改为5度，相当于加入纵向扰动。
鼠标双击，将初始侧滑角改为5度，相当于加入横航向扰动。
5）仿真计算
在Matlab环境对“lab.mdl”进行仿真，仿真时间40秒。
6）结果保存
鼠标双击，保存仿真计算结果。
7）结果输出
鼠标双击，查看纵向运动参数变化情况。
鼠标双击，查看横航向运动参数变化情况。
鼠标双击，查看全部运动参数变化情况。
8）结果分析
纵向小扰动运动参数变化情况
横航向小扰动运动参数变化情况
5.实验要求
1)分析飞机纵向扰动的响应情况；
2)分析飞机横航向扰动的响应情况；
3)分析飞机特性参数变化对运动的影响。