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1、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
2、-002i 2.13e-001 3.42e-002 长周期的根为 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 阻尼为 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 自然频率为 4.69e+000(rad/s)2、对升降舵与油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进展仿真，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
3、(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(Deltaalpha(deg)subplot(224)plot(t,y(:,2,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltaalpha(deg)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)sub
4、plot(223)plot(t,y(:,4,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltatheta(deg)subplot(224)plot(t,y(:,4,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltatheta(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)以上各图为升降舵与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。3、采用短周期简化方法，求出传递函数。
5、采用根轨迹方法设计飞机的俯仰角控制系统，并进展仿真。输入命令：a1=alon(2:3),(2:3)b1=blon(2:3),:)c1=clon(2:3),(2:3) d1=dlon(2:3),:)n,d=ss2tf(a1,b1,c1,d1,1)g1=tf(n(2,:),d)得到传递函数为 ：-根轨迹设计：输入命令：g1=tf(n(2,:),d)g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)选取阻尼比为0.55时，根轨迹增益为Kq=0.173g4=feedback(g3,0.173)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(
6、g6)同样，可得Kth=1在Simulink中搭建系统仿真模型：进展仿真：4、基于长周期简化方法，求出传递函数，设计飞机的速度控制系统，并进展仿真。输入命令：a1=alon(1,4,1,4)b1=blon(1,4,:)c1=clon(1,4,1,4)d1=dlon(1,4,:)n,d=ss2tf(a1,b1,c1,d1,2);g1=tf(n(1,:),d)得到传递函数为：7.971 s-s2 + 0.04847 s在Simulink中搭建系统模型：使用经验试凑法得到PID控制器参数：Kp=0.9 Ki=0.2 Kd=0仿真结果如下：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展仿
7、真。在Simulink中搭建仿真模型：先在速度通道加阶跃信号，输入命令：subplot(221)plot(t,x1)xlabel(t(s)ylabel(Deltau(m/s)subplot(222)plot(t,x2)xlabel(t(s)ylabel(Deltaalpha(deg)subplot(223)plot(t,x3)xlabel(t(s)ylabel(Deltaq(deg/s)subplot(224)plot(t,x4)xlabel(t(s)ylabel(Deltatheta(deg)和plot(t,x5)xlabel(t(s)ylabel(Deltah(m)得到以下曲线：再在俯仰角
8、通道加阶跃信号，重复以上命令，得到如下曲线：二飞机侧向滚转角控制系统设计1、求出侧向运动方程的特征根，与对应的模态，求出荷兰滚模态的阻尼与自然频率。在MATLAB环境下导入数据文件，输入damp(alon),得出结果： Eigenvalue Damping Freq. (rad/s) 0.00e+000 -1.00e+000 0.00e+000 -6.89e+000 1.00e+000 6.89e+000 -1.55e-002 1.00e+000 1.55e-002 -1.02e+000 + 5.08e+000i 1.97e-001 5.19e+000 -1.02e+000 - 5.08e+0
9、00i 1.97e-001 5.19e+000侧向运动方程的特征根为：0.00e+000航向随遇平衡模态-1.55e-002螺旋模态-1.02e-001 +5.08e+000i，-1.02e-001 5.08e+000i荷兰滚模态-6.89e+000侧向滚转收敛模态荷兰滚模态的阻尼为：1.97e-001自然频率为：5.19e+000(rad/s)2、对副翼与方向舵单位阶跃输入下的自然特性进展仿真sys=ss(alat,blat,clat,dlat)y,t=step(sys,400)subplot(221)plot(t,y(:,1,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltabeta(de
10、g)subplot(222)plot(t,y(:,1,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltabeta(deg)subplot(223)plot(t,y(:,2,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltap(deg/s)subplot(224)plot(t,y(:,2,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltap(deg/s)得到以下曲线：subplot(221)plot(t,y(:,3,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltar(deg/s)subplot(222)plot(t,y(:,3,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltar(deg/s)
11、subplot(223)plot(t,y(:,4,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltaphi(deg)subplot(224)plot(t,y(:,4,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltaphi(deg)得到以下曲线：subplot(121)plot(t,y(:,5,1)xlabel(t(s)ylabel(Deltapsi(deg)subplot(122)plot(t,y(:,5,2)xlabel(t(s)ylabel(Deltapsi(deg)得到以下曲线：以上各图中左边为副翼输入单位阶跃响应的曲线，右边为方向舵输入单位阶跃响应的曲线。3、采用简化方法，求出传递函
12、数。采用根轨迹方法设计飞机的滚转角控制系统，并进展仿真。输入命令：a1=alat(2,4,2,4)b1=blat(2,4,:)c1=clat(2,4,2,4)d1=dlat(2,4,:)n,d=ss2tf(a1,b1,c1,d1,1)g1=tf(n(1,:),d)得到所求传递函数：-根轨迹设计：输入命令：g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)选取阻尼比为0.7左右时，得到Kp=0.054再输入：g4=feedback(g3,0.054)g5=tf(1,1 0)g6=series(g4,g5)sisotool(g6)得到Kth=0.211在Simu
13、link中搭建系统模型：输入：plot(t,x1)xlabel(t(s)ylabel(Deltaphi)得到响应曲线：4、设计飞机航向控制系统，并进展仿真。在Simulink中搭建系统仿真模型：利用寻优模块取得：Kps=9.87响应为：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，进展航向控制系统的仿真。假设作动器特性为。使用根轨迹的方法设计Kr：a1=alat(1,3,1,3)b1=blat(1,3,:)c1=clat(1,3,1,3)d1=dlat(1,3,:)n,d=ss2tf(a1,b1,c1,d1,2)g1=tf(n(2,:),d)g2=tf(-10,1 10)g3=series(g1,g2)sisotool(g3)确定Kr=0.21在Simulink中搭建如下系统模型：经试验，Kpsi取3.1，Kbeta取-1时的响应效果较好。以下为仿真结果：
