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 031410224 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)')

4000

0-200

∆α(d e g )

200

t(s)

400

600

∆u (m /s )

200

-2

-4-6

0200

t(s)

400600

4004

0-200

∆α(d e g )

200

t(s)

400

600

∆u (m /s )

200

2

0-2

0200

t(s)

400600

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)')

∆θ(d e g )

-50-100-150

200

t(s)

400

600

∆θ(d e g )

54

∆q (d e g /s )

-5-10

∆q (d e g /s )

200

t(s)

400

600

2

0-2-40

200

t(s)

400

600

500

10050

0-50

0200

t(s)

400600

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)')

-1

x 10

4

x 10

4

-0.5

∆h (m )

∆h (m )

-1.5-2-2.5

200

t(s)

400

600

200

t(s)

400

600

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。

∆q

3、采用短周期简化方法，求出传递函数G ∆δe (s ) 。采用根轨迹方法设计飞机的俯

仰角控制系统，并进行仿真。

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)

∆q

得到传递函数G ∆δe (s ) 为 ：

-34.17 s - 82.55

----------------------- s^2 + 4.579 s + 22.01

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)

Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d e (d B )

P h a s e (d e g

)

10

-1

10

10

Frequency (rad/sec)

1

10

2

10

3

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d e (d B ) P h a s e (d e g )

10

-1

10

10

Frequency (rad/sec)

1

10

2

10

3

Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d

e (d B ) P h a s e (d e g

)

I m a g A x i s

Real Axis

10

10

10

Frequency (rad/sec)

10

10

同样，可得Kth=1

在Simulink 中搭建系统仿真模型：

进行仿真：

1

0.8

∆θ(d e g )

0.6

0.4

0.2

01234

5t(s)

678910

∆u

4、基于长周期简化方法，求出传递函数G ∆δT (s ) ，设计飞机的速度控制系统，并

进行仿真。

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 --------------- s^2 + 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：

1.4

1.2

1 0.8 0.6

0.4

0.2

∆u

00

1

2

3

4

5t(s)

6

7

8

9

10

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。

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('\Delta\alpha(deg)') subplot(223) plot(t,x3) xlabel('t(s)')

ylabel('\Deltaq(deg/s)') subplot(224) plot(t,x4) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\theta(deg)') 和

plot(t,x5) xlabel('t(s)')

ylabel('\Deltah(m)')

得到以下曲线：

1.50.40.2

∆α(d e g

)

5t(s)

10

∆u (m /s

)

1

0-0.2-0.4

0.5

5t(s)

10

42

0.60.4

∆q (d e g /s

)

0-2-4

∆θ(d e g )

5t(s)

10

0.20-0.2

5t(s)

10

∆q (d e g /s

)

∆θ(d e g

)

t(s)

再在俯仰角通道加阶跃信号，重复以上命令，得到如下曲线：

01

0.5 -0.005

-0.010

-0.015-0.5

051005

t(s)t(s)

31.5

2

1

1

∆h (m

)

∆α(d e g

)

∆u (m /s

)

10

0-1

0.5

5

t(s)

10

5t(s)

10

100

h (m )

-10-20-30

024t(s)

6810

（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，及对应的模态，求出荷兰滚模态的阻尼及自然频率。

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+000i 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行仿真

sys=ss(alat,blat,clat,dlat) [y,t]=step(sys,400) subplot(221) plot(t,y(:,1,1)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\beta(deg)') subplot(222) plot(t,y(:,1,2)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\beta(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：

10

1.51

∆β(d e g )

-1-2-3

∆β(d e g )

100

200t(s)

300

400

0.50-0.5

0100

200t(s)

300400

00

∆p (d e g /s )

-20

∆p (d e g /s )

100

200t(s)

300

400

-10

-5

-10

-30-15

0100

200t(s)

300400

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)') subplot(223) plot(t,y(:,4,1)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\phi(deg)') subplot(224) plot(t,y(:,4,2)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\phi(deg)')

得到以下曲线：

0-20

20

∆r (d e g /s )

-40-60-80

∆r (d e g /s )

100

200t(s)

300

400

-20

-40

100

200t(s)

300400

00-200

∆φ(d e g )

∆φ(d e g )

100

200t(s)

300

400

-500

-400-600-800

-1000

-1500

0100

200t(s)

300400

subplot(121) plot(t,y(:,5,1)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\psi(deg)') subplot(122) plot(t,y(:,5,2)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\psi(deg)'

得到以下曲线： 4

-0.5

-1

-1.5

-2

-2.5

∆ψ(d e g )

100

200

t(s)

300

∆ψ(d e g )

400

200t(s)

400

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。

∆p

3、采用简化方法，求出传递函数G ∆δa (s ) 。采用根轨迹方法设计飞机的滚转角控

制系统，并进行仿真。

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d e (d B ) -1

1010

10

Frequency (rad/sec)

1

10

2

10

3

g4=feedback(g3,0.054) g5=tf([1],[1 0]) g6=series(g4,g5) sisotool(g6)

Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)25

200

-20

15

-40

10

-60-80

-100-120-90

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

20

5

-5

-135

-10

-15

-180

-20

-225

10

-25Real Axis

-270

-110

1010

Frequency (rad/sec)

12

10

3

得到Kth=0.211

在Simulink 中搭建系统模型：

输入： plot(t,x1)

xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\phi') 得到响应曲线：

10.9

0.80.70.6

∆φ

0.50.40.30.20.100

1

2

3

4

5t(s)

6

7

8

9

10

4、设计飞机航向控制系统，并进行仿真。

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：

1.2

1

0.8

∆ψ(d e g )

0.6

0.4

0.2

-0.2

01234

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。

10

假设作动器特性为。

s +10

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)

R oot Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

5t(s)

678910

R eal Axis

10

1010Frequency (rad/sec)

10

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：

0.150.10.050-0.05

20

∆p (d e g /s

)

5t(s)

10

∆β(d

e g )

10

-10

5t(s)

10

0.80.6

86

∆r (d e g /s

)

0.40.20

∆φ(d e g )

5t(s)

10

420

5t(s)

10

∆ψ(d e g

)

t(s)

《飞行控制系统》 课程实验报告

班 级 0314102

学 号 031410224 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)')

4000

0-200

∆α(d e g )

200

t(s)

400

600

∆u (m /s )

200

-2

-4-6

0200

t(s)

400600

4004

0-200

∆α(d e g )

200

t(s)

400

600

∆u (m /s )

200

2

0-2

0200

t(s)

400600

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)')

∆θ(d e g )

-50-100-150

200

t(s)

400

600

∆θ(d e g )

54

∆q (d e g /s )

-5-10

∆q (d e g /s )

200

t(s)

400

600

2

0-2-40

200

t(s)

400

600

500

10050

0-50

0200

t(s)

400600

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)')

-1

x 10

4

x 10

4

-0.5

∆h (m )

∆h (m )

-1.5-2-2.5

200

t(s)

400

600

200

t(s)

400

600

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。

∆q

3、采用短周期简化方法，求出传递函数G ∆δe (s ) 。采用根轨迹方法设计飞机的俯

仰角控制系统，并进行仿真。

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)

∆q

得到传递函数G ∆δe (s ) 为 ：

-34.17 s - 82.55

----------------------- s^2 + 4.579 s + 22.01

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)

Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d e (d B )

P h a s e (d e g

)

10

-1

10

10

Frequency (rad/sec)

1

10

2

10

3

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d e (d B ) P h a s e (d e g )

10

-1

10

10

Frequency (rad/sec)

1

10

2

10

3

Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d

e (d B ) P h a s e (d e g

)

I m a g A x i s

Real Axis

10

10

10

Frequency (rad/sec)

10

10

同样，可得Kth=1

在Simulink 中搭建系统仿真模型：

进行仿真：

1

0.8

∆θ(d e g )

0.6

0.4

0.2

01234

5t(s)

678910

∆u

4、基于长周期简化方法，求出传递函数G ∆δT (s ) ，设计飞机的速度控制系统，并

进行仿真。

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 --------------- s^2 + 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：

1.4

1.2

1 0.8 0.6

0.4

0.2

∆u

00

1

2

3

4

5t(s)

6

7

8

9

10

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。

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('\Delta\alpha(deg)') subplot(223) plot(t,x3) xlabel('t(s)')

ylabel('\Deltaq(deg/s)') subplot(224) plot(t,x4) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\theta(deg)') 和

plot(t,x5) xlabel('t(s)')

ylabel('\Deltah(m)')

得到以下曲线：

1.50.40.2

∆α(d e g

)

5t(s)

10

∆u (m /s

)

1

0-0.2-0.4

0.5

5t(s)

10

42

0.60.4

∆q (d e g /s

)

0-2-4

∆θ(d e g )

5t(s)

10

0.20-0.2

5t(s)

10

∆q (d e g /s

)

∆θ(d e g

)

t(s)

再在俯仰角通道加阶跃信号，重复以上命令，得到如下曲线：

01

0.5 -0.005

-0.010

-0.015-0.5

051005

t(s)t(s)

31.5

2

1

1

∆h (m

)

∆α(d e g

)

∆u (m /s

)

10

0-1

0.5

5

t(s)

10

5t(s)

10

100

h (m )

-10-20-30

024t(s)

6810

（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，及对应的模态，求出荷兰滚模态的阻尼及自然频率。

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+000i 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行仿真

sys=ss(alat,blat,clat,dlat) [y,t]=step(sys,400) subplot(221) plot(t,y(:,1,1)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\beta(deg)') subplot(222) plot(t,y(:,1,2)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\beta(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：

10

1.51

∆β(d e g )

-1-2-3

∆β(d e g )

100

200t(s)

300

400

0.50-0.5

0100

200t(s)

300400

00

∆p (d e g /s )

-20

∆p (d e g /s )

100

200t(s)

300

400

-10

-5

-10

-30-15

0100

200t(s)

300400

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)') subplot(223) plot(t,y(:,4,1)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\phi(deg)') subplot(224) plot(t,y(:,4,2)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\phi(deg)')

得到以下曲线：

0-20

20

∆r (d e g /s )

-40-60-80

∆r (d e g /s )

100

200t(s)

300

400

-20

-40

100

200t(s)

300400

00-200

∆φ(d e g )

∆φ(d e g )

100

200t(s)

300

400

-500

-400-600-800

-1000

-1500

0100

200t(s)

300400

subplot(121) plot(t,y(:,5,1)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\psi(deg)') subplot(122) plot(t,y(:,5,2)) xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\psi(deg)'

得到以下曲线： 4

-0.5

-1

-1.5

-2

-2.5

∆ψ(d e g )

100

200

t(s)

300

∆ψ(d e g )

400

200t(s)

400

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。

∆p

3、采用简化方法，求出传递函数G ∆δa (s ) 。采用根轨迹方法设计飞机的滚转角控

制系统，并进行仿真。

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

M a g n i t u d e (d B ) -1

1010

10

Frequency (rad/sec)

1

10

2

10

3

g4=feedback(g3,0.054) g5=tf([1],[1 0]) g6=series(g4,g5) sisotool(g6)

Root Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)25

200

-20

15

-40

10

-60-80

-100-120-90

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

20

5

-5

-135

-10

-15

-180

-20

-225

10

-25Real Axis

-270

-110

1010

Frequency (rad/sec)

12

10

3

得到Kth=0.211

在Simulink 中搭建系统模型：

输入： plot(t,x1)

xlabel('t(s)')

ylabel('\Delta\phi') 得到响应曲线：

10.9

0.80.70.6

∆φ

0.50.40.30.20.100

1

2

3

4

5t(s)

6

7

8

9

10

4、设计飞机航向控制系统，并进行仿真。

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：

1.2

1

0.8

∆ψ(d e g )

0.6

0.4

0.2

-0.2

01234

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。

10

假设作动器特性为。

s +10

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)

R oot Locus Editor for Open Loop 1 (OL1)

Open-Loop Bode Editor for Open Loop 1 (OL1)

5t(s)

678910

R eal Axis

10

1010Frequency (rad/sec)

10

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：

0.150.10.050-0.05

20

∆p (d e g /s

)

5t(s)

10

∆β(d

e g )

10

-10

5t(s)

10

0.80.6

86

∆r (d e g /s

)

0.40.20

∆φ(d e g )

5t(s)

10

420

5t(s)

10

∆ψ(d e g

)

t(s)


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