飞机的稳定与控制

《飞机的稳定与控制》

实验指导书

飞行器设计与仿真实验室

2005年9月

飞机运动模态特性仿真实验

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。并通过纵向自动器的控制设计实例，提高学生对飞机闭环控制的认识。 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，设计自动器改善纵向稳定性，完成纵向驾驶员俯仰跟踪实时仿真实验。

2．横、侧向模态特性实验

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、要求及考核方式

1．要求学生就上述实验教学内容中的模态特性分析和动态仿真，在实验平台上编程、操作，并完成计算和分析报告。

2．实验表现、实验报告质量综合评分。对可疑抄袭的实验报告，进行答辩，根据答辩结果评分。 四、实验步骤

1．模态特性分析。按小扰动线化运动方程和给定的某飞机的数据，理论计算飞机运动的典型模态参数，包括纵向短周期模态、长周期模态及横、航向三个典型模态；

2．动态仿真。对上述模态分析结果，分别进行纵向和横、航向的实时或

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非实时动态仿真，计算飞机的动态响应。分别操纵升降舵，方向舵和副翼，激发飞机的纵向、横航向模态，通过时域方法分析相应的飞行动态特性，并与理论计算结果对比；（横航向通过副翼阶跃来反映滚转收敛模态，螺旋模态可不作。）

3．人机闭环实验。通过跟踪纵向俯仰指令体验飞机模态特性与飞行品质的关系。通过修改参数放宽飞机静稳定性，对比动态仿真实验结果观察其动态响应特性。设计自动器，改善飞机放宽静稳定性后的飞行品质，要求加自动器后的短周期模态响应与未放宽静稳定的飞机响应基本一致。并在加自动器后进行人—机闭环实时操纵，比较分析加自动器前后的实验结果。

4．整理撰写实验报告。 五、实验原理

1．实验设备

本仿真实验采用人—机仿真通用实验平台进行。以固定基座简易模拟台作为人机界面，包括视景，仪表平显，操纵杆、油门、和控制开关等。

2．实验原理框图

人—机闭环指令跟踪飞行任务，其实验原理框图如下图所示，驾驶员通过消除误差e来跟踪指令r（如纵向的俯仰角，横侧向的,等）。u为驾驶员控制信号（如升降舵e，副翼a、方向舵r等），被控对象采用小扰动线化运动方程模型。

指令r 误差e 驾驶员 u 输出响应 被控对象 人机闭环仿真实验

本实验的人—机闭环纵向俯仰跟踪任务原理为，驾驶员通过消除俯仰角误差e来跟踪指令俯仰角（r）。u为驾驶员升降舵通道的控制信号，被控对象为纵向小扰动运动方程模型，该模型在模拟台上进行实时解算。

人机界面通过综合屏显提供给驾驶员的视觉俯仰误差信息，用平显中的地平仪显示该误差信息，驾驶员通过杆操纵消除误差来实现对飞机俯仰角的

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跟踪。

跟踪指令为具有一定带宽的随机信号。一般说来，指令输入带宽增加会引起驾驶员工作负荷增加。选取带宽为0.5 Hz的指令信号，此指令信号下驾驶员能够完成正常的跟踪任务又有一定的工作负荷。

3．飞机运动模型和数据 飞机纵向小扰动运动方程

XuXw0gcos0XuZpwZqmgsin0wZumZuXwZpweZeqMe （1） pMMMuwqMwmgsin0qImZMey(w)0p00100其中

XXuum， XXXXwwm，Xeem，Xppm； ZZuZwZqmu0umZ，ZwwmZ，Zq，

wmZwZZeemZ，ZpZpwmZ；

wM1MwZu1uI[Mu]，

Mw[MMZwymZwIwwmZ]ywM1I[MMw(Zqmu0)qq]，

ymZwM1[MMwZe1MwZpeIe]，Mp[MpZ] ymZwIymw飞机横侧小扰动方程为

vYvYpYrgcos0vYYrpLpLr0L raLrLv NvNpNr0paNa01tan00rN （2）ra00r- 4 -

，

其中

YrYYvYpYrYv，Yp，Yru0，Y，Yr；

mmmmmaaLvNv]Lv[IzxIx，

LpNp]，Lp[IzxIxrLrNr]Lr[IzxIx，

LaLLa[IzxNa]，L[IzxN]； IxIxrrNLv]Nv[vIzxIz，

NpLp]Np[IzxIzNrIzLr] IzxNrLr]，N[Izx，rIzNa[NaIzLa]，Nr[Izx222(IxIzx(IzIzxIzx/(IxIzIzxIx/Iz)，Iz/Ix)，Izx)

基准运动为对称定直平飞，M0.9,V871ft/sec。 飞机构型数据

机翼面积S5500ft2;

翼展b195.68ft，平均气动玄c27.31ft，重心位置h0.25；W(slug)32.2转动惯量Ix(slugft2)1.82107,Iy(slugft2)3.31107,Iz(slugft2)4.97107,重量W(lb)6.366105,m惯性积Izx(slugft2)9.70105；基准运动速度与x体轴的夹角０(deg.)0有有量纲导数： 纵向导数 u(ft/sec) X(lb) Z(lb) M(ftlb) 3.9102 8.388102 2.062103 - 5 -

w(ft/sec) 3.144102 0 0 7.928103 6.2104 q(rad/sec) 1.327105 1.214102 3.677105 1.327107 5.296103 4.038107 w(ft/sec2) e(rad) 1.4104 * 通过增大Mw或Mw即可放宽飞机纵向静稳定性，如：Mw0.002 横侧导数 v(ft/sec) Y(lb) 1.198103 L(ftlb) 2.866104 N(ftlb) 5.688104 p(rad/sec) r(rad/sec) 0 0 0 7.990104 8.357106 5.233106 3.391106 2.249106 5.8105 7.279106 4.841105 2.206107 a(rad) r(rad)

3．自动器设计

为了改善飞机重心移动（即放宽纵向静稳定性）以后的飞行品质，我们可以设计如下的自动器：

ekqqknnep

其中ep为驾驶员的输出，kq,kn为待定的自动器参数，n为法向过载的变化量。通过选取合适的自动器参数，用现在的e代替原来的ep就可以改善人—机闭环的飞行品质。

由于重心移动主要影响了飞机纵向力矩特性，因此自动器的目的主要是改善短周期模态，kq主要增加阻尼，而kn增大了恢复力矩。

注意过载变化量可通过迎角变化产生的升力与飞机重量之比求得。

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六．培养学生能力的措施

本实验安排三个阶段，实验前的理论准备、实验操作和撰写实验报告。根据各阶段工作性质，培养学生工作能力、协作精神和创新意识。为此提出以下具体要求和措施：实验操作前的理论分析可允许使用不同的编程语言，发挥个人特长；分组实验允许学生交流和讨论实验体会及实验技能；在完成规定实验内容的基础上，鼓励学生提出新的具有创新性的实验内容。

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