【摘要】：通常來說,飛機(jī)在整個(gè)飛行過程中,處于巡航狀態(tài)下的時(shí)間是最多的。飛機(jī)在巡航段使用自動飛行控制系統(tǒng),可以極大地減輕駕駛員的操縱負(fù)擔(dān),而且還可以實(shí)時(shí)跟蹤航線達(dá)到省油和安全的目標(biāo),還能給乘客一個(gè)舒適的乘機(jī)體驗(yàn)。本文利用經(jīng)典控制方法設(shè)計(jì)A300客機(jī)的縱向及橫側(cè)向自動飛行控制律,并進(jìn)行了以全面運(yùn)動模型為飛行動力學(xué)模型的數(shù)學(xué)仿真。分析國內(nèi)外大型客機(jī)的控制律研究現(xiàn)狀,通過參考國內(nèi)外的優(yōu)秀文獻(xiàn),確定了本文所要實(shí)現(xiàn)的自動飛行模式。采用機(jī)理建模法建立大型客機(jī)的非線性六自由度模型,運(yùn)用小擾動線性化方法對大型客機(jī)進(jìn)行具體分析,最終得到了A300客機(jī)在巡航狀態(tài)時(shí)的狀態(tài)空間表達(dá)式。并對自然飛機(jī)的縱向及橫側(cè)向的運(yùn)動特性做了時(shí)域分析,為下面的飛行控制律的設(shè)計(jì)和數(shù)學(xué)仿真奠定基礎(chǔ)。以指令跟蹤性能為核心目標(biāo),利用經(jīng)典控制方法設(shè)計(jì)了橫向通道和縱向通道的控制律�？v向自動飛行控制系統(tǒng)有俯仰角、垂直速度、高度和飛行速度控制模式,橫側(cè)向自動飛行控制系統(tǒng)有滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角、偏航角和橫側(cè)向航跡控制模式�；诙讨芷诨驖L轉(zhuǎn)運(yùn)動模型的仿真表明,各模式均達(dá)到了性能指標(biāo)要求。為了遵循相似原則,再現(xiàn)飛機(jī)實(shí)際飛行的情況,本文還進(jìn)行了以縱向或橫側(cè)向全面運(yùn)動方程的仿真實(shí)驗(yàn)。二種仿真結(jié)果的對比表明,由于限幅器和全面運(yùn)動模型的使用,升降舵、油門桿、副翼和方向舵的偏轉(zhuǎn)角變化的更為合理,更加符合飛機(jī)的實(shí)飛情況。并以此為依據(jù)判斷所設(shè)計(jì)模式的實(shí)飛性能優(yōu)劣,此外還對各種控制模式進(jìn)行了抗干擾測試。仿真結(jié)果表明,俯仰角、垂直速度和滾轉(zhuǎn)角控制模式的指令跟蹤能力和抗干擾能力比較差。然后設(shè)計(jì)了基于空速反饋的俯仰角和垂直速度控制模式和側(cè)滑角控制模式。仿真結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的新模式具有較好的指令跟蹤能力和抗干擾能力。通過對各種控制律的設(shè)計(jì)和仿真得出結(jié)論,要想控制模式具有較好的指令跟蹤能力和抗干擾能力,控制系統(tǒng)盡量不要獨(dú)立工作,最好是幾個(gè)系統(tǒng)同時(shí)工作。
【學(xué)位授予單位】：南昌航空大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V249.1

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本文編號：2742779