【摘要】：通常來說,飛機在整個飛行過程中,處于巡航狀態(tài)下的時間是最多的。飛機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),而且還可以實時跟蹤航線達到省油和安全的目標(biāo),還能給乘客一個舒適的乘機體驗。本文利用經(jīng)典控制方法設(shè)計A300客機的縱向及橫側(cè)向自動飛行控制律,并進行了以全面運動模型為飛行動力學(xué)模型的數(shù)學(xué)仿真。分析國內(nèi)外大型客機的控制律研究現(xiàn)狀,通過參考國內(nèi)外的優(yōu)秀文獻,確定了本文所要實現(xiàn)的自動飛行模式。采用機理建模法建立大型客機的非線性六自由度模型,運用小擾動線性化方法對大型客機進行具體分析,最終得到了A300客機在巡航狀態(tài)時的狀態(tài)空間表達式。并對自然飛機的縱向及橫側(cè)向的運動特性做了時域分析,為下面的飛行控制律的設(shè)計和數(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)計了橫向通道和縱向通道的控制律。縱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)運動模型的仿真表明,各模式均達到了性能指標(biāo)要求。為了遵循相似原則,再現(xiàn)飛機實際飛行的情況,本文還進行了以縱向或橫側(cè)向全面運動方程的仿真實驗。二種仿真結(jié)果的對比表明,由于限幅器和全面運動模型的使用,升降舵、油門桿、副翼和方向舵的偏轉(zhuǎn)角變化的更為合理,更加符合飛機的實飛情況。并以此為依據(jù)判斷所設(shè)計模式的實飛性能優(yōu)劣,此外還對各種控制模式進行了抗干擾測試。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)盡量不要獨立工作,最好是幾個系統(tǒng)同時工作。
【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