的攻角 ; MB , FB , Qi 分别为干扰力矩 、干扰力和广义
干扰力 ; qi ,ξi ,ωi 分别为弹性振动第 i 次振型的广
义坐标 、阻尼系数和频率 ; W i ( X) , W′i ( X) 分别为弹
性振动沿纵轴第 i 次振型函数和斜率 ; X Z , X a , X2a
分别为尖端至重心 、加速度表和横法向加速度表的
合测试的重要项目 。其中部分测试对象即为各仪器 数学模型对应的参数 ,部分可转换为各仪器数学模 型对应的参数 。因此 ,利用测试参数及数学模型进 行全数字仿真 (或数字模拟飞行) ,可确定测试参数 的合格阈值边界 ,并根据测试参数 (尤其是测试参数 小量超差时) 对飞行试验进行风险评估 。为此 ,本文 对某飞行器姿态控制系统进行了全数字仿真 。
对飞行器控制系统仪器进行单元与综合测试 时 ,测试参数多与控制系统设计的模型参数密切相 关 ,如平台姿态角传感器与综合放大器的放大倍数 、 伺服机构舵反馈电位计的反馈增益 ,以及各环节传 递函数的增益 、时间常数 、阻尼系数等都是单元及综
收稿日期 :2006211214 ;修回日期 :2007201225 作者简介 :马 芮 (1970 —) ,男 ,副研究员 ,博士生 ,主要研究方 向为导航与控制 。
K
< g
,
(17)
T22
<
d2 d t2
u<yd
+ຫໍສະໝຸດ T21<d dt
u
< yd
+
u<yd
=τ22
<
d2 d t2
u<y
+
τ21
<
d2 d t2
u<y
+
u<y ;
(18)
伺服机构模型可表示为
i< =
K<y2 u<yd
+
Ky1 a y2
u<y
-
K
f y2
K fΔδ< .
(19)
式中 : u , i 分别为各环节的控制电压和电流 ; K , T ,ξ
1 数学模型
某飞行器分为两级 ,采用冷发射方式 ,由燃气发 生器产生的推力从发射筒中弹射出筒 ,在空中发动 机点火 ,开始实现控制 。其控制方式为 :第一级采用 4 个“ + ”型分布摇摆发动机提供的侧向力控制俯 仰 、偏航和滚动方向 ;第二级为全轴摆动单喷管发动 机 (控制俯仰和偏航的姿态角) 和燃气滚控装置 (控 制滚动姿态角) 实现姿态控制 。系统的结构如图 1 所示 。图 中 : Kg W g , Ky W y , Kf W f , K0 W 0 分 别 为 校 正网络 、综合放大器 、伺服机构 、飞行器模型的传
关键词 :飞行器 ; 姿态控制系统 ; 状态空间 ; 龙格库塔法 ; 阿达姆斯算法 ; 参数超差 中图分类号 : TJ 765. 23 文献标识码 :A
Digital Simulation f or Attitude Control System of Some Aircraf t
MA Rui
( School of Mechanical Engineering , Tsinghua U niversity , Beijing 100084)
Keywords :Aircraft ; Attit ude co nt rol system ; State space ; Runge2Kutte met hod ; Adams met hod ; Parameter overrun tolerance
0 引言
姿态控制系统的作用是控制飞行器的主动段飞 行姿态 。当飞行器在干扰作用下偏离预定轨道时 , 姿态控制系统通过发动机喷管摆动产生控制力矩 , 使飞行器回到预定轨道 ,保证飞行器的实际飞行轨 迹与预先设计的标准轨道误差最小 ,在主动段上稳 定飞行 。姿态控制系统的另一个任务是按规定的飞 行程序完成程序拐弯 ,保证飞行器在主动段终点的 轨道参数符合设计要求 。
Abstract : The digital simulation implement of attit ude co nt rol system fo r some aircraft was int roduced in t his paper. The dynamic and kinematic equatio ns of t he pitching channel which served as an analysis example , and relative models of t he cont rol system were established according to t he attit ude cont rol system. The simulation flowchart was also given out . The simulation result s showed t hat t his system would analyze t he influence of t he parameters of t he co nt rol system t hat were overrun tolerance quantitatively o n t he flying of t he aircraft .
图 2 一级俯仰波道控制系统传递函数 Fig. 2 Control system transfer f unction of the f irst
stage pitching channel
台 传 递 函 数 KφΓWφΓ ( S ) 、速 率 陀 螺 传 递 函 数
KφgΓWφgΓ ( S) 、横法向加速度表传递函数
(12)
速率陀螺方程为
T2gΓ
d2 d t2
u<gΓ
+
2ξgΓ
d dt
u
<gΓ
+
u<gΓ +
=
KgΓ (Δ<gΓ +Δ<～ ) ;
相敏整流方程为
(13)
u<K = K<y1 u<P + K<y1 u<gΓ ;
法向加速度表方程为
(14)
T2W
d2 d t2
uy1 a W
+
2ξW
TW
d dt
2
6 D3iΔδ< + D″3iΔδ¨< +
+ D q (2i + 2) j j<
j =1
2
6 - D q (2 i + 3) j j< Qi ;
(3)
j =1
Δ< = Δθ+Δα;
(4)
2
6 Δ<P = Δ< -
W′i ( X P) qi< ;
(5)
i=1
6 Δ<gΓ = Δ< -
W′i ( X gΓ) qi< ;
K0a
W
a 0
(
S)
、
变换放大器传递函 Kφg Wφg ( S) 、横法向放大器传递函
数
Kag W
a g
(
S)
、非 线 性 伺 服 机 构 传 递 函 数
Kcn W cn
( S) ,以及中间的放大环节和限幅特性等转换为状
态空间变量 ,进行矩阵微分方程组的求解 。
一级俯仰通道线性化运动方程可表示为
Δ¨< + b1Δ< + b2 (Δα+αw ) + b3Δδ< + b″3δ¨< +
(6)
ΔW y1a = e2 (Δα+αw ) + e3Δδ< + e″3δ¨< +
2
6 ( X Z + X2a)Δ¨< +
[ W i ( X2 a) ¨qi< +
i=1
W X1 W′i ( X2 a ) qi< ] - F′B ;
(7)
ΔW xa = - vΔθsinθ- ( X Z - X a)Δ<sinθ; (8)
u
y1 W
a
+
uy1 a W
=
KWy1 a ;
法向加速度表滤波网络方程为
(15)
T4
y1
a
d4 d t4
uy1 a y
+
T3
y1
a
d3 d t3
uy1 a y
+
T2 y1 a
d2 d t2
uy1 a y
+
T1
y1
a
d dt
u
y1 y
a
+
uy1 a y
=
τ2 y1
a
d2 d t2
uy1 a W
2008 年第 1 期 文章编号 :100621630 (2008) 0120051206
A
上 海 航 天 EROSPACE SHAN
GHA
I
51
某飞行器姿态控制系统仿真
马 芮
(清华大学 机械工程学院 ,北京 100084)
摘 要 :介绍了某飞行器姿态控制系统数字仿真的实现 。根据该姿控系统的组成 ,以俯仰通道为例建立了通 道的动力学和运动学方程 ,以及相应的控制系统数学模型 ,给出了仿真流程 。仿真结果表明 :该仿真系统可定量分 析飞行器控制系统参数超差对飞行的影响 。
+
τy1
a
d dt
u
y1 W
a
+
uy1 a W
K
y1 g