自动控制原理课程设计学院：计算机与信息学院专业: 信息工程姓名：顾靖苓学号：201040930114轴双旋翼直升机悬停方向的控制摘要：本文主要目的是设计共轴双旋翼直升机悬停方向的控制系统。
文中主要介绍了此控制系统的设计方案，在时域和频域中详细地分析了系统的稳定性、稳态性能和动态性能。
并且，为达到设计指标，对系统进行了串联校正，使系统能够较好地达到了指标要求。
在控制系统的设计过程中，利用了Scilab和Matlab软件进行仿真分析，动态直观地反映了系统的性能。
关键字：共轴双旋翼直升机串联校正稳定性稳态性能动态性能Coaxial twin rotor helicopter hovering direction controlDepartments:Computer and information science Professional: Information engineeringName: Gu-jing-lingStudent id: 201040930114Abstract：Main purpose of this article is to design coaxial twin rotor helicopter hovering direction control system. This paper mainly introduces the design scheme of the control system, in the time domain and frequency domain detailed analysis the system's stability, steady performance and dynamic performance. And, to achieve the design target, the system for the series correction, the system can better achieve the index requirements. In the design of a control system process, the use of the Matlab software Scilab and simulation analysis, dynamic directly reflects the performance of the system.Key words：Coaxial twin rotor helicopter Series correction Stability of the steady state performance dynamic performance引言20世纪40年代初，航空爱好者开始对共轴双旋翼直升机产生浓厚的兴趣。
然而，由于当时人们对共轴双旋翼气动特性认识的缺乏以及在结构设计方面遇到的困难，许多设计者最终放弃了努力，而在很长一段时间对共轴式直升机的探讨只停留在实验阶段。
1932 年，单旋翼带尾桨直升机研制成功，成为世界上第一架可实用的直升机。
从此，单旋翼带尾桨直升机以其简单、实用的操纵系统和相对成熟的单旋翼空气动力学理论成为半个多世纪来世界直升机发展的主流。
然而，人们对共轴双旋翼直升机的研究和研制一直没有停止。
俄罗斯1945 年研制成功了卡-8 共轴式直升机，至今发展了一系列共轴双旋翼直升机，在型号研制、理论实验研究方面均走在世界前列。
美国也于50 年代研制了QH-50 共轴式遥控直升机作为军用反潜的飞行平台，并先后交付美国海军700 多架。
从20 世纪60 年代开始，由于军事上的需要，一些国家开始研制无人驾驶共轴双旋翼形式直升机。
在实验方面，从20 世纪50 年代起，美国、日本、俄罗斯等相继对共轴双旋翼的气动特性、旋翼间的气动干扰进行了大量风洞实验研究。
经过半个多世纪的发展，共轴双旋翼的旋翼理论得到不断的发展和完善，这种构形的直升机以它固有的优势越来越受到业内人士的重视。
经过建模、时域分析、频域分析以及校正等设计过程，设计好后的控制系统能较好地满足预定的设计指标要求，并且经过仿真验证了结果。
内容：1.控制系统设计方案1.1直流电动机数学模型电枢控制直流电动机的工作实质是将输入的电能转化为机械能，也就是由输入的电枢电压在电枢回路中产生电枢电流，再由电流与激磁磁通相互作用产生电磁转矩从而拖动负载运动。
在工程应用中得到1.2被控对象数学模型共轴双旋翼直升机悬停方向的控制是角动量守恒定律的应用。
直升机在发动前，系统的总角动量为零。
在发动后，旋翼在水平面内高速转动，系统会出现一个竖直向上的角动量。
由旋翼产生的升力竖直向上，方向通过大致与机身垂直的直立轴，飞机受重力也通过该轴，升力和重力对该轴均不产生力矩，故系统的角动量守恒。
双旋翼直升机在直立轴上安装了一对向相反方向旋转的旋翼，通过对两旋翼旋转角速度的控制，实现直升机悬停方向的改变。
共轴双旋翼直升机通过两个旋翼的差动旋转，进而将直升机悬停在预定位置，因此需要精确控制的变量是直升机的悬停方向。
控制系统的输入量是预期的直升机的悬停方向，输出量即为实际的悬停方向。
假设（1）上下旋翼均为三叶桨，且尺寸，重量等各种物理参数均相同；（2）上下旋翼旋转轴通过机身质心；（3）机身外形简化成体积相同的长方体，质心位于其几何中心。
根据角动量守恒得到方程定轴转动微分方程：一片机翼受力图机翼驱动力组合图2.被控对象特性分析本控制系统的被控对象是共轴的两个旋翼，控制量是两旋翼的旋转角速度。
根据数学建模的分析，得到得到系统结构如下R(s)N(s)N(s)C(s)化简后的结构图如下R(s)C(s)2.1稳定性分析根据劳斯判据，系统稳定需满足2.2稳态性能分析此系统为Ⅰ型系统。
因此，要求系统具有较高的稳态性能，需设置合理的值。
在扰动信号作用下，系统具有扰动误差，扰动误差传递函数为因此只要满足，在满足稳态误差很小的前提下，扰动误差就可以削弱到很小。
分析扰动误差时的结构图如下2KaN(s)E(s)-12.3动态性能分析此系统为二阶系统，其标准形式为在控制工程中，除了那些不容许产生振荡响应的系统外，通常都希望控制系统都具有适当的阻尼、较快的响应速度和较短的调节时间。
因此，二阶控制系统的设计，一般取为0.4~0.8。
在此控制系统中，电机时间是一个不可调的确定参数。
当增大时，可以增大自然频率，提高系统的响应速度，但同时减小了阻尼比，使得系统的阻尼程度减小，超调量增大。
因此要求系统同时具有较快的调节时间和较小的超调量需采取合理的折中方案或补偿方案。
3.控制器设计在此控制系统的设计中运用综合法进行串联校正。
这种设计方法从闭环系统性能与开环系统特性密切相关这一概念出发，根据规定的性能指标要求确定系统期望的开环特性形状，然后与系统原有开环特性相比较，从而确定校正方式、校正装置的形式和参数。
综合法与广泛的理论意义，不足之处是校正装置的传递函数可能相当复杂，在物理上难以准确实现。
此校正装置的设计在频域内进行，这是一种间接的设计方法，因为设计结果满足的是一些频域指标，而不是时域指标。
然而，在频域内进行设计又是一种简便的方法，在波特图上虽然不能严格定量地给出系统的动态性能，但却能方便地根据频域指标确定校正装置的参数，特别是对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方更为方便。
频域设计的这种简便性，是由于开环系统的频域特性与闭环系统的时间响应有关。
一般地说，开环频域特性的低频段表征了闭环系统的稳态性能；开环频域的中频段表征了闭环系统的动态性能；开环频域的高频段表征了闭环系统的复杂性和噪声抑制性能。
因此，频域法设计控制系统的实质，就是在系统中加入频率特性形状合适的校正装置，使开环系统频率特性形状变成所期望的形状：低频段增益充分大，以保证稳态误差要求；中频段对数幅频特性斜率一般为-20dB/dec,并占据充分宽的频带，以保证具备适当的相角裕度；高频段增益尽快减小，以削弱噪声影响，若系统原有部分高频段已符合该种要求，则校正时可保证高频段形状不变，以简化校正装置的形式。
利用超前网络进行串联校正的基本原理，是利用超网络的相角超前特性。
只要正确地将交接频率和选在待校正系统截止频率的两旁，并适当选择参数和，就可以使已校正系统的截止频率和相角裕度满足性能指标的要求，从而改善闭环系统的动态性能。
闭环系统的稳态性能要求，可通过选择已校正系统的开环增益来保证。
设计超前校正网络如下：①把时域指标转化为频域指标②根据稳态误差，确定开环增益③根据已确定的开环增益，计算待校正系统的相角裕度④根据截止频率要求4．仿真验证4.1校正前系统稳定性仿真用Matlab绘制零极点分布图如下校正前零极点分布图用Matlab绘制根轨迹图如下校正前根轨迹图用Matlab绘制奈氏图如下校正前奈氏图有以上仿真，分析得系统闭环稳定。
4.2校正前系统性能仿真用Scicos连接系统框图如下校正前系统连接总图校正前超级模块1图校正前超级模块2图用Scicos仿真系统在时域中的响应如下校正前系统时域响应曲线图用Matlab仿真系统在频域中的特性如下校正前系统频域波特图4.2校正后系统性能仿真用Scicos连接系统框图如下校正后系统连接总图用Scicos仿真系统在时域中的响应如下校正后系统时域响应曲线图用Matlab仿真系统在频域中的特性如下校正后系统频域波特图5.实物仿真（1）加速度计1.CMOS IC制作的双轴加速度计2.解析度优于2mg3.50，000 g耐振4.30Hz频宽可扩充至160Hz5.2.7V ~ 5.25V工作电压6.连续自我测试7.+/- 1 g ， +/- 2g双轴加速度计(类比输出)8.数位PWM输出价格：299元（2）电机价格：288元功率:40W转速：100~1350转（3）其它材料总计：600元6．结论本文旨在设计共轴双旋翼直升机悬停方向的控制系统。
文中介绍了此控制系统的设计方案，在时域和频域中详细地分析了系统的稳定性、稳态性能和动态性能，为达到设计指标，对系统进行了串联校正，使系统能够较好地达到指标要求。
在控制系统的设计过程中，利用了Scilab和Matlab软件进行仿真分析，对系统性能分析和系统参数确定起到了很好的作用。
同时应该指出，在此控制系统设计中还存在很多不足。
军用直升机能够适应特别恶劣的环境，对直升机控制系统的指标要求也就相应提高，也不会单一使用一种控制设计方案，而是多种控制方案的组合，而文中控制系统的设计只应用了一种设计方案；新一代的飞行器内部控制系统全部采用数字信号，即线性离散系统，文中并没有对这部分内容展开分析。
针对以上的不足，此控制系统还有很多地方需要完善：采用多种控制方案，进行复合控制；为适应数字信号的要求，还需对线性离散系统进一步展开研究。