【正文】 該控制系統(tǒng)的性能，比如系統(tǒng)的穩(wěn)定性，動(dòng)態(tài)性能，靜態(tài)性能以及它們之間的相互關(guān)系，并且運(yùn)用MATLAB軟件對(duì)該控制系統(tǒng)進(jìn)行仿真，直觀的分析系統(tǒng)參數(shù)對(duì)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性和穩(wěn)態(tài)特性的影響，來(lái)知道參數(shù)調(diào)節(jié)，讓系統(tǒng)具備良好的控制效果。首先從時(shí)域角度出發(fā)，根據(jù)系統(tǒng)中各個(gè)環(huán)節(jié)的物理或者化學(xué)規(guī)律，得到系統(tǒng)的微分方程，由微分方程經(jīng)過(guò)拉普拉斯變化解得系統(tǒng)的開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)或者閉環(huán)傳遞函數(shù)，然后求解閉環(huán)特征方程的特征方程和特征根，零極點(diǎn)的分布以及勞斯判據(jù)來(lái)分析判斷該系統(tǒng)的穩(wěn)定性。其次根據(jù)系統(tǒng)的傳遞函數(shù)，設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制器，提高系統(tǒng)的性能。在Matlab軟件中仿真之后，系統(tǒng)的性能指標(biāo)得到提升，驗(yàn)證了PID控制器的有效性。最后，根據(jù)系統(tǒng)中存在著參數(shù)不確定的情況，傳統(tǒng)控制方法很難設(shè)計(jì)控制器對(duì)于所有的參數(shù)都適用，所以設(shè)計(jì)了模糊控制器。在分析的過(guò)程中，使用了計(jì)算機(jī)技術(shù)的MATLAB軟件，該軟件可以比較方便地得到系統(tǒng)的根軌跡圖、階躍響應(yīng)圖和頻域分析的曲線，并且可以高效的對(duì)比系統(tǒng)各個(gè)參數(shù)對(duì)系統(tǒng)時(shí)域特性和頻域特型的影響，通過(guò)這些對(duì)比，能夠加深對(duì)控制系統(tǒng)的認(rèn)識(shí)和理解，對(duì)于系統(tǒng)的學(xué)習(xí)有著很大的幫助。 stability。 MATLAB software目 錄1緒論 1 研究背景 1 研究意義 2 研究?jī)?nèi)容 22模擬飛機(jī)速度控制系統(tǒng)的工作原理與數(shù)學(xué)模型 4 模擬飛機(jī)速度控制系統(tǒng)工作原理 4 飛機(jī)速度控制系統(tǒng)簡(jiǎn)介 4 4 5 63模擬飛機(jī)速度控制系統(tǒng)性能分析及系統(tǒng)仿真 9 9 10 11 11 14 飛機(jī)速度控制系統(tǒng)分析 14 14 154模擬飛機(jī)速度控制器設(shè)計(jì)及系統(tǒng)仿真 17 PID控制器設(shè)計(jì) 17 17 PID控制器經(jīng)典電路 18 PID控制器中三個(gè)系數(shù)的作用 21 21 24 24 27 28 28 30結(jié)束語(yǔ) 32參考文獻(xiàn) 33致 謝 36 V1緒論 研究背景目前，高超音速飛行器是世界大國(guó)正在潛心研究的熱門軍事武器。高超音速飛行器不僅僅指飛機(jī)，它主要包括三個(gè)大類，第一類是高超音速的巡航導(dǎo)彈，第二類是高超音速的飛機(jī)，第三類是高超音速的航天飛機(jī)。高超音速飛行器的動(dòng)力由高超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供，它的技術(shù)原理十分復(fù)雜，同時(shí)具有高要求的氣動(dòng)外形，所以研究起來(lái)十分困難，解決飛行器的速度控制問(wèn)題，是發(fā)展高超音速飛行器的關(guān)鍵。所以，美國(guó)從很早開(kāi)始就開(kāi)始研究高超音速飛行器，其中的X51項(xiàng)目從2010年開(kāi)始試驗(yàn)，但是失敗的次數(shù)大于成功的次數(shù)，其中很重要的一點(diǎn)因素就是飛行器的速度達(dá)到很大之后，飛行器的穩(wěn)定性會(huì)受到速度較大的影響，速度上的一點(diǎn)變化，就可能導(dǎo)致整個(gè)飛行器的不穩(wěn)定甚至直接墜毀，這說(shuō)明高超音速飛行器的研制并不像想象的那么簡(jiǎn)單。對(duì)于常規(guī)的亞音速導(dǎo)彈來(lái)說(shuō)，如果要打擊1000公里之外的某一個(gè)目標(biāo)，它在空中飛行的時(shí)間就需要一個(gè)多小時(shí)，但是高超音速導(dǎo)彈只需要不到十分鐘的時(shí)間?，F(xiàn)在的巡航導(dǎo)彈主要依靠自身的隱身技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)突破對(duì)方的防御系統(tǒng)，但是它的速度十分慢，只要對(duì)方的雷達(dá)系統(tǒng)發(fā)現(xiàn)目標(biāo)，很容易就能攔截。3. 破壞的能力大。由于高超音速飛行器的發(fā)展趨勢(shì)，必須要對(duì)飛行器的速度加以精確控制，這是發(fā)展高超音速飛行器的關(guān)鍵。早期研制的飛機(jī)，一般來(lái)說(shuō)速度都不是很大，所以對(duì)于飛機(jī)來(lái)說(shuō)，速度對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)的穩(wěn)定性影響比較小，并且早期飛機(jī)并不要求飛機(jī)必須達(dá)到某個(gè)精確地速度值，所以，早期飛機(jī)并沒(méi)有控制速度的系統(tǒng)。綜合來(lái)說(shuō)，飛機(jī)速度控制的必要性主要有幾下幾點(diǎn)：由于現(xiàn)代航空業(yè)的發(fā)展迅速，各個(gè)機(jī)場(chǎng)的客流量越來(lái)越大，機(jī)場(chǎng)需要按照嚴(yán)格的時(shí)刻表對(duì)飛機(jī)進(jìn)行調(diào)度，所以現(xiàn)在對(duì)飛機(jī)速度的精度要求提高了。速度控制是航跡控制的必要前提，如果飛機(jī)的速度控制不好，那么控制航跡是不可能實(shí)現(xiàn)的。 研究?jī)?nèi)容論文的主要工作是以控制飛機(jī)速度為中心，對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行了建模和分析，根據(jù)分析的結(jié)果，設(shè)計(jì)了相關(guān)的控制器，通過(guò)Matlab軟件仿真后，實(shí)現(xiàn)了較好的控制效果，滿足了系統(tǒng)的性能指標(biāo)【3】。根據(jù)飛機(jī)速度控制的硬件描述，建立了相關(guān)的數(shù)學(xué)模型。本文為了研究的方便，建立了飛機(jī)速度控制的傳遞函數(shù)模型。從時(shí)域出發(fā)，分析了系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性和靜態(tài)特性，比如動(dòng)態(tài)特性的超調(diào)量和調(diào)節(jié)時(shí)間，靜態(tài)特性的靜態(tài)誤差。3. 根據(jù)建立的模型對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行分析。4. 設(shè)計(jì)傳統(tǒng)的PID控制器。根據(jù)前面的分析，調(diào)節(jié)了PID控制器的三個(gè)參數(shù)， 通過(guò)在Matlab中編程仿真，發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)的性能指標(biāo)得到提高。前面設(shè)計(jì)的PID控制器雖然提高了系統(tǒng)的性能指標(biāo)，但是通過(guò)根軌跡法發(fā)現(xiàn)，系統(tǒng)的阻尼比并不在最佳阻尼比，所以系統(tǒng)的性能還有提升的空間，所以，根據(jù)根軌跡圖，調(diào)節(jié)系統(tǒng)的參數(shù)，將系統(tǒng)的閉環(huán)極點(diǎn)放到了最佳阻尼比處，進(jìn)一步提高了系統(tǒng)的性能指標(biāo)。由于系統(tǒng)中存在著參數(shù)不確定性，所以傳統(tǒng)的控制方法很難對(duì)于所有的參數(shù)都滿足，在此基礎(chǔ)之上設(shè)計(jì)了智能控制器中的一種，模糊控制器，通過(guò)調(diào)節(jié)模糊控制器的參數(shù)，并在Matlab中仿真發(fā)現(xiàn)，系統(tǒng)的性能指標(biāo)進(jìn)一步得到提升，效果非常好，實(shí)現(xiàn)了控制的效果。人工飛行控系統(tǒng)，就是由飛行員根據(jù)飛機(jī)的狀態(tài)，自己對(duì)飛機(jī)進(jìn)行操作來(lái)完成相關(guān)的操作的系統(tǒng)。最簡(jiǎn)單的自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)就是自動(dòng)駕駛儀【4】。比如飛機(jī)的屏顯設(shè)備、飛機(jī)的傳感器、飛機(jī)的機(jī)載計(jì)算機(jī)、系統(tǒng)的執(zhí)行器，以及其他的接口設(shè)備組成。飛機(jī)的控制裝置是飛行員進(jìn)行操作的部件，比如駕駛桿、控制油門的設(shè)備。飛行控制計(jì)算機(jī)是飛行控制系統(tǒng)的核心設(shè)備，它接收飛機(jī)上傳感器的信息，判斷飛機(jī)所處的狀態(tài)，然后根據(jù)預(yù)設(shè)的指令或者飛行員發(fā)出的指令做出對(duì)應(yīng)的操作，來(lái)控制各個(gè)部件運(yùn)行。飛控系統(tǒng)的自測(cè)試裝置用來(lái)測(cè)量飛機(jī)的實(shí)時(shí)狀態(tài)信息，并判斷這些狀態(tài)是否是正常的狀態(tài)，假如檢測(cè)到不正常的狀態(tài)，自測(cè)試裝置就會(huì)做出相關(guān)的反應(yīng)，提醒飛行員檢查故障并且排除故障。飛機(jī)速度控制系統(tǒng)的基本構(gòu)成主要包括以下幾個(gè)部分：①測(cè)量元件或稱為敏感元件測(cè)量元件主要用來(lái)測(cè)量飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)的各項(xiàng)參數(shù)。②信號(hào)處理元件或者成為計(jì)算元件飛機(jī)中的計(jì)算元件的功能主要是轉(zhuǎn)換信號(hào)。飛控計(jì)算機(jī)輸出的控制信號(hào)，超出了執(zhí)行器所能接受的范圍，計(jì)算元件中的限幅器就會(huì)把控制信號(hào)限定到一定幅值之內(nèi)，使執(zhí)行器能夠接受【6】。④執(zhí)行結(jié)構(gòu)飛機(jī)上的執(zhí)行結(jié)構(gòu)是根據(jù)飛控計(jì)算機(jī)的控制信號(hào)，并進(jìn)行一定的放大處理之后，帶動(dòng)相關(guān)部件運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)。②飛行員發(fā)送相關(guān)的指令到飛控計(jì)算機(jī)，比如期望的飛機(jī)速度，飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)飛機(jī)實(shí)際的速度和期望的速度，輸出控制信號(hào)，使實(shí)際的速度等于期望的速度。④飛控系統(tǒng)和管理飛機(jī)飛行的計(jì)算機(jī)結(jié)合在一塊，使飛機(jī)按照預(yù)先設(shè)定的速度進(jìn)行飛行，滿足一定的任務(wù)目標(biāo)。通過(guò)控制飛機(jī)的升降舵，改變飛機(jī)俯仰角的大小來(lái)控制速度的物理實(shí)質(zhì)是控制飛機(jī)升降舵后，飛機(jī)的俯仰角發(fā)生了變化，因此重力在速度方向的分量也會(huì)隨之變化，所以實(shí)現(xiàn)了速度的改變【7】。通過(guò)控制飛機(jī)油門的大小，改變發(fā)動(dòng)機(jī)的推力來(lái)控制飛機(jī)的速度時(shí)，系統(tǒng)的控制框圖如下所示：圖2 通過(guò)油門大小控制飛機(jī)速度此方案的缺點(diǎn)是如果升降舵不發(fā)生變化，則達(dá)不到速度控制的預(yù)期目的。所以，油門桿移動(dòng)的結(jié)果由于飛機(jī)的姿態(tài)發(fā)生了變化，達(dá)不到原來(lái)的控制速度的目的【8】。因此如果要精確控制飛機(jī)的速度，必須對(duì)此系統(tǒng)進(jìn)行解耦操作，這就需要在飛機(jī)的油門和自動(dòng)駕駛儀之間增加相互交聯(lián)的信號(hào)，但是要想完全的解耦是不可能的，其系統(tǒng)框圖如下所示：圖3 通過(guò)解耦控制飛機(jī)速度對(duì)于飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，系統(tǒng)主導(dǎo)極點(diǎn)的理想阻尼比；特征參數(shù)為當(dāng)飛機(jī)飛行狀態(tài)中從中等重量巡航變成輕重量降落時(shí)。因此本文主要用傳遞函數(shù)和結(jié)構(gòu)框圖的形式對(duì)飛機(jī)速度控制系統(tǒng)進(jìn)行建模。整個(gè)系統(tǒng)通過(guò)傳感器測(cè)量系統(tǒng)的狀態(tài)信息，輸入到計(jì)算機(jī)中，計(jì)算機(jī)把輸出信號(hào)和期望信號(hào)比較，得到偏差信號(hào)，把這個(gè)偏差信號(hào)送到控制器，控制器根據(jù)偏差信號(hào)結(jié)算出相應(yīng)的控制信號(hào)，來(lái)控制被控對(duì)象，使系統(tǒng)的輸出信號(hào)更加接近期望信號(hào)，滿足系統(tǒng)的性能，這里的控制器就相當(dāng)于飛機(jī)上的飛控計(jì)算機(jī)。速率陀螺的是根據(jù)陀螺儀的原理，利用陀螺的進(jìn)動(dòng)特性，陀螺外殼轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度和陀螺的進(jìn)動(dòng)角度成正比關(guān)系，所以，利用傳感器得到了速率陀螺儀進(jìn)動(dòng)的角度，就能得到陀螺儀外殼的角速度。當(dāng)飛機(jī)和陀螺儀的外殼一同以某個(gè)角速度旋轉(zhuǎn)時(shí)，陀螺的內(nèi)環(huán)和轉(zhuǎn)子會(huì)相對(duì)于飛機(jī)進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)。當(dāng)整個(gè)陀螺儀處于平衡狀態(tài)時(shí)，測(cè)量這個(gè)進(jìn)動(dòng)角度就可以換算出飛機(jī)的角速度。在本論文的飛機(jī)速度控制系統(tǒng)中，作動(dòng)器接收飛控計(jì)算機(jī)的控制信號(hào)，經(jīng)過(guò)作動(dòng)器的運(yùn)動(dòng)，改變系統(tǒng)的狀態(tài)，使系統(tǒng)的狀態(tài)滿足所需要的指標(biāo)，以實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的自動(dòng)控制，在圖3中取。評(píng)價(jià)一個(gè)控制系統(tǒng)的好壞有很多種指標(biāo)，可以把這些指標(biāo)分成兩個(gè)大類，一類是動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)，另一類是靜態(tài)的性能指標(biāo)。但是，控制信號(hào)的輸入信號(hào)一般是無(wú)法得到的，并且在實(shí)際控制系統(tǒng)中，存在著各種噪聲干擾，所以這就需要用其他的方法進(jìn)行處理。而對(duì)于一個(gè)確定的信號(hào)下，控制系統(tǒng)輸出信號(hào)的過(guò)程都可以分成兩個(gè)部分，一個(gè)是動(dòng)態(tài)的過(guò)程，比如系統(tǒng)從初始狀態(tài)到達(dá)穩(wěn)態(tài)的過(guò)程，另一個(gè)穩(wěn)態(tài)的過(guò)程，系統(tǒng)狀態(tài)保持不變的過(guò)程。在控制系統(tǒng)的分析和設(shè)計(jì)過(guò)程中，既要考慮系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能，比如快速性和穩(wěn)定性，也要考慮系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)性能，比如穩(wěn)態(tài)后的誤差。階躍信號(hào)是條件比較惡劣的信號(hào)，它是突然給系統(tǒng)添加了一個(gè)很大的誤差。對(duì)于一個(gè)穩(wěn)定的系統(tǒng)，其動(dòng)態(tài)過(guò)程的很多指標(biāo)，都是在在階躍函數(shù)的作用下定義的【10】。各項(xiàng)指標(biāo)表示如下：圖6 系統(tǒng)的單位階躍響應(yīng)系統(tǒng)響應(yīng)的動(dòng)態(tài)過(guò)程是指系統(tǒng)在輸入信號(hào)的作用下，由系統(tǒng)的原始狀態(tài)到達(dá)穩(wěn)態(tài)的過(guò)程。系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)如下所示：(Rising Time)：對(duì)于一個(gè)穩(wěn)定的系統(tǒng)，在系統(tǒng)的輸入端加入單位階躍信號(hào)之后，系統(tǒng)的輸出從10%上升到90%所花費(fèi)的時(shí)間就是系統(tǒng)的上升時(shí)間。 (Overshoot)%：系統(tǒng)響應(yīng)的最大偏差與輸出信號(hào)終值的差與終值之比的百分?jǐn)?shù)，即 (3)若，則響應(yīng)無(wú)超調(diào)。用輸出信號(hào)穩(wěn)態(tài)值的百分?jǐn)?shù)（通常取5%或2%）作誤差范圍。系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)過(guò)程是指系統(tǒng)在添加輸入信號(hào)之后，系統(tǒng)經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的過(guò)渡過(guò)程，直到系統(tǒng)的輸出信號(hào)不在發(fā)生變化時(shí)之后的過(guò)程。這個(gè)指標(biāo)也是在階躍函數(shù)作為輸入信號(hào)的條件下進(jìn)行定義的。它描述了系統(tǒng)的控制精度【11】。根據(jù)阻尼比的大小，可以將二階系統(tǒng)分成以下四類：（1），過(guò)阻尼。（2），臨界阻尼。（3），欠阻尼。（4），零阻尼。對(duì)于典型二階欠阻尼系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，閉環(huán)系統(tǒng)的特征根在復(fù)域中表示如下：圖9 典型二階系統(tǒng)特征根和阻尼比、自然頻率的關(guān)系其中： (9)典型二階系統(tǒng)的超調(diào)量和調(diào)節(jié)時(shí)間可以表示如下： (10) (11)根據(jù)以上關(guān)系可知，系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時(shí)間和欠阻尼二階系統(tǒng)特征根實(shí)部的絕對(duì)值成反比，所以，特征根離虛軸的距離越大，系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時(shí)間越短；特征根離虛軸的距離越近，系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時(shí)間就越長(zhǎng)。在上圖中表示為，復(fù)域中原點(diǎn)到特征根的連線與負(fù)實(shí)軸的夾角越大，超調(diào)量越大；夾角越小，超調(diào)量就會(huì)越小。由于不能同時(shí)達(dá)到最好的效果，并且相互影響，所以在實(shí)際的工程中，為了獲得滿足指標(biāo)的效果，往往需要需要采取折中的做法，一般情況下。但是，這些零點(diǎn)和極點(diǎn)對(duì)系統(tǒng)性能影響的效果并不相同。這是因?yàn)椋煌牧泓c(diǎn)和極點(diǎn)在平面的位置不同。因此，他們對(duì)系統(tǒng)性能的影響會(huì)保持在系統(tǒng)響應(yīng)的大多數(shù)時(shí)間，因此，系統(tǒng)的性能主要由這些距離虛軸較近的極點(diǎn)決定。 因此，分析高階穩(wěn)定系統(tǒng)時(shí)，主要考慮主導(dǎo)極點(diǎn)的影響。 飛機(jī)速度控制系統(tǒng)分析 由第二章的分析可知，系統(tǒng)被控對(duì)象的模型是二階環(huán)節(jié)，其傳遞函數(shù)可表示為：由上式可知系統(tǒng)的的特征方程表示如下： (12)可以解得系統(tǒng)的特征根為：，即系統(tǒng)的兩個(gè)特征根都在虛軸的左側(cè)，根據(jù)二階系統(tǒng)性能和特征根的關(guān)系可知，系統(tǒng)開(kāi)環(huán)是穩(wěn)定的。因?yàn)閷?duì)于不同的值，開(kāi)環(huán)系