自动控制原理课程设计

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1、上海电力学院课程设计（报告）题目：航天飞机的俯仰角控制院系：自动化工程学院专业：自动化（电站方向）班级：姓名：张昕炜学号：时间：2014年1月6-10日目录一、课程设计背景1二、实验内容1三、控制对象建模2四、控制对象特性分析3五、控制策略的确定和实现4六、实验感想8七、参考文献9一、课程设计背景航天飞机是一种有人驾驶的、主要部分可以重复使用的空间运输工具。它可以像火箭那样垂直起非，像载人飞船那样在轨道上运动，像飞机那样滑翔，在地面上水平着陆。航天飞机除了运载和部署卫星以外，还可以检修、回收卫星，或进行空间营救。在军事方面，航天飞机还可以执行载人近地轨道实时侦察、拦截卫星、战略轰炸等任务

2、。在空间科学技术的应用方面也非常广泛，如发射空间实验室和建立永久性国际空间站等。航天飞机控制系统代表了迄今为止最复杂的一种航天器控制系统，它包括运载火箭、卫星和飞机3种不同的控制，而且要求这三者有机地结合。航天飞机的飞行包括发射上升、人轨、轨道运行、离轨和再人返回等阶段。控制系统要保证航天飞机在各种飞行状况下正常执行任务和安全可靠地运行。同时航天飞机又是载人航天器和多次重复使用的，因此，该控制系统的可靠性和安全性等方面的要求也都是极其严格的。航天飞机控制系统包括轨道和姿态控制两个部分。轨道控制具体包括导航、制导和控制3种功能。另外，还可以使航天飞机与同轨道平面内最大相距560km的目标相

3、会合。气动力控制系统轨道器的主要气动力控制装置是机翼尾部的升降副翼和垂直尾翼上的方向舵。升降副翼位于轨道器尾部两侧，升降副翼做成开裂式，分为内翼和外翼两片。此外，机身后部下面还有一对襟翼。每个升降副翼有效面积为19.19㎡，偏转角从-40°～+25°。方向舵高8.23m，根部翼弦长6.70m，有效面积为9.08㎡。方向舵用作方向控制时，从机身的纵对称面向左、右各可转动22.8°；用作速度制动时，可沿纵剖面对称地裂开，两半各可向一侧偏转87.2°，总的偏转角为174.4°。升降副翼用于俯仰和滚动姿态控制，方向舵用于偏航姿态控制。机身下面的一对襟翼也可提供一定程度的俯仰控制。垂直尾翼上的方向

4、舵主要用作偏航控制。二、实验内容宇宙空间的开发利用的关键之一是一种可重复使用的地球—轨道间的运输系统。这就是指航天飞机。航天飞机可运载大量的货物至太空并可返回地球再使用。图1给出一个航天飞机俯仰控制系统的方框图。图中，传感器传递函数为0.3(s+0.05)(s2+1600)H(s)=0.5；被控过程的传递函数为G(s)=。(s2+0.05s+16)(s+70)期望俯仰角R(s)控制器扰动D(s)被控对象实际俯仰角Y(s)G(s)H(s)G(s)c—测量噪声图1航天飞机俯仰控制系统的方框图2、控制设计要求：c试设计一个控制器G(s)，使航天飞机俯仰控制系统的满足：（1）阶跃输入下的

5、百分比超调量小于15%；（2）阶跃输入下无稳态误差。三、控制对象建模先考虑系统在不加入扰动的情况下搭建simulink模型：四、控制对象特性分析1.系统稳定性在matlab中输入：num=0.3*conv([10.05],[101600]);den=conv([10.0516],[170]);s1=tf(num,den);rltool(s1)得到系统的根轨迹图极点全部具有负实部，故系统稳定。2.系统快速性在matlab中继续输入：s=feedback(s1,0.5);step(s)上升时间ts=0.85S，系统响应较快速。3.系统准确性由上图可知系统最终稳定值趋向0，且稳定误差小于5%，

6、系统准确。五、控制策略的确定和实现因为输入R（s）为单位阶跃输入,且系统反馈为0.5,故应设计控制器使得输出Y(s)的稳定值为2，在此选用PID控制器。（1）暂不考虑扰动情况下加入PID。初步设计PID控制器如下系统超调量过大，不满足设计要求，需要改进PID数据。经过多次调试，最终确定PID各参数为Kp=90，Ki=80，Td=0.1,系统如下：根据响应图中可知超调量=5%,essr=0,满足设计要求。（2）加入扰动D（s）如下，输入信号为5秒时刻产生的单位阶跃输入系统输出响应可见扰动只对系统输出产生极小的影响，仍满足系统设计要求。（3）加入噪声干扰，强度为0.00001，系统响应出现波

7、动。系统仍然符合要求，并不需要修改PID数值。设计总结：加入PID控制器可使系统满足超调量小于5%且无稳态误差的设计要求。传递函数六、实验感想这次的实验内容是航天飞机的俯仰角控制设计，这次课程设计可以说是对学了一学期的自动控制原理的总结和温习，是一次综合的实践课程设计，在设计过程中把理论和实践很好的结合在一起，加深了我对自动控制原理理论和实践部分的理解。本次使用的是设计PID控制器来调整系统，通过此次课程设计我对控制器的设计步骤有了