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1、一、对最简单的角位移系统的评价1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为：openp3_6系统根轨迹为：nem1=-12.5;den1=[112.5];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-1-3.1];den2=[12.83.240];sys2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);rlocus(sys)随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比
2、仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。openp3_10系统根轨迹为：nem1=-10;den1=[110];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.30];sys2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);rlocus(sys)随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足
3、系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计openp3_161、系统内回路根轨迹为：nem1=-10;den1=[110];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.3];sys2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);rlocus(sys)按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这
4、种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图：Tδ=0sys1=-1;nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.3];sys2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);rlocus(sys)Tδ=0.1nem1=-10;den1=[110];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.3];sys2=tf(nem2,den2);sys
5、=series(sys1,sys2);rlocus(sys)Tδ=0.25nem1=-4;den1=[14];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.3];sys2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);rlocus(sys)结论：1)、为了确保角稳定回路的性能，不能单纯地增加速率陀螺信号强度，必须同时设法减小舵回路的惯性，使舵回路具有足够宽的通频带。2)、一般舵回路时间常数限制在0.03~0.1秒内，接近飞机自然频率的
6、5倍。这就是舵回路频带一般比飞行器的频带宽3至5倍的理由。2、角稳定回路的设计系统角稳定回路根轨迹为：nem1=-10;den1=[110];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.3];sys2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);sys=feedback(sys,0);sys3=tf([1],[10]);sys=series(sys,sys3);figurerlocus(sys)holdonnem1=-10;den
7、1=[110];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.3];sys2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);sys=feedback(sys,0.4);sys3=tf([1],[10]);sys=series(sys,sys3);rlocus(sys)holdonnem1=-10;den1=[110];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-4.3*0.33];den2=[10.613.3];sys
8、2=tf(nem2,den2);sys=series(sys1,sys2);sys=feedback(sys,0.7);sys3=tf([1],[10]);sys=series(sys,sys3);rlocus(sys)holdonnem1=-10;den1=[110];sys1=tf(nem1,den1);nem2=[-4.3-
