F-16非线性模型详解：动态模拟与控制
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更新于2024-07-16
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"f16manual.pdf 非线性 F-16 模型描述"
本文档详细介绍了非线性 F-16 战斗机的动力学模型，旨在为仿真系统构建提供支持。作者 L.Sonneveldt 来自荷兰代尔夫特理工大学航空航天工程学院的控制与仿真部门。该文档版本为 1.0，发布于2010年3月，具有版权保护。
F-16 非线性模型涉及的关键概念包括：
1. **状态变量**：
- **VT**: 总速度，单位为米/秒，代表飞机相对于空气的速度。
- **α**: 迎角，单位为弧度，表示飞机机翼与相对气流之间的夹角。
- **β**: 偏航角，单位为弧度，定义了飞机侧滑的方向。
- **φ, θ, ψ**: 欧拉角，分别表示滚转、俯仰和偏航角度，单位为弧度。
- **q0, q1, q2, q3**: 四元数分量，用于表示飞机姿态。
- **p, q, r**: 机体坐标系下的滚转、俯仰和偏航速率，单位为弧度/秒。
- **xE, yE, zE**: 飞机相对于参考点的位置，单位为米。
- **pow**: 发动机功率设置，以百分比表示。
2. **控制变量**：
- **δth**: 油门设置，范围为 0 到 1。
- **δe**: 升降舵偏转角，单位为弧度。
- **δa**: 副翼偏转角，单位为弧度。
- **δr**: 方向舵偏转角，单位为弧度。
- **δLEF**: 前缘襟翼偏转角，单位为弧度。
3. **额外参数**：
- **b**: 参考翼展，单位为米。
- **c**: 平均几何弦长，单位为米。
- **C∗**: 各种气动系数，如升力系数（CL），阻力系数（CD）等。
- **FT**: 推力力矩，单位为牛顿。
- **g1, g2, g3**: 重力分量，单位为米/秒²，对应三个轴向的重力加速度。
- **Heng**: 发动机角动量，单位为 kg·m²/s。
- **Ix, Iy, Iz**: 三个主惯量矩，单位为 kg·m²。
- **Ixz**: 交叉惯量矩，单位为 kg·m²。
4. **物理量**：
- **¯L, ¯M, ¯N**: 分别表示滚转、俯仰和偏航力矩，这些是维持或改变飞机姿态的关键力矩。
这个非线性模型涵盖了 F-16 的所有关键动态行为，包括飞行力学、气动特性以及发动机的性能。它能够帮助设计者理解和模拟飞机在不同飞行条件下的行为，例如起飞、爬升、巡航、转弯、着陆等。通过这个模型，可以对飞机的操控性、稳定性以及飞行性能进行深入研究和优化，为航空器的控制系统设计提供理论基础。
The transformation ma trices from F
B
to F
S
and from F
B
to F
W
are defined as
T
s/b
=
cos α 0 sin α
0 1 0
− sin α 0 cos α
, T
w/b
=
cos α cos β sin β sin α cos β
− cos α sin β cos β − sin α sin β
− sin α 0 cos α
.
1.2 Aircraft Variables
A number of assumptions has to be made, before proceeding with the derivation
of the equations of motion:
1. The aircraft is a rigid-body, which means that any two points on o r within
the airframe remain fix ed with resp e ct to each other. This assumption is
quite valid for a small fighter aircraft.
2. The earth is flat and non-rotating and regarded as an inertial reference.
This assumption is valid when dealing with control design of aircraft, but
not when analyzing ine rtial g uidance systems.
3. The mass is constant during the time interval over which the motion is
considered, the fuel consumption is neglected during this time-interval.
This assumption is necessary to apply Newton’s motion laws.
4. The mass distribution of the aircraft is symmetric relative to the X
B
OZ
B
-
plane, this implies that the products of inertia I
yz
and I
xy
are equal to
zero. This assumption is valid for most aircraft.
Under the above assumptions the motion of the aircraft has six degrees o f free-
dom (rotation and translation in three dimensions). The aircraft dynamics can
be described by its position, orientation, velocity and angular velocity over time.
p
E
= (x
E
, y
E
, z
E
)
T
is the position vector expressed in an earth-fixed coordinate
system. V is the velocity vector given by V = (u, v, w)
T
, where u is the longitu-
dinal velocity, v the lateral velocity and w the normal velocity. The orientation
vector is given by Φ = (φ, θ, ψ)
T
, where φ is the roll angle, θ the pitch angle
and ψ the yaw angle , and the angula r velocity vector is given by ω = (p, q, r)
T
,
where p,q and r are the roll, pitch and yaw angular velocities, respectively. Va r-
ious components of the aircraft motions are illustrated in Figure 2.
The relation betwe en the attitude vector Φ and the angular velocity vec tor ω
is g iven as
˙
Φ =
1 sin φ tan θ cos φ tan θ
0 cos φ − sin φ
0
sin φ
cos θ
cos φ
cos θ
ω (1)
Defining V
T
as the total velocity and using Figure 2, the following relations can
be derived:
V
T
=
p
u
2
+ v
2
+ w
2
α = arcta n
w
u
(2)
β = arcsin
v
V
T
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