CN112947536A - 一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，包括如下步骤：通过三个轴向可以调节的平台来承载模型飞机，并控制该平台在三个轴向上的转动，模拟飞机的飞行姿态。本发明方法可以让教员灵活操作演示装置中模型，向学员展示直观、准确的飞机姿态运动情况；另外可以让学员通过调整控制参数，观察不同参数设置对飞机运动的影响。

Description

一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法

技术领域

本发明涉及航空类课程教学设备技术领域，具体涉及一种用于飞行力学、飞行原理、飞行控制系统等航空类课程教学中关于固定翼飞机姿态运动的教学演示装置控制方法。

背景技术

在飞行力学、飞行原理、飞行控制系统等航空类课程教学中，为了提高教学效果，教员经常需要演示飞机姿态运动的运动参数或者运动过程，从而让学员对上述抽象的知识内容有较为直观的了解。

当前课堂上所采用的教学演示方式主要有两类，一类是采用三维动画的方式进行演示，其主要缺点是需要提前制作，演示内容无法根据课堂中的需要进行灵活调整，也无法让学员进行操作；另一类是手持式模型飞机，其主要缺点是其演示效果依赖于教员的演示技巧，且无法做到对运动过程的准确呈现。

因此本发明考虑设计一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，通过输入设备的操作来设置飞机参数并控制演示装置中模型飞机的姿态运动，同时能够把飞机的姿态信息发送到电脑中，结合虚拟环境对飞机姿态运动进行展示。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，用以解决上述问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，包括如下步骤：

通过三个轴向可以调节的平台来承载模型飞机，并控制该平台在三个轴向上的转动，模拟飞机的飞行姿态。

进一步的，建立三轴姿态平台，将模型飞机固定在三轴姿态平台上，并在三轴姿态平台上设置九轴组合传感器实时测量模型飞机的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，通过主控装置输入指令操控三轴姿态平台动作，在三维视景环境中展示飞机的姿态运动，并通过九轴组合传感器监测模型飞机的信息在主控装置上显示。

进一步的，控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的控制指令分别是θ、滚转角φ和偏航角ψ，计算机发来的用户输入的俯仰角、滚转角和偏航角等数值分别为θ_静止、φ_静止、ψ_静止，控制器接收到这些数值后，直接转换为相应PWM波进行输出并保持，即

θ＝θ_静止

φ＝φ_静止

ψ＝ψ_静止。

进一步的，获取一段时间内飞机飞行中的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，即飞机飞行中的真实数据，将这些数据录入主控装置，主控装置根据数据信息控制三轴姿态平台转动，使得模型飞机摆出对应的动作。

进一步的，所述三轴姿态平台包括设置在偏航驱动舵机输出轴上的偏航框架，所述偏航框架竖向设置，所述偏航框架上旋转设置俯仰框架，所述俯仰框架水平旋转设置在偏航框架内，所述偏航框架上设置驱动俯仰框架转动的俯仰驱动舵机，所述俯仰框架内水平旋转设置滚动平台，所述俯仰框架的前侧设置驱动滚动平台转动的滚转驱动舵机，所述模型飞机和九轴组合传感器设置在滚动平台上。

进一步的，所述主控装置包括与九轴组合传感器、三轴姿态平台连接的控制模块，以及与控制模块通信连接的计算机。

进一步的，所述九轴组合传感器包括三轴加速度传感器、三轴角速度传感器、三轴地磁信息传感器。

进一步的，所述控制模块包括控制器以及两组电池和降压模块，其中一组电池和降压模块与控制器连接，另一组与俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机、偏航驱动舵机电连接，所述控制器与俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机、偏航驱动舵机、九轴组合传感器通信连接，所述控制器与九轴组合传感器电连接。

进一步的，所述控制器与计算机连接，所述计算机上设置显示器和外设组件。

进一步的，通过外设飞行摇杆控制模型飞机姿态，设δ_俯仰、δ_滚转、δ_偏航分别为摇杆俯仰、滚转和偏航的三轴操纵量，控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的初始位置指令为0，由于飞行员操纵飞机时驾驶杆的操纵量与其期望的角速度成正比，为了近似模拟这种姿态控制关系，此时控制器的俯仰驱动舵机输出指令是对驾驶杆操纵量的积分，即

θ＝K_俯仰∫δ_俯仰dt

所述K_俯仰是可调比例系数，由于飞机横侧向的气动力耦合，即当飞机具有滚转角时其航向会随之发生变化，而当飞行员操纵航向时，会引起滚转角的改变，为了近似模拟这种运动现象，此时控制器输出的滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令除了是摇杆操纵量的积分，同时还是相互交联的，即

φ＝K_滚转∫δ_滚转dt+K_滚转交叉∫δ_偏航dt

ψ＝K_偏航∫δ_偏航dt+K_航向交叉∫φdt

所述K_滚转交叉是由于偏航操纵指令引起的滚转交叉控制比例系数， K_航向交叉是由于滚转角产生的偏航运动比例系数；

所述纵向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到纵向瞬态扰动后表现出来的短周期运动和长周期运动中的俯仰角变化过程；

所述纵向短周期模态表现为在扰动消失后，飞机俯仰角快衰减振荡的过程，而最终的俯仰角将会稳定在初始俯仰角和扰动导致的最大俯仰角之间某一个值。为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_max是扰动引起的最大俯仰角，K_稳态是可调的稳态俯仰角比例系数，K_短周期是可调的短周期振荡比例系数，ζ_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期阻尼比，ω_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期振荡频率，

是衰减振荡函数，显然此项在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

所述纵向长周期运动模态表现为飞机的俯仰角变化过程近似于一个慢速衰减振荡过程，持续时间较长，为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_稳态为最终稳态俯仰角，K_长周期是可调的长周期振荡比例系数，ζ_{俯仰长周期}是俯仰方向长周期阻尼比，ω_{俯仰长周期}是俯仰方向上的长周期振荡频率，

是衰减振荡函数，显然此项在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

所述横向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到横向扰动后表现出来的滚转模态、荷兰滚模态和螺旋模态中的姿态角变化过程；

所述滚转模态表现为飞机横向扰动消失后，滚转角的快速衰减振荡过程，其变化类似于俯仰角在纵向短周期运动中的变化过程，所不同的是滚转角最终将会回到初始平衡状态，也就是0的位置。为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的滚转驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述K_滚转模态是可调的滚转模态比例系数，ζ_滚转模态是滚转模态的阻尼比，ω_滚转模态是滚转模态中的振荡频率，显然φ随着时间变化最终趋向于0；

所述荷兰滚模态表现为飞机横向和航向的交替耦合振荡，这种振荡具有相同频率，且航向的振荡之后滚转角

为了近似模拟这种运动过程，突出交替耦合振荡特点，忽略振荡衰减因素，控制器输出的滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

φ＝K_{荷兰滚-滚转}cosω_荷兰滚t

所述K_{荷兰滚-滚转}是荷兰滚中滚转角变化比例系数，ω_荷兰滚是荷兰滚振荡频率，K_{荷兰滚-偏航}是荷兰滚中偏航角变化比例系数；

所述螺旋模态表现为滚转、航向和俯仰方向的耦合，其特点是飞机的滚转角由0初始状态逐步变化到

俯仰角由0初始状态逐步减小到

偏航角等速旋转。为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

θ＝-tan^-1ω_螺旋t

φ＝tan^-1ω_螺旋t

ψ＝ω_螺旋t

所述ω_螺旋是螺旋模态下的固有频率。

本发明的上述技术方案的有益效果如下：

将模型飞机放置在可以实现三轴调节的平台上，即对模型飞机实现水平角度调整、左右翻转以及前后翻转，便可以模拟出真实情况下飞机飞行时的静态以及动态姿势。

实现该功能，可以通过三轴姿态平台实现，三轴姿态平台可以实现水平旋转以及相对于飞机自身位置的左右和前后翻转，模型飞机固定在该平台上，且在飞机模型调整姿态的过程中九轴组合传感器可以实时测量模型飞机的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息。主控装置对该平台实现控制，如输入三轴信息后，模型飞机调整姿态后，九轴组合传感器可以回馈飞机姿态是否到位。

当然，模型飞机的模拟离不开动态的效果，可以存储一段时间内真实飞机的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，并将这些信息依次录入三轴姿态平台进行调节，可以通过模型飞机真实模拟一段时间内飞机的飞行姿态，包括飞机的滚转、偏航、俯仰等动作以及他们的结合动作。

本发明方法可以让教员灵活操作演示装置中模型，向学员展示直观、准确的飞机姿态运动情况；另外可以让学员通过调整控制参数，观察不同参数设置对飞机运动的影响。

附图说明

图1为本发明主控装置的结构示意图；

图2为本发明偏航框架内的结构示意图；

图3为本发明俯仰框架内的结构示意图。

1、电池；2、九轴组合传感器；3、偏航驱动舵机；4、俯仰驱动舵机；5、滚转驱动舵机；7、降压模块；8、控制器；10、显示器； 11、计算机；12、外设组件；13、偏航框架；14、俯仰框架；15、滚动平台；16、模型飞机。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例的附图1-3，对本发明实施例的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于所描述的本发明的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-3所示：

本实施例提供一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，包括如下步骤：通过三个轴向可以调节的平台来承载模型飞机 16，并控制该平台在三个轴向上的转动，模拟飞机的飞行姿态。

建立三轴姿态平台，将模型飞机16固定在三轴姿态平台上，并在三轴姿态平台上设置九轴组合传感器2实时测量模型飞机16的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，通过主控装置输入指令操控三轴姿态平台动作，在三维视景环境中展示飞机的姿态运动，并通过九轴组合传感器2监测模型飞机16的信息在主控装置上显示。

控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的控制指令分别是θ、滚转角φ和偏航角ψ，计算机发来的用户输入的俯仰角、滚转角和偏航角等数值分别为θ_静止、φ_静止、ψ_静止，控制器接收到这些数值后，直接转换为相应PWM波进行输出并保持，即

θ＝θ_静止

φ＝φ_静止

ψ＝ψ_静止。

具体而言，将模型飞机放置在可以实现三轴调节的平台上，即对模型飞机实现水平角度调整、左右翻转以及前后翻转，便可以模拟出真实情况下飞机飞行时的静态以及动态姿势。

实现该功能，可以通过三轴姿态平台实现，三轴姿态平台可以实现水平旋转以及相对于飞机自身位置的左右和前后翻转，模型飞机固定在该平台上，且在飞机模型调整姿态的过程中九轴组合传感器可以实时测量模型飞机的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息。主控装置对该平台实现控制，如输入三轴信息后，模型飞机调整姿态后，九轴组合传感器可以回馈飞机姿态是否到位。

根据本发明的一个实施例，如图1-3所示，

获取一段时间内飞机飞行中的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，即飞机飞行中的真实数据，将这些数据录入主控装置，主控装置根据数据信息控制三轴姿态平台转动，使得模型飞机16摆出对应的动作。模型飞机的模拟离不开动态的效果，可以存储一段时间内真实飞机的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，并将这些信息依次录入三轴姿态平台进行调节，可以通过模型飞机真实模拟一段时间内飞机的飞行姿态，包括飞机的滚转、偏航、俯仰等动作以及他们的结合动作。该方法可以更加直观的展示飞机起飞、降落以及飞行过程中姿态随时间的变化情况，效果更好。

在本发明的一个实施例中，如图1-3所示，

所述三轴姿态平台包括设置在偏航驱动舵机3输出轴上的偏航框架13，所述偏航框架13竖向设置，所述偏航框架13上旋转设置俯仰框架14，所述俯仰框架14水平旋转设置在偏航框架13内，所述偏航框架13上设置驱动俯仰框架14转动的俯仰驱动舵机4，所述俯仰框架14内水平旋转设置滚动平台15，所述俯仰框架14的前侧设置驱动滚动平台15转动的滚转驱动舵机5，所述模型飞机16和九轴组合传感器17设置在滚动平台15上。

上述为三轴姿态平台的一种实施方式，偏航驱动舵机可以带动偏航框架在水平面内的旋转。俯仰驱动舵机在偏航框架的侧面，且设置在外侧，通过其输出轴连接俯仰框架，且俯仰框架另一侧与偏航框架通过轴承和转轴旋转连接，使得俯仰驱动舵机可以带动俯仰框架绕着其输出轴转动。另外滚转平台上设置飞机和传感器，滚转平台同样通过轴承和转轴旋转连接俯仰框架，且滚转驱动舵机设置在俯仰框架的前侧，通过其输出轴与滚转平台连接后，输出轴的转动可以带动滚转平台旋转。

在本发明的一个实施例中，如图1-3所示，

所述主控装置包括与九轴组合传感器2、三轴姿态平台连接的控制模块，以及与控制模块通信连接的计算机11。

所述九轴组合传感器2包括三轴加速度传感器、三轴角速度传感器、三轴地磁信息传感器。

所述控制模块包括控制器8以及两组电池1和降压模块7，其中一组电池1和降压模块7与控制器8连接，另一组与俯仰驱动舵机4、滚转驱动舵机5、偏航驱动舵机3电连接，所述控制器8与俯仰驱动舵机4、滚转驱动舵机5、偏航驱动舵机3、九轴组合传感器2通信连接，所述控制器8与九轴组合传感器2电连接。

所述控制器8与计算机11连接，所述计算机11上设置显示器 10和外设组件12。

三个舵机的控制接口与控制器的PWM输出针脚相连，其供电接口与降压模块输出端相连。九轴组合传感器的通信接口与控制器的 I2C接口相连，其供电接口与控制器的5V输出接口相连。降压模块的输入端与电池相连。控制器与计算机通过USB线缆相连。

滚转驱动舵机、俯仰驱动舵机、偏航驱动舵机受控制器发来的控制信号，带动三轴姿态平台各框架进行运动。九轴组合传感器实时测量飞机模型的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，并发送给控制器进行结算。控制器接收计算机发来的控制指令，根据控制律解算出滚转驱动舵机、俯仰驱动舵机、偏航驱动舵机的控制信号，同时将九轴组合传感器实时测量的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息进行结算后发送给计算机进行显示。计算机通过键盘、鼠标、飞行摇杆等外设组件接收使用者的控制指令，并将控制指令发送给控制器，同时显示接收控制器发来的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，并根据以上信息在三维视景环境中显示飞机的姿态运动。

在本发明的另一个实施例中，

飞行摇杆姿态控制方法(控制律)如下：

通过外设飞行摇杆控制模型飞机姿态，设δ_俯仰、δ_滚转、δ_偏航分别为摇杆俯仰、滚转和偏航的三轴操纵量，控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的初始位置指令为0，由于飞行员操纵飞机时驾驶杆的操纵量与其期望的角速度成正比，为了近似模拟这种姿态控制关系，此时控制器的俯仰驱动舵机输出指令是对驾驶杆操纵量的积分，即

θ＝K_俯仰∫δ_俯仰dt

所述K_俯仰是可调比例系数，由于飞机横侧向的气动力耦合，即当飞机具有滚转角时其航向会随之发生变化，而当飞行员操纵航向时，会引起滚转角的改变，为了近似模拟这种运动现象，此时控制器输出的滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令除了是摇杆操纵量的积分，同时还是相互交联的，即

φ＝K_滚转∫δ_滚转dt+K_滚转交叉∫δ_偏航dt

ψ＝K_偏航∫δ_偏航dt+K_航向交叉∫φdt

所述K_滚转交叉是由于偏航操纵指令引起的滚转交叉控制比例系数， K_航向交叉是由于滚转角产生的偏航运动比例系数；

在本发明的一个实施例中，

纵、横向典型模态演示控制方法(控制律)如下：

所述纵向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到纵向瞬态扰动后表现出来的短周期运动和长周期运动中的俯仰角变化过程；

所述纵向短周期模态表现为在扰动消失后，飞机俯仰角快衰减振荡的过程，而最终的俯仰角将会稳定在初始俯仰角和扰动导致的最大俯仰角之间某一个值。为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_max是扰动引起的最大俯仰角，K_稳态是可调的稳态俯仰角比例系数，K_短周期是可调的短周期振荡比例系数，ζ_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期阻尼比，ω_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期振荡频率，

是衰减振荡函数，显然此项在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

所述纵向长周期运动模态表现为飞机的俯仰角变化过程近似于一个慢速衰减振荡过程，持续时间较长，为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_稳态为最终稳态俯仰角，K_长周期是可调的长周期振荡比例系数，ζ_{俯仰长周期}是俯仰方向长周期阻尼比，ω_{俯仰长周期}是俯仰方向上的长周期振荡频率，

是衰减振荡函数，显然此项在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

所述横向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到横向扰动后表现出来的滚转模态、荷兰滚模态和螺旋模态中的姿态角变化过程；

所述滚转模态表现为飞机横向扰动消失后，滚转角的快速衰减振荡过程，其变化类似于俯仰角在纵向短周期运动中的变化过程，所不同的是滚转角最终将会回到初始平衡状态，也就是0的位置。为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的滚转驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述K_滚转模态是可调的滚转模态比例系数，ζ_滚转模态是滚转模态的阻尼比，ω_滚转模态是滚转模态中的振荡频率，显然φ随着时间变化最终趋向于0；

所述荷兰滚模态表现为飞机横向和航向的交替耦合振荡，这种振荡具有相同频率，且航向的振荡之后滚转角

为了近似模拟这种运动过程，突出交替耦合振荡特点，忽略振荡衰减因素，控制器输出的滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

φ＝K_{荷兰滚-滚转}cosω_荷兰滚t

所述K_{荷兰滚-滚转}是荷兰滚中滚转角变化比例系数，ω_荷兰滚是荷兰滚振荡频率，K_{荷兰滚-偏航}是荷兰滚中偏航角变化比例系数；

所述螺旋模态表现为滚转、航向和俯仰方向的耦合，其特点是飞机的滚转角由0初始状态逐步变化到

俯仰角由0初始状态逐步减小到

偏航角等速旋转。为了近似模拟这种运动过程，控制器输出的俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

θ＝-tan^-1ω_螺旋t

φ＝tan^-1ω_螺旋t

ψ＝ω_螺旋t

所述ω_螺旋是螺旋模态下的固有频率。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，包括如下步骤：

通过三个轴向可以调节的平台来承载模型飞机(16)，并控制该平台在三个轴向上的转动，模拟飞机的飞行姿态。

2.如权利要求1所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：建立三轴姿态平台，将模型飞机(16)固定在三轴姿态平台上，并在三轴姿态平台上设置九轴组合传感器(2)实时测量模型飞机(16)的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，通过主控装置输入指令操控三轴姿态平台动作，在三维视景环境中展示飞机的姿态运动，并通过九轴组合传感器(2)监测模型飞机(16)的信息在主控装置上显示。

3.如权利要求2所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：获取一段时间内飞机飞行中的三轴加速度、三轴角速度和三轴地磁信息，即飞机飞行中的真实数据，将这些数据录入主控装置，主控装置根据数据信息控制三轴姿态平台转动，使得模型飞机(16)摆出对应的动作。

4.如权利要求3所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：所述三轴姿态平台包括设置在偏航驱动舵机(3)输出轴上的偏航框架(13)，所述偏航框架(13)竖向设置，所述偏航框架(13)上旋转设置俯仰框架(14)，所述俯仰框架(14)水平旋转设置在偏航框架(13)内，所述偏航框架(13)上设置驱动俯仰框架(14)转动的俯仰驱动舵机(4)，所述俯仰框架(14)内水平旋转设置滚动平台(15)，所述俯仰框架(14)的前侧设置驱动滚动平台(15)转动的滚转驱动舵机(5)，所述模型飞机(16)和九轴组合传感器(17)设置在滚动平台(15)上。

5.如权利要求4所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：所述主控装置包括与九轴组合传感器(2)、三轴姿态平台连接的控制模块，以及与控制模块通信连接的计算机(11)。

6.如权利要求5所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：所述控制模块包括控制器(8)以及两组电池(1)和降压模块(7)，其中一组电池(1)和降压模块(7)与控制器(8)连接，另一组与俯仰驱动舵机(4)、滚转驱动舵机(5)、偏航驱动舵机(3)电连接，所述控制器(8)与俯仰驱动舵机(4)、滚转驱动舵机(5)、偏航驱动舵机(3)、九轴组合传感器(2)通信连接，所述控制器(8)与九轴组合传感器(2)电连接。

7.如权利要求6所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：所述控制器(8)与计算机(11)连接，所述计算机(11)上设置显示器(10)和外设组件(12)。

8.如权利要求7所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的控制指令分别是θ、滚转角φ和偏航角ψ，计算机发来的用户输入的俯仰角、滚转角和偏航角等数值分别为θ_静止、φ_静止、ψ_静止，控制器接收到这些数值后，直接转换为相应PWM波进行输出并保持，即

θ＝θ_静止

φ＝φ_静止

ψ＝ψ_静止。

9.如权利要求8所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：通过外设飞行摇杆控制模型飞机姿态，设δ_俯仰、δ_滚转、δ_偏航分别为摇杆俯仰、滚转和偏航的三轴操纵量，控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的初始位置指令为0，由于飞行员操纵飞机时驾驶杆的操纵量与其期望的角速度成正比，此时控制器的俯仰驱动舵机输出指令是对驾驶杆操纵量的积分，即

θ＝K_俯仰∫δ_俯仰dt

所述K_俯仰是可调比例系数，由于飞机横侧向的气动力耦合，即当飞机具有滚转角时其航向会随之发生变化，而当飞行员操纵航向时，会引起滚转角的改变，此时控制器输出的滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令除了是摇杆操纵量的积分，同时还是相互交联的，即

φ＝K_滚转∫δ_滚转dt+K_滚转交叉∫δ_偏航dt

ψ＝K_偏航∫δ_偏航dt+K_航向交叉∫φdt

所述K_滚转交叉是由于偏航操纵指令引起的滚转交叉控制比例系数，K_航向交叉是由于滚转角产生的偏航运动比例系数。

10.如权利要求9所述的固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，其特征在于：纵向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到纵向瞬态扰动后表现出来的短周期运动和长周期运动中的俯仰角变化过程；

纵向短周期模态表现为在扰动消失后，飞机俯仰角快衰减振荡的过程，而最终的俯仰角将会稳定在初始俯仰角和扰动导致的最大俯仰角之间某一个值，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_max是扰动引起的最大俯仰角，K_稳态是可调的稳态俯仰角比例系数，K_短周期是可调的短周期振荡比例系数，ζ_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期阻尼比，ω_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期振荡频率，

是衰减振荡函数，此项在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

纵向长周期运动模态表现为飞机的俯仰角变化过程近似于一个慢速衰减振荡过程，持续时间较长，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_稳态为最终稳态俯仰角，K_长周期是可调的长周期振荡比例系数，ζ_{俯仰长周期}是俯仰方向长周期阻尼比，ω_{俯仰长周期}是俯仰方向上的长周期振荡频率，

是衰减振荡函数，此项在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

横向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到横向扰动后表现出来的滚转模态、荷兰滚模态和螺旋模态中的姿态角变化过程；

滚转模态表现为飞机横向扰动消失后，滚转角的快速衰减振荡过程，控制器输出的滚转驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述K_滚转模态是可调的滚转模态比例系数，ζ_滚转模态是滚转模态的阻尼比，ω_滚转模态是滚转模态中的振荡频率，φ随着时间变化最终趋向于0；

荷兰滚模态表现为飞机横向和航向的交替耦合振荡，这种振荡具有相同频率，且航向的振荡之后滚转角

突出交替耦合振荡特点，忽略振荡衰减因素，控制器输出的滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

φ＝K_{荷兰滚-滚转}cosω_荷兰滚t

所述K_{荷兰滚-滚转}是荷兰滚中滚转角变化比例系数，ω_荷兰滚是荷兰滚振荡频率，K_{荷兰滚-偏航}是荷兰滚中偏航角变化比例系数；

螺旋模态表现为滚转、航向和俯仰方向的耦合，其特点是飞机的滚转角由0初始状态逐步变化到

俯仰角由0初始状态逐步减小到

偏航角等速旋转，控制器输出的俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

θ＝-tan^-1ω_螺旋t

φ＝tan^-1ω_螺旋t

ψ＝ω_螺旋t

所述ω_螺旋是螺旋模态下的固有频率。

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