Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

Расчет передаточных чисел САУ

З а к о н у п р а в л е н и я С А У в и д а :

Контур управления отклонением от заданной высоты полета самолета показан на рис. 2.2. Оптимальные величины переда-

Ю

Рис. 2.2. Контуры управления системы самолет — САУ (без сигнала угла тан­ гажа) по отклонению от заданной высоты полета:

a — для САУд/ j СОС; б — для СА У д^ ИОС

точных чисел р. и v определяются следующими выражениями

[14]:

иСз(И — 1)04— IPil)

где

*И

37

После замыкания контуров управления по сигналам угловой ско­ рости тангажа передаточная функция контура, разомкнутого по сигналу отклонения от заданной высоты полета, имеет вид:

для системы с САУдя СОС

идля системы с САУдя ИОС

х~ (ТzP + 1) (Т„р + 1)

причем всегда

Те Ж

пж -

Для удовлетворительного регулирования по траектории необ­ ходимо, чтобы логарифмическая амплитудно-фазовая частотная характеристика (ЛАФЧХ) разомкнутой системы имела вид, изо­ браженный на рис. 2. 3, и выполнялись следующие условия:

следующие зависимости для определения оптимальных величин передаточных чисел х0пт и 20Пт:

38

рис. 2. 5. Как следует из рис. 2. 5, величина передаточного числа по сигналу производной отклонения от заданной высоты полета

39

2 влияет на величину корней характеристического уравнения замкнутого контура управления по сигналу угла наклона траек­ тории, причем основное влияние передаточное число z оказывает

а)

5)

Рис. 2.4. Контуры управления системы самолет — САУДЯ (без сигнала угла

тангажа) по отклонению от заданной высоты полета для второго закона управления:

о. — для САУдуу СОС; б — для С А У д^ ИОС

на величины малых корней, т. е. на «>**= — Приближенные

Ti

значения параметра со** определяются следующими выраже­ ниями [14]:

для системы с САУдя СОС

40

Выражения (2.25) и (2.26) справедливы для значений, удов­ летворяющих соответственно следующим неравенствам:

4Сб(^и + ^ h Tv)

Для системы с САУдя СОС при малых значениях передаточ­ ного числа г характеристическое уравнение замкнутого контура

а)

б)

Рис. 2.5. Преобразованные контуры управления системы самолет — САУДЯ по отклонению от заданной высоты полета для второго закона управления:

а — для С А У дя СОС; б — для С А У дя ИОС

управления по сигналу угла наклона траектории может иметь два малых корня:

Коэффициент усиления контуров управления, замкнутых по сигналу угла наклона траектории (рис. 2. 5) независимо от типа обратной связи сервопривода, определяется выражением

СZ

41

Передаточные функции контуров управления, разомкнутых по сигналу отклонения от заданной высоты полета, имеют вид: для системы с САУдл СОС

X

(2.31)

(2. 32)

Соответствующие этим функциям ЛАФЧХ изображены на рис. 2. 6.

Рис. 2 .6 . Примерный вид желаемой ЛАФЧХ

разомкнутой системы самолет — САУ:

а — для САУдя СОС; б — для САУдя ИОС

Для удовлетворительного регулирования необходимо, чтобы: —• частота среза ЛАЧХ разомкнутого контура была на уча­

стке характеристики с наклоном — 20 дБ/дек;

**

(О-

— отношения частот о>**/«>с были равны ——■^ 4.

42

Выполнение этих условий приводит к тому, что оптимальная величина передаточного числа хопт равна

мени фильтра высоких частот ib цепи сигнала угла тангажа Тъ накладываются вполне определенные ограничения, поскольку при Т&= 0 система неустойчива.

Для расчета параметров САУдя контуры управления, изобра­ женные на рис. 2.7, преобразуем к виду, показаному на рис. 2. 8. Из рис. 2.8 видно, что часть структурной схемы, охваченная еди­ ничной отрицательной обратной связью по сигналу угла тан­ гажа, представляет собой контур управления системы самолет — автопилот угла тангажа.

43