Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 21.10.2024

Просмотров: 87

Скачиваний: 0

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

Оптимальные величины передаточных чисел ц и v опреде­ ляются выражениями (2.13) — (2.14) и (2.15) в зависимости от типа обратной связи сервопривода САУдя- Величины же пере-

5)

Рис. 2.7. Контуры управления системы самолет — САУДЯ по отклонению

от заданной высоты полета при наличии фильтра высоких частот в цепи сигнала угла тангажа:

а — 1лн С ^У д // СС - ; б — для САУдуу ИОС

даточного числа по сигналу угла тангажа i определяются еледующими выражениями [14]:

для САУдя СОС

t= (0,74-0,9) цс;

(2.39)

для САУдя ИОС

(2.40)

г= (0,8ч -1) ц„.

После замыкания контура управления по углу тангажа через единичную обратную связь контур управления системы само­

лет— САУ может быть представлен в

виде, изображенном на

рис. 2.9. Как правило, Т\~^>Т2, поэтому,

учитывая существенное

различие в полосах пропускания частот

звеньев с параметрами

Ti и Т2, можно в первом

приближении

передаточные функции

звеньев с параметрами Т2

положить равными

единице. Тогда

контуры управления системы самолет — САУдя

в полосах про­

пускания звеньев с постоянной времени Т2 примут вид, показан­ ный на рис. 2. 10.

44

Приближенные значения параметров Т\ равны [14]:

 

для системы с С А У д#

СОС

 

 

 

г.=|/

1 -j~ \bkQTу

(2.41)

ikc

’

для системы с САУдя

ИОС

 

 

 

/

Тк -f

у +

ikcTv Tn

(2.42)

ТХ-‘

 

ikr

 

V

 

 

 

Ю

Рис. 2.8. Преобразованные контуры управления системы самолет— САУД^ при наличии фильтра высоких частот в цепи сигнала угла тангажа:

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

Замкнутые передаточные функции упрощенных контуров управления по углу тангажа с учетом выражений (2.41) и (2.42) имеют вид:

45

а)

б)

Рис. 2.9. Структурные схемы системы самолет — САУДЯ после замыкания контура управления по сигналу угла тангажа:

а — для САУДЯ СОС; б — для САУд я ИОС

для системы с САУДЯ СОС

где

или

ф » [р)=-

* з . с ( 7 > + ! )( ? > /> + 1 )

(2.43)

 

“зад

 

Р { Т1.сР2 + 2Сз.с7'з.сД + 1)

 

 

 

V3.C ■

 

(2. 44)

 

 

К

9 + г79

 

 

 

 

 

 

- l /

Т 2Т

 

З‘с

‘ V ft

 

 

V

ГГ, +,

 

 

 

V

» + Iх

(2. 45)

 

 

ТУ 1 + pW )

т

=

 

1 З.С

 

*с(гТ"а + (l)

 

для системы с САУдЯ ИОС

k3м(Тьр + \){TvP + 1)(Тяр +

1)

ф» (А);

(2.46)

Р (Т1.ИР2 + ЗСз.иТ’з.иД + 1 )

 

где

(2.47)

*Т'а + (1.

 

46

V

или

V

iTb + н-

(2.48)

(Ти + р*сТv + ikcTyT„)

kc(ITъ+ [*)

Передаточные функции разомкнутого контура управления по высоте полета, справедливые в полосе пропускания звена с ло-

 

 

 

 

а)

 

 

 

АН,зад

 

X

Л

иТуР+'МТиР+О ;

j

°в ; АН

— 0

-

1

T + W p ^ Z S jTjP+ i

)

p(TyPV)

 

____ 1

 

 

 

 

т»р+1 ;

 

 

 

 

 

 

 

6)

 

 

 

Рис. 2. 10. Упрощенные структурные схемы системы самолет —

САУД^

после замыкания контура по сигналу угла тангажа:

 

 

а — для САУд/ j СОС: б— д^я С А У д^

ИОС

 

стоянной времени Т2г с учетом выражений

(2.43)

и (2.46) имеют

вид:

 

 

 

СОС

 

 

 

для системы с САУдя

 

 

 

 

 

 

 

X

 

 

1

 

 

 

 

— к3.сс6(Тьр + 1)

 

 

 

^ д я

(Р>

pH tL p2 + ^ . J 3 г

-4- П

 

 

дя„„

 

для системы с САУдя ИОС

 

 

(2.49)

W

иос

. Рз.нсб(Р^Р +

+ 1)

 

 

 

 

 

 

дн (р)

р2( О 2"I- 2£з.цТз.иР+

1)

 

 

дя.

 

 

47

Для удовлетворительного регулирования ЛАФЧХ, соответст­ вующие функциям (2.49), должны иметь вид, показанный на рис. 2. 11, при этом должны выполняться соотношения:

7 * > 20Т. и

1 > 4 .

 

т3<UC

Тогда, принимая во внимание, что

 

(0L.=

1

,/

х с ф л

0)с

1

 

И 0 ) 2 - —----

 

h

 

V

/

я

 

окончательно получим:

 

 

 

 

 

для системы с САУдя

с о с

 

 

fCOC-

 

 

- + | / + + 4 0 0 Г1

или

 

 

 

2/

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

г сос =

— !L +

i /

Jii + — (1 + \xkcr v )

 

 

 

2i

V

4/2 1 ikc K 1

c

 

 

 

 

д-сос_

5 гЯ + ц

 

для системы с САУдн

ИОС

 

 

Тиос_ - - Ч

-

i

/

j i !

+ 400А

 

2/

'

| /

 

4/2

 

1и

 

или

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

J.2

. 400

 

7’Г С= - ^ - + ] / + 7 + ^ ( Т ' и + ^ с Г 1 / + / А с7'к 7'и)

х иос = 5 *Я + Iх

Т1С6

Обычно

(2. 50)

(2.5i;

(2. 52)

(2. 53)

 

 

 

6 v 8

(6

8) IT а

 

 

 

"per ’

 

 

(2. 54)

 

 

 

 

 

 

x k 3C6

З а к о н

у п р а в л е н и я

САУдя

вида :

 

Я р

-

&+ ixpiT +

v p4 +

(Zp + X) ( Д Я + Д Я зад);

 

Я р +

 

 

 

 

 

Я р

»

,

V

 

 

 

Я р +

1 •8„=*•■

Я р + 1 ■в +

+

(*/> + *)( Д Я - Д Я зад).

В данном случае устойчивость движения системы самолет — САУ дя обеспечивается как внутренней обратной связью по

48

углу тангажа, так и за

счет

сигнала

производной откло­

нения от заданной высоты

полета. Вследствие этого огра­

ничений на величину параметра

Т% не накладывается [система

может быть сделана устойчивой при 7'»=0,

см. (2.7)]. С учетом

допущений, сделанных выше,

передаточные

функции на управ-

Рис. 2. 11. Примерный вид желаемой ЛАФЧХ для разомкнутой системы самолет — САУДЯ при на­

личии фильтра высоких частот в цепи сигнала угла тангажа

ляющее возмущение систем самолет —САУд#, разомкнутых по контуру управления высотой полета, имеют вид:

для системы с САУдн СОС

 

W сосА Н (Р)

-П-*ЗсСб(7’#Р +

1) ( T ZP'

+ 1)

 

Р2(Т’з_СР2 +

^з.оТз.чР +

(2. 55)

 

АН„„„

l)

для системы с САУд#

ИОС

 

 

 

 

~7~ k3Mc§(T +

1)(Тгр + 1 )(Тир + 1)

W иосАН (р )= -

р2 (Ti»p2 +

 

(2. 56)

АН

з.яр + 1)

где Tz = z/x,

а &з и Тъ определяются соответственно выражениями

(2.44), (2.45) и (2.47), (2.48).

 

 

на практике, для

При

что чаще всего встречается

удовлетворительного регулирования логарифмические частотные характеристики систем, соответствующие выражениям (2.55) и

49

Смотрите также файлы