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: 88

Скачиваний: 0

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

Сл

О

1т, а'5

Рис. 2. 12. Вид желаемой ЛАФЧХ разомкнутой системы самолет — САУДЯ ИОС при > Т3

(2.56), должны иметь вид, изображенный на рис. 2.12. При этом должны выполняться следующие условия:

7% >107*;

сос< А 1 .

(2.57)

Величина частоты озк по-прежнему равна

 

0)к

и

 

сос

 

К*

ту

'

 

 

 

Тогда, принимая во внимание,

что T2 — z/x,

а также выраже­

ния (2.57), окончательно получим: для системы с САУдя СОС

 

jecoc =

o,5

*7* + Р-с

 

СОС= с5

iТо + м-г

 

 

 

 

»

1 ГС

 

 

 

 

 

 

 

опт

 

 

 

 

 

 

 

7’* =

(7,3C)niax)

 

 

 

для системы с САУдя ИОС

 

 

 

 

 

v-ИОС—0 5

iT* -f~ и...

zhoc_ 5

iTо —)-*uii»

Ta —(T

1

__*

о

•

_±Z_lA •

Л ппт

 

’

^ппт

°

^

у #

V

з.и^тах*

(2. 58)

(2. 59)

Время выхода системы самолет — САУдя на заданное откло­

нение по высоте с точностью ±0,05ДЯзад определяется

по фор­

муле

 

О

(2. 60)

per '

“ с

 

Режим стабилизации заданной траектории в горизонтальной плоскости

Законы управления САУ

Внастоящее время наибольшее распространение в качестве систем автоматического управления боковым движением само­ лета на заданной траектории полета получили САУ так называе­ мой перекрестной схемы. Особенностью такой схемы является то, что позиционный сигнал отклонения от заданной траектории по­ дается в канал управления элеронами. В канале руля направле­ ния, как правило, устанавливается или демпфер рыскания или автомат бокового управления — АБУ [14].

Вобщем виде закон управления САУ для данного случая

записывается в следующем виде:

Гсп(А )8э= Гт(/?)у-СУзад(А);

W c u (p )K = W ay(р) «v- W„z (р) пг,

где

 

Узад

с ( Р ) ?•

51

Здесь

Ф — сигнал координаты

управления

боковым

 

движением самолета

(в

качестве

сигнала

 

ф могут быть использованы

угол

отклоне­

 

ния самолета от заданного курса

Дф, ли­

 

нейное или угловое отклонение от заданной

 

траектории полета £ или ек);

 

 

 

/э — передаточное число

САУ по сигналу угла,

W-i{p)

крена;

функции,

характеризующие

и W i(p )— передаточные

W^yip)

закон управления САУ в канале элеронов;

и W nz(p)— передаточные

функции,

характеризующие

 

закон управления АБУ.

 

 

 

Аналогично режиму стабилизации заданной

высоты полета

устойчивость бокового траекторного движения системы само­ лет— САУ может быть обеспечена применением двух групп за­ конов САУ. Первая группа законов содержит в своем составе сигнал угла курса (рыскания), вторая не содержит этого сиг­ нала, и устойчивость контура управления обеспечивается за счет введения в закон управления сигнала производной отклонения от заданной траектории.

На практике применимы следующие законы управления СЛУ:

в канале руля направления

 

 

 

 

 

U^cn (Р) К = W ay (р) <оу-

W nz(р) nz;

 

 

в канале элеронов

 

 

 

 

 

 

РК = ('VP'2 + РР+ С) Y — *,Y3« д(Р)

 

(2.61)

или

Т»Р

= (!*/?+ с) Y-

^злд {р)I

(2.62)

ТнР +

 

1

Ткр 4- 1

 

 

 

где Узал{Р)= ~ г ^ — *(С — Сза.О — дифференциальный

закон

уп­

равления;

 

 

 

 

(2. 63)

 

V

Дф — zp't, —х (С — Сза,) — смешанный

законт

уп-

Узад (Р) = Н -----—

равления.

Т4,Р+ 1

 

 

 

(2. 64)

 

 

 

 

При 2 = 0 выражение (2.64) принимает вид

 

 

 

Тзад(/°)~г'ф---------- Аф — л:(С— Сза.,)— изодромный

закон

управле-

ния.

7фР + 1

 

 

 

(2.65)

 

 

 

 

 

Р а с ч е т п е р е д а т о ч н ы х

ч и с е л

САУ.

 

 

П о р я д о к р а с ч е т а и и с х о д н ы е с и с т е м ы у р а в н е н и й

Расчет параметров САУ следует проводить в следующем по­ рядке.

1. Рассчитать передаточные числа автомата бокового упр ления. Автомат бокового управления предназначен для улучше­

52

ния динамических характеристик боковой управляемости

само­

лета — собственной частоты

и относительного

коэффициента

затухания

возмущенного

движения самолета

по углу

сколь­

жения при нулевом крене. Вследствие этого при

расчете

пара­

метров АБУ следует в уравнениях (1.7) положить у = 0-

Тогда

система уравнений (1.7) примет вид1:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

( 2. 66)

2.

Рассчитать

передаточные числа автопилота угла

крена;

при этом следует иметь в виду, что за время

установления

за­

данного угла крена движение самолета по углам курса и сколь­

жения

существенно

развиться не успевает.

Вследствие

этого

в системе уравнений

(2. 66)

можно отбросить уравнения

момен­

тов по углу курса (рыскания) и уравнение боковых сил

и

пре­

небречь углом скольжения, т. е. положить р~0. Тогда движение

самолета

по крену будет описываться следующим уравнением:

 

 

 

(A2+ M )Y + 638h= 0.

 

 

(2. 67)

3.

Рассчитать передаточные числа САУ по сигналам траекто­

рии. При расчете следует принять во внимание,

во-первых,

то,

что эволюции в горизонтальной плоскости совершаются при

управлении через элероны

координированно,

 

т. е. nz = 0 (осо­

бенно при наличии АБУ); во-вторых, время установления задан­ ного угла крена равно для системы самолет—АПТ Трегт —З-ч-7 с, время же выхода системы самолет — САУс на заданную траек­ торию полета равно / регс = 70-М00 с, т. е. в 15—20 раз больше.

Учитывая существенную разницу во времени установления угла крена и выхода системы самолет — САУс на заданную тра­ екторию, можно при расчетах передаточных чисел САУс в пер­ вом приближении пренебречь запаздыванием в установлении

угла крена и считать, что для каждого

момента

времени спра­

ведливо, что у ( 0 = Узад(t).

Кроме этого,

следует учесть, что при

управлении траекторией

полета угол

крена

ограничивается.

В этом случае угловая скорость самолета по курсу меняется мед­ ленно и поэтому угловым ускорением по курсу можно прене­ бречь. Тогда в системе уравнений (2.66) можно исключить урав­ нения моментов. В результате получим систему:

/>Лф+М = °;

/А+ иАлф — 'М— /Ао= 0;

 

Y=

Y8a =

( 2. 68)

 

1 В формуле (1.7) также положено аь = ае= Ь5 = Ье= 0.

53

Р а с ч е т п е р е д а т о ч н ы х ч и с е л АБУ

Одним из основных законов управления АБУ является закон вида

(2. 69)

ТиР + 1 '

‘

При расчете передаточного числа о полагают рн = 0, тогда си­ стема (2.66) с учетом (2.69) при р„ = 0 может быть представ­ лена в следующем виде:

(/»+

a i H + «2?= °;

— coi/+ (/? +

a4)Р= 0 >

(2.70)

где

<шАа\

.

п

57, 364

(2.71)

 

а2—

57 , З64 — G&y

 

а . = а , -----------------

 

4

57,3^4 — аа7

 

Рис. 2. 13. Область характеристик боковой управляемости самолета

причем удовлетворительная управляемость самолета в боковом движении соответствует значениям коэффициентов (рис. 2. 13)

а ' + а; = 3 -^ 5 .

(2.72)

С учетом (2.71) имеем

з = 57,3&4~(3^ 5) 7 (Да + агД*) .

(2.73)

(3 -г* о) CLf -f- Д3Л4

После расчета величины передаточного числа АБУ по сигналу боковой перегрузки о по системе уравнений (2.70), присоединив к ней закон управления демпфера рыскания

?/ :1А„

Т«Р

...

(2.74)

 

ТнР +

1

 

54

Смотрите также файлы