Система стабилизации летательного аппарата реферат

Обновлено: 02.07.2024

Техническое задание. Технические требования, предъявляемые к системе стабилизации ЛА. Исходные данные.

1 Динамическая модель ЛА. 6

2 Структурный синтез системы стабилизации ЛА. 10

3 Структурные схемы системы стабилизации ЛА. Описание работы системы стабилизации ЛА. 10

4 Рулевой привод ЛА. 11

4.1 Предварительный параметрический синтез системы стабилизации ЛА с использованием МСК. 11

4.2 Выбор типа рулевого привода. 14

4.3 Определение динамических и статических показателей рулевого привода. 16

4.4 Расчёт рулевой машинки. 17

4.4.1 Структурная схема нагруженной рулевой машинки. 17

4.4.2 Определение статической составляющей угла отклонения руля ЛА . 18

4.4.3 Определение статической составляющей угла отклонения руля ЛА . 18

4.4.4 Определение динамических составляющих угла отклонения руля ЛА и . 19

4.4.5 Определение параметров рулевой машинки. 21

4.4.6 Оценка энергетических параметров рулевой машинки. 21

5 Параметрическая оптимизация внутреннего контура системы стабилизации ЛА с ДГ. 24

6 Параметрический синтез системы стабилизации ЛА с использованием ЛЧХ. 27

7 Моделирование системы стабилизации ЛА и оценка её качественно - точностных показателей. 28

7.1 Режим стабилизации. 28

7.2 Режим наведения. 29

7.3 Моделирование системы стабилизации с учётом нелинейностей рулевого привода. 29

Рассчитать систему стабилизации в продольной плоскости статически устойчивого ЛА для двух режимов полёта – максимальной ( ) и минимальной ( ) скоростей. Наведение ЛА на цель осуществляется по методу пропорциональной навигации.

Система стабилизации должна удовлетворять следующим техническим требованиям:

Система стабилизации должна быть устойчивой и иметь:

запасы устойчивости по амплитуде ;

статическую ошибку по угловой скорости тангажа ;

по нормальному ускорению .

аэродинамическая схема – нормальная;

режим полёта – горизонтальный на заданной высоте ;

максимальный шарнирный момент ;

тяга двигательной установки ;

допустимая перегрузка ЛА ;

максимальный возмущающий момент ;

параметры стандартной атмосферы приведены в таблице 1;

изменение аэродинамических коэффициентов ЛА в зависимости от числа М приведено в таблице 2.

время полёта ЛА ;

коэффициенты передачи измерительных устройств:

датчика линейных ускорений ;

динамика рулевого привода (РП) описывается колебательным звеном:

коэффициент передачи обратной связи РП ;

коэффициент передачи кинематической передачи ;

коэффициент передачи ЭМП ;

коэффициент запаса по шарнирному моменту ;

давление рабочего тела, подаваемого от источника питания на рулевую машинку:

на горячем газе ;

питание электрической рулевой машинки – от бортовой сети постоянного тока ;

момент трения подвижных частей РП ;

максимальный управляющий сигнал системы наведения .

Таблица 1. Параметры стандартной атмосферы.

Таблица 2. Аэродинамические коэффициенты ЛА.

Таблица 3. Сводная таблица исходных данных.

Система автоматической стабилизации (ССТ) является одной из основных частей системы управления полётом и предназначена для стабилизации и управления угловым движением летательного аппарата (ЛА). Основное назначение ССТ заключается в улучшении устойчивости и управляемости ЛА. В беспилотных ЛА ССТ обеспечивает правильность выдачи сигналов управления при самонаведении и телеуправлении по двум каналам наведения.

ССТ представляет собой единую пространственную систему. Однако в процессе проектирования её принято разделять на три составные части: по каналам крена, тангажа и рыскания. Между этими каналами существуют аэродинамические и инерционные перекрёстные связи. Большое влияние ССТ оказывает на уменьшение перекрёстных связей между каналами и повышение точности наведения ЛА.

Качество ССТ определяется способностью парирования внешних возмущений и степенью влияния переменности параметров ЛА на динамические процессы отработки углов крена, тангажа и рыскания.

ССТ строятся по принципу следящих систем на основе отрицательных обратных связей (ОС). Замкнутая система должна быть устойчивой и хорошо демпфированной. Для корректной работы системы следует выбирать частоту среза ССТ в несколько раз (обычно более чем в 3 раза) выше частоты системы наведения. Однако следует иметь в виду, что слишком широкая полоса пропускания приводит к увеличению уровня шумов на выходе, и, как следствие, возрастают динамические ошибки.

Поскольку ССТ работает в двух режимах: режим стабилизации и режим отработки сигнала управления, то расчёт следует вести для каждого режима в отдельности. Кроме того, поскольку ЛА описывается в общем случае нелинейными нестационарными уравнениями, то после линеаризации уравнений возникает необходимость проведения независимых расчётов для нескольких характерных режимов полёта ЛА.

1 Динамическая модель ЛА.

Уравнения движения ЛА являются нелинейными нестационарными уравнениями высокого порядка. Их анализ весьма затруднителен, поэтому примем ряд допустимых упрощений, позволяющих проводить анализ динамики ЛА и синтез ССТ.

Далее проводят линеаризацию указанных уравнений, при этом, считая параметры опорного режима известными (их в частности можно получить, решая численными методами исходную систему нелинейных уравнений). В ходе линеаризации учитывают только первые производные ряда Тейлора. При этом, с целью упрощения получаемых линеаризованных уравнений, обычно принимают следующие допущения:

Предполагают углы атаки и рыскания опорного режима малыми, что позволяет избавиться от тригонометрических функций углов.

Предполагают, что составляющие угловой скорости вращения ЛА в невозмущённом полёте малы. Это позволяет не рассматривать слагаемые содержащие эти переменные.

Предполагают, что в невозмущённом движении боковые кинематические параметры и углы отклонения органов управления боковым движением являются достаточно малыми величинами.

В результате система линеаризованных уравнений движения ЛА распадётся на две независимые подсистемы: первая определяет продольное возмущённое движение ЛА, а вторая боковое возмущённое движение.

Поскольку перед нами поставлена задача разработки ССТ для продольного канала, далее будем рассматривать только уравнения продольного возмущённого движения ЛА. Этот тип движения разлагается на быстрое (быстро затухающее) и медленное (медленно затухающее) составляющие движения. Медленное движение является либо колебательным с большим периодом, либо апериодическим с большой постоянной времени. У ЛА с автоматической системой управления этап медленного движения обычно не успевает развиться. Объясняется это тем, что ССТ реагирует на изменение кинематических параметров в медленном движении соответствующими отклонениями органов управления, после чего возникает новое возмущённое движение. Таким образом, допустимым является рассмотрение только первого этапа возмущённого движения – быстрого движения.

Дальнейшее упрощение уравнений продольного движения связано с отбрасыванием слагаемого учитывающего влияние силы тяжести на возмущённое движение аппарата. Для манёвренных ЛА с малой нормальной силой, создаваемой органами управления, коэффициентами, содержащими нормальную силу, пренебрегают.

После проведения всех вышеуказанных упрощений получим следующую систему уравнений продольного движения:

Параметры определяются по таблице 2 в зависимости от режима полёта; скоростной напор рассчитывается по следующей формуле:

К системе (1) применим преобразование Лапласа и получим передаточную функцию (ПФ) ЛА от до :

По приведённым формулам произведём расчёт параметров ЛА для двух режимов. Результаты занесём в таблицу 4.

Построение областей устойчивости для различных моментов времени полета и исследование эффективности органов управления. Область устойчивости при повороте маршевого двигателя. Отклонение летательных аппаратов, возмущающая сила и область устойчивости.

Рубрика	Транспорт
Вид	контрольная работа
Язык	русский
Дата добавления	06.11.2013
Размер файла	1,6 M

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Введение

область устойчивость летательный аппарат

При исследовании устойчивости и управляемости летательного аппарата (ЛА) анализируется возмущенное движение, отличное от программного из-за воздействия различных возмущающих факторов. Динамические характеристики ЛА и автомата стабилизации (АС) должны обеспечивать максимальное совпадение параметров возмущённого и невозмущённого (программного) движения.

После выбора k₁, k₂ и определения всех коэффициентов уравнений возмущённого движения ЛА можно приступать к исследованию эффективности заданных органов управления. Под эффективностью понимают ускорение (линейное или угловое), которое приобретает ЛА при отклонении органов управления на единичный угол.

Эффективность в сочетании с предельно допускаемыми углами отклонения органов управления определяет максимальные управляющие моменты. Которые должны обеспечивать значения параметров возмущённого движения ЛА в пределах заданных ограничений.

При разработке технического проекта необходимо рассматривать ЛА с подвижным жидким топливом в баках. Алгоритм построения областей устойчивости с учетом малых колебаний жидкого топлива в баках приведен в работе [4]. В данной работе приводится методика выбора параметров демпфирующих устройств (приложение 3) с целью обеспечения локальной устойчивости ЛА с жидким топливом.

Цель работы. Методы расчета

Построение областей устойчивости для различных моментов времени полета и исследования эффективности органов управления.

При исследовании устойчивости и управляемости ЛА анализируются возмущенное движение, отличное от программного из-за воздействия различных возмущающихся факторов. Динамические характеристики ЛА и автомата стабилизации должны обеспечить максимальное совпадение параметров возмущенного и невозмущенного (программного) движения.

После выбора k1, k2 и определения всех к-ов уравнения возмущенного движения ЛА можно приступать к исследованию эффективности органов управления. Под эффективностью понимают ускорение (угловое или линейное), которое приобретает ЛА при отклонении органов управления на единичный угол. Эффективность в сочетании с предельно допускаемыми углами отклонения органов управления определяет максимальные управляющие моменты, которые должны обеспечивать значения параметров возмущенного движения ЛА в пределах заданных ограничений.

- смещение центра масс ЛА в возмущённом движении в проекции на связанную ось Cy;

- возмущение угла тангажа;

- отклонение органов управления в возмущенном движении по каналу тангажа;

- максимальный угол отклонения рулей по тангажу;

- момент инерции ЛА относительно связанной оси C_z;

, - возмущающая сила и момент в плоскости тангажа;

- скорость ЛА в возмущенном движении в проекции на связанную ось C_y;

- скорость центра масс ЛА в программном движении;

, - производные от коэффициентов подъемной силы по углам атаки и отклонения рулей;

- коэффициент лобового сопротивления ЛА при нулевом угле атаки;

, - тяга двигателей и управляющих двигателей соответственно;

, - коэффициенты демпфирования по каналу тангажа;

T₁, T₂ - постоянные времени автомата стабилизации;

k₁, k₂, k₃, k₄ - коэффициенты усиления автомата стабилизации;

a - расстояние между осями двигателей в плоскости Cxy;

- расстояние от центра масс ЛА до свободной поверхности жидкости в баке с номером k;

- расстояние от центра масс ЛА до точки приложения управляющей силы;

, - коэффициенты уравнений движения ЛА.

Исходные данные

Секунда полета 4

Время действия ветра 4

Профиль ветра а, в

Способ управления: поворотные маршевые двигатели и управление дросселированием

Геометрические размеры Sмид=28, 2мІ L=52, 5м

Окислитель О?, с=1100 кг/мі

Горючее H?, с=70 кг/мі

Масса топлива первой ступени Мт1=251т

Весовое соотношение компонентов топлива 5

Объем газовой подушки в баках 0, 03*Vкомпонентов

Момент инерции и ц. т. всего ЛА Хцт=33, 6м

При не заправленной первой ступени lz=19610 т мІ

Способ управления по тангажу рассогласование тяги

Перекос двигательной установки 0, 001

Ускорение свободного падения g=9, 81 м/сІ

Расстояние между осями двигателей, а=2, 2м

Краткое изложение методики выполнения работы

Алгоритм построения областей устойчивости ЛА

Замкнутая система уравнений возмущённого движения по каналу тангажа имеет вид:

Динамические к-ты подсчитываются по следующим формулам:

К-ты, характеризующие эффективность средств управления, определяются по формулам:

при использовании поворотного маршевого двигателя

где - расстояние от точки приложения управляющих сил до центра масс ЛА;

В случае рассогласования тяги связи маршевых двигателей:

При управлении рассогласованием тяги под понимается степень дросселирования или форсирования тяги:

Значения k₁ и k₂, соответствующие границе области устойчивости, определяются в зависимости от частоты по формулам:

Каждому значению соответствуют определённые значения k₁ и k₂. Т. е. точка в плоскости. Частота варьируется не от -? до +?, а только от до . Зависимости и являются чётными.

После построения нескольких кривых D-разбиения определяется зона общей устойчивости, прямоугольник ограниченный прямыми , , , . Разбив этот прямоугольник на сетку и обеспечив достаточный шаг, проверяются точки плоскости, являющиеся узлами сетки, на принадлежность к общей области устойчивости. Каждая точка проверяется по критерию Рауса-Гурвица для всех рассматриваемых моментов времени. После обнаружения 50 точек общей области или после перебора всех узлов сетки (если общих точек меньше 50) вычисляются коэффициенты k1 * и k₂ * по формулам

где k₁ * _min, k₁ * _max, k₂ * _min, k₂ * _max - минимальные и максимальные значения коэффициентов, принадлежащих общей области устойчивости.

Определяются все коэффициенты, входящие в уравнения системы (1). Проводится интегрирование этой системы уравнений. В процессе интегрирования определяются возмущения параметров движения ЛА . ?Vy, ?y и ?д?.

Выполнения работы

Управление отклонением маршевого двигателя.

Область устойчивости при повороте маршевого двигателя

Динамические коэффициенты, характеризующие эффективность органов управления:

cyd=3705000, 000 ctd=-85406984, 600

k1= 2, 788 k2= 2, 053

а) Профиль ветра - а. Время действия - 4 с. Максимальная скорость - 20 м/с

Об эффективности органов управления и качестве переходного процесса судить по диаграммам угла тангажа ЛА и угла отклонения рулей.

Отклонение ЛА по тангажу

Отклонение рулей ЛА

б) Профиль ветра - в. Время действия - 4 с. Максимальная скорость - 20 м/с

Об эффективности органов управления и качестве переходного процесса можно судить по диаграммам угла тангажа ЛА и угла отклонения рулей.

Отклонение ЛА по тангажу

Отклонение рулей ЛА

Управление дросселированием тяги маршевых двигателей.

Динамические коэффициенты, характеризующие эффективность органов управления:

cyd=0, 000 ctd=-8151000, 000

k1= 29, 225 k2= 21, 515

а) Профиль ветра - а. Время действия - 4 с. Максимальная скорость - 20 м/с

Отклонение ЛА по тангажу

Отклонение рулей ЛА

б) Профиль ветра - в. Время действия - 4 с. Максимальная скорость - 20 м/с

Отклонение ЛА по тангажу

Отклонение рулей ЛА

В обоих случаях ?? и ?д? стремятся к нулю, затухают. Система устойчива (критерий Ляпунова).

При сравнении областей устойчивости для разных органов управления можно заметить, что при управлении дросселированием значения коэффициентов k1 и k2, образующих границу области устойчивости, на порядок больше соответствующих коэффициентов при управлении поворотом МДУ. Это говорит о том, что при управлении дросселированием требуются большие коэффициенты усиления, следовательно, органы управления сами по себе менее эффективны.

Сравнение воздействия ветровой нагрузки показывает, что при знакопеременной возмущающей силе и моменте (профиль в) амплитуда отклонения угла ЛА в начальный момент действия возмущения значительно меньше, это объясняется тем, что импульс силы в случае знакопеременного ветрового воздействия значительно меньше импульса силы в случае знакопостоянного воздействия.

На графиках видно, что при одном и том же угле отклонения ЛА углы отклонения органов управления, следовательно, можно сделать вывод о том, что отклонение МДУ является более эффективным.

1) Сравнение эффективности органов управления ЛА

[1/cІ] - угловое ускорение поворота ЛА при отклонении органа управления на 1 градус.

1) Отклонение мду

Анализ ветровой нагрузки.

Вид ветровой нагрузки не влияет на построение областей устойчивости, так как силой и возмущающим моментом при решении системы уравнений возмущенного движения для построения областей устойчивости мы пренебрегаем из-за их малости.

Подобные документы

Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.

контрольная работа [79,2 K], добавлен 14.06.2010

Типы беспилотных летательных аппаратов. Применение инерциальных методов в навигации. Движение материальной точки в неинерциальной системе координат. Принцип силовой гироскопической стабилизации. Разработка новых гироскопических чувствительных элементов.

реферат [49,2 K], добавлен 23.05.2014

Обеспечение безопасности полетов. Анализ опасных сближений самолетов. Цифровой метод определения временного критерия опасности. Определение взаимного расположения летательных аппаратов в горизонтальной плоскости. Модуль динамической экспертной системы.

дипломная работа [885,0 K], добавлен 16.04.2012

Проведение расчета показателей эксплуатационной надежности по изделиям летательных аппаратов и авиационных двигателей с учетом периодичности их ТО. Анализ режимов выборочного контроля опасных зон в конструкции планера. Авиамодели технического состояния.

контрольная работа [439,1 K], добавлен 26.10.2013

Изучение устройства и принципа действия системы курсовой устойчивости автомобиля. Определение наступления аварийной ситуации. Исследование способов сохранения устойчивости и стабилизации движения автомобиля с помощью системы динамической стабилизации.

Техническое задание. Технические требования, предъявляемые к системе стабилизации ЛА. Исходные данные.

Техническое задание.

Рассчитать систему стабилизации в продольной плоскости статически устойчивого ЛА для двух режимов полёта – максимальной () и минимальной () скоростей. Наведение ЛА на цель осуществляется по методу пропорциональной навигации.

Технические требования.

Система стабилизации должна удовлетворять следующим техническим требованиям:

Система стабилизации должна быть устойчивой и иметь:

¾ запасы устойчивости по амплитуде ;

¾ статическую ошибку по угловой скорости тангажа ;

по нормальному ускорению .

Исходные данные.

¾ аэродинамическая схема – нормальная;

¾ режим полёта – горизонтальный на заданной высоте ;

¾ максимальный шарнирный момент ;

¾ тяга двигательной установки ;

¾ допустимая перегрузка ЛА ;

¾ максимальный возмущающий момент ;

¾ параметры стандартной атмосферы приведены в таблице 1;

¾ изменение аэродинамических коэффициентов ЛА в зависимости от числа М приведено в таблице 2.

¾ время полёта ЛА ;

¾ коэффициенты передачи измерительных устройств:

o дифференцирующего гироскопа ;

o датчика линейных ускорений ;

¾ динамика рулевого привода (РП) описывается колебательным звеном:

o коэффициент передачи обратной связи РП ;

o коэффициент передачи кинематической передачи ;

o коэффициент передачи ЭМП ;

o коэффициент запаса по шарнирному моменту ;

¾ давление рабочего тела, подаваемого от источника питания на рулевую машинку:

o на горячем газе ;

¾ питание электрической рулевой машинки – от бортовой сети постоянного тока ;

¾ момент трения подвижных частей РП ;

¾ максимальный управляющий сигнал системы наведения .

Таблица 1. Параметры стандартной атмосферы.

10	15	20
0,414	0,195	0,089
299,45	295,07	295,07

Таблица 2. Аэродинамические коэффициенты ЛА.

1,0	2,08	1,5	0,19	0,25
1,2	2,16	1,57	0,25	0,32
1,4	2,22	1, 6	0,3	0,35
1,6	2,22	1,6	0,36	0,35
1,8	2,15	1,5	0,41	0,33
2,0	2,05	1,4	0,4	0,29
2,2	1,9	1,31	0,35	0,26
2,4	1,7	1,24	0,32	0,23
2,6	1,56	1,17	0,29	0,22
2,8	1,47	1,08	0,27	0,21
3,0	1,4	1,0	0,25	0,2
3,2	1,33	0,92	0,23	0,19
3,4	1,28	0,85	0,215	0,18
3,6	1,24	0,79	0,20	0,178
3,8	1,21	0,75	0,195	0,175

Таблица 3. Сводная таблица исходных данных.

После проведения всех вышеуказанных упрощений получим следующую систему уравнений продольного движения:

К системе (1) применим преобразование Лапласа и получим передаточную функцию (ПФ) ЛА от до :

По приведённым формулам произведём расчёт параметров ЛА для двух режимов. Результаты занесём в таблицу 4.

Система автоматического управления полетом ЛА состоит из датчиков, предназначенных для получения информации о режимах и условиях полета; вычислителей и корректирующих устройств, служащих для переработки информации и формирования законов управления; усилительных устройств и исполнительных механизмов, служащих для усиления сигналов и передачи на органы управления и т.д. Структурные особенности САУ оцениваются ее законом управления, под которым подразумевают требуемую зависимость выходных сигналов исполнительных механизмов от совокупности входных сигналов.

Содержание

ВВЕДЕНИЕ……………………………………………………………………………..12
1 СОСТОЯНИЕ ИССЛЕДУЕМОГО ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ПРОEКТИРОВАНИЯ……………………………………………………………………14
Общая характеристика проблемы и существующие пути ее решения………. …14
Анализ технического задания……………………………………………………….16
Анализ литературы…………………………………………………………………..17
АНАЛИЗ И СИНТЕЗ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ……19
Описание объекта управления………………………………………………………19
Математическое описание объекта управления……………………………………20
Разработка функциональной схемы САУ………………………. ………………..24
Выбор элементов системы………………………………………………………. …26
Машинное моделирование исследуемой системы управления…………………. 29
ПОЛУНАТУРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ………………………………………..…42
КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ……………………………………………………..46
ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ ЧАТЬ………………………………………………………52
Качественная оценка технологичности…………………………………………….52
Количественная оценка технологичности………………………………………….53
Разработка технологической схемы сборки………………………………………..54
Разработка маршрутной технологии………………………………………………..56
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ………………………………………………………..57
ОХРАНА ТРУДА…………………………………………………………………….61
Классификация опасных и вредных производственных факторов……………….61
Анализ вредных и опасных факторов при производстве вычислительного блока……………………………………………………………………………….…64
Пожаробезопасность………………………………………………………………. 65
Исследование и расчетестественнойосвещенности в производственныхпомещениях…………………………………………………………………………. 66
ЗАКЛЮЧЕНИЕ…………………………………………….…………………………….69
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ……

Работа содержит 1 файл

Записка.docx

1 СОСТОЯНИЕ ИССЛЕДУЕМОГО ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ПРОEКТИРОВАНИЯ……………………… ……………………………………………14

Общая характеристика проблемы и существующие пути ее решения………. …14
Анализ технического задания………………………………………………………. 16
Анализ литературы…………………………………………………… ……………..17

Описание объекта управления…………………………………………………… …19
Математическое описание объекта управления……………………………………20
Разработка функциональной схемы САУ………………………. ………………..24
Выбор элементов системы……………………………………………………….. .…26
Машинное моделирование исследуемой системы управления…………………. 29

Качественная оценка технологичности……………………………………… …….52
Количественная оценка технологичности……………………………………… ….53
Разработка технологической схемы сборки………………………………………..54
Разработка маршрутной технологии……………………………………………….. 56

Классификация опасных и вредных производственных факторов……………….61
Анализ вредных и опасных факторов при производстве вычислительного блока………………………………………………………………… …………….…64
Пожаробезопасность……………………………… ………………………………. 65
Исследование и расчетестественнойосвещенности в производственныхпомещениях………… ………………………………………………………………. 66

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ……………………………………71

Системы автоматического управления полетом занимают важное место на современных летательных аппаратах. Без таких систем невозможно эффективное применение авиации, космических аппаратов и баллистических ракет.

Одной из основных задач, которые решаются автопилотом, является стабилизация угла тангажа и автоматическое управление им. Эта задача выполняется при помощи продольного канала автопилота, воздействующего или только на руль высоты или одновременно на руль высоты и двигатель.

Автоматическое управление угловым положением осуществляется путем отклонения рулей при появлении рассогласований между текущими и требуемыми значениями угловых параметров положения самолета.

Современный этап развития систем управления характеризуется широким внедрением принципов адаптации, применением бортовых цифровых устройств для формирования алгоритмов управления и контроля, повышением надежности средств получения и переработки информации и исполнения команд управления.

Благоприятное влияние автоматики на процесс управления самолетом проявляется в улучшении качества переходных процессов возвращения самолета к исходному режиму по угловым параметрам после непроизвольного отклонения под действием внешних возмущений.

1. ОЦЕНКА СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ САМОЛЁТА ПО УГЛУ ТАНГАЖА

1.1. Состояние проблемы.

Необходимость управления углом тангажа обусловлена статичностью самолета как объекта управления по этой координате в продольном короткопериодическом движении под действием внешнего момента тангажа или вертикального ветра. При решении этой задачи пилот, наблюдая за изменением угла тангажа по указателю авиагоризонта, воздействует на колонку штурвала и отклоняет руль высоты таким образом, чтобы самолет удерживал требуемое значение угла тангажа или изменял его соответствующим образом. Для освобождения пилота от необходимости ручной стабилизации и управления продольным короткопериодическим движением самолета служат автопилоты угла тангажа.

Важным параметром при управлении самолетом является стабилизация (сохранение) требуемого значения угла тангажа, особое внимание следует уделять стабилизации высоты при посадке и взлете самолета.

Задача автоматического управления угловым положением самолета является одной из основных задач, возникающих при пилотировании. Исторически эта задача ставилась и решалась даже раньше, чем задача автоматического демпфирования и улучшения устойчивости и управляемости самолета. Поэтому автоматические средства управления угловым положением самолета-автопилоты стали прообразами современных систем автоматического управления полетом. Автоматическое управление угловым положением осуществляется путем отклонения рулей при появлении рассогласований между текущими и требуемыми значениями угловых параметров положения самолета.

Автоматическое управление углом тангажа самолета связано как с вращением самолета относительно поперечной оси, то есть с изменением самого угла тангажа, так и с поворотом вектора скорости. Если вращение самолета относительно поперечной оси совершается под действием продольных моментов, то поворот вектора скорости вызывается изменением нормальных сил. Вращение продольной оси описывается уравнением продольных моментов, а вращение поворота вектора скорости – уравнением нормальных сил, причем повороты продольной оси и вектора скорости взаимно связаны через угол атаки. Как изменение угла тангажа, так и изменение угла наклона траектории изменяют угол атаки, которым определяется, с одной стороны, величина продольного момента собственной устойчивости, а с другой – величина подъемной силы.

В продольных каналах автопилотов, предназначенных для установки на самолеты с до звуковыми скоростями, управление осуществляется лишь воздействием на руль высоты.

Автоматизация летательных аппаратов должна быть комплексной, то есть такой, при которой автоматизируется вся последовательность функций по сбору информации о режимах полёта и об обстановке в воздухе, по переработке информации, выработке законов управления, по управлению, наведению и контролю.

Основное назначение ЛА сводится к осуществлению полёта по требуемой траектории. При этом следует иметь в виду, что непрерывное удержание центра тяжести ЛА на намеченной траектории еще недостаточно для осуществления полёта по–заданному маршруту. Для этого, необходимо сохранение вполне определенного положения ЛА по отношению к заданной траектории в каждой её точке.

Выполнение указанных условий осложняется тем, что движение ЛА сопровождается неизбежными его отклонениями от заданной траектории и необходимого положения в пространстве. Возникновение таких отклонений обуславливается неоднородностью окружающей среды, изменениями положения центра тяжести ЛА.

Автоматическое управление углом тангажа в продольном движении самолета.

На рис.1.1.1 представлена кинематическая схема продольного движения самолета.

Рисунок 1.1.1 – Кинематическая схема продольного движения самолета

На рис.1 приняты следующие обозначения:

- угол отклонения руля высоты;

Р - сила тяги, принимаемая совпадающей по направлению с продольной осью ЛА;

М_В – возмущающий момент;

- угол наклона траектории;

X – сила лобового сопротивления;

У - подъемная сила;

G - сила тяжести.

Система управления продольным каналом обеспечивает стабилизацию тангажа, используя информацию о нем и угловой скоростью.

Полет самолета осуществляется под влиянием сил и моментов, действующих на него. Отклоняя органы управления, летчик может регулировать величину и направление сил и моментов, изменяя параметры движения самолета в желаемую сторону. Для прямолинейного и равномерного полета необходимо, чтобы все силы и моменты были уравновешены. При этом обязательно должно соблюдаться и равновесие моментов, так как иначе самолет начинает вращаться. Равновесие, созданное летчиком, может быть нарушено воздействием какого-либо возмущающего фактора, например, турбулентностью атмосферы или порывами ветра.

Таким образом, стабилизация угла тангажа самолета на данный момент во всем мире является наиболее актуальной проблемой, так как именно этой по причине случается огромное количество катастроф и аварий.

1.2.Анализ технического задания

Целью данного курсового проекта является разработка системы стабилизации самолёта по углу тангажа. В техническом задании описаны первичные характеристики объекта управления, которые полностью описывают условия эксплуатации заданного обьекта.

В техническом задании приведены требования к качеству процесса управления, с помощью которых возможно однозначно определить структуру и параметры законов управления контуров системы, обеспечивающих устойчивость и качество процессов управления.

Предельные массово-габаритные характеристики оборудования возможно использовать в конструкторской части проекта при проектировании или выборе измерительных устройств.

С помощью вида движения и режима полёта заданных в ТЗ можно получить представление опорной траектории объекта управления, используемой в процессе формирования линейной модели. Также вид движения и режим полёта служат основой для изучения рабочих моделей объекта управления в виде системы линейных дифференциальных уравнений, передаточных функций и матриц.

Управление полётом должно сводиться к управлению параметрами режима полёта: угловыми и линейными координатами, скоростями и ускорениями. В процессе управления должны достигаться высокое качество переходного процесса, самоконтроль измерителей параметров движения, обеспечиваться указанные в ТЗ запасы устойчивости.

1.3. Обзор литературы.

Системы автоматического и полуавтоматического управления полетом относятся к числу наиболее важных и стремительно развивающихся систем летательных аппаратов. Эти системы в процессе функционирования объединяют многочисленные подсистемы, используют информацию разнообразных датчиков. [4]

Режим полета летательного аппарата характеризуется многими взаимосвязанными параметрами. Задание и поддержание режима полета возможно в том случае, когда его основные параметры известны и их можно изменять по желанию. К числу основных параметров режима полета летательного аппарат относятся его линейные и угловые координаты, скорости, ускорения и т.д. [2]

СИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ ПРОДОЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

по дисциплине: СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛА

УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИ ЛА. ОСНОВНЫЕ ПФ…………………………………………..3

Синтез оптимальной системы стабилизации………………………………8

СИНТЕЗ ФИЛЬТРА КАЛМАНА ДЛЯ СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ ТАНГАЖА……12

УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИ ЛА. ОСНОВНЫЕ ПФ.

Существуют различные методы синтез систем управления. В данном курсовом проекте рассматривается проектирование СУ в частотной области. Исходными данными для синтеза являются передаточные функции и частотные характеристики. Рассмотрим для примера средний поршневой самолет, летящий со скоростью 80 м/с на высоте 1 км. Уравнения движения ЛА имеют вид:

где и - возмущающие силы вдоль соответствующих осей;

- соответственно углы тангажа, наклона траектории и атаки;

- отклонение руля высоты (управляющее воздействие);

- характеризует аэродинамическое демпфирование ЛА в продольной плоскости;

- характеризует устойчивость ЛА по углу атаки или перегрузке;

- характеризует эффективность руля высоты;

- характеризует свойство управляемости ЛА.

Основные передаточные функции ЛА:

; ;

; .

Все эти коэффициенты считаются в программе, написанной в MatLab, текст которой приведён в Приложении1.

Ниже на рисунках 1 - 3 приведены переходные процессы некоторых ПФ, из них следует, что ЛА устойчив.

Рисунок 1. Переходный процесс по углу тангажа при отклонении руля высоты на 1 градус.

Рисунок 2. Переходный процесс по углу атаки при отклонении руля высоты на 1 градус.

Рисунок 3. Переходный процесс по углу тангажа при изменении угловой скорости руля высоты на 1 град/с.

СИНТЕЗ РУЛЕВОГО ПРИВОДА

Структурная схема РП представлена на рисунке 1.

Рисунок 4. Структурная схема РП.

Коэффициенты К1 и К2 определяем с помощью блока NCD Outport, задавая параметры переходного процесса. При этом изначально в схеме задаются следующие значения коэффициентов:

В результате получили:

К2=К_ЖОС·К2’=480, где К_ЖОС=0,9 В/град => K2’=533,33

А если учесть, что К_РМ=0,5 град/с/мА и принять , то тогда K1’=1, K2’=1,48.

В итоге получим схему:

Рисунок 5. Структурная схема РП (конечный вариант).

Синтез оптимальной системы стабилизации

1. Запишем уравнения ЛА в виде.

;

1.1. Исходные уравнения имеют вид:

;

Обозначим , , получим

;

; ; ; ; B₁= B.

1.2. Выбор матриц C и D определяется (На этапе синтеза системы стабилизации!) переменными, графики которых необходимо анализировать. Если представляют интерес графики и, тогда

; D=0.

2. Зададим матрицы весовых коэффициентов функционала

где ; ; ;

, ; , ;, ; , .

3. Вычислить матрицу коэффициентов передачи оптимального закона управления k

u (t) = -Kx(t).

Или для данного случая

В программе матрица k вычисляется с помощью команды

-0.8837 -0.8864 -0.5305

4. Замкнуть систему. Уравнения замкнутой системы.

Вычислим матрицу A1

5. При синтезе системы стабилизации тангажа важным параметром является . По заданию , где определяется типом РМ.

5.1. Покажем сначала, как построить график производных вектора выхода

Пусть уравнение объекта имеет вид

, D=0.

Дифференцируя уравнение измерений и учитывая первое уравнение, получим:

Введем новый вектор выхода , тогда:

где ,.

5.2. Используем полученный результат для построения .

Для оптимального ЗУ:

, .

Организуем вектор выхода:

где , .

Компоновка замкнутой системы управления

Корректируя матрицы Q и R сформируем оптимальную систему стабилизации. Для этого будем менять в программе значения следующих переменных , , , , пределы значений которых указаны выше. Построим переходные процессы для выходного вектора при действии единичного возмущения. При этом необходимо определить время регулирования ; максимальное значение и . Сравнить их с допустимыми значениями . Определить и сравнить с .

Читайте также: