Поможем в ✍️ написании учебной работы

Имя

Поможем с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой

Выберите тип работыЧасть дипломаДипломная работаКурсовая работаКонтрольная работаРешение задачРефератНаучно - исследовательская работаОтчет по практикеОтветы на билетыТест/экзамен onlineМонографияЭссеДокладКомпьютерный набор текстаКомпьютерный чертежРецензияПереводРепетиторБизнес-планКонспектыПроверка качестваЭкзамен на сайтеАспирантский рефератМагистерская работаНаучная статьяНаучный трудТехническая редакция текстаЧертеж от рукиДиаграммы, таблицыПрезентация к защитеТезисный планРечь к дипломуДоработка заказа клиентаОтзыв на дипломПубликация статьи в ВАКПубликация статьи в ScopusДипломная работа MBAПовышение оригинальностиКопирайтингДругое

Нажимая кнопку "Продолжить", я принимаю политику конфиденциальности

  Рассмотрим статическую систему автоматического управле­ния углом тангажа (рис. 5), включающую контур управления угловой скоростью и контур управления углом тангажа. Переда­точная функция ЛА взята в предположении постоянства скоро­сти полета. На структурной схеме не показаны внешние возмущения  и , действующие на ЛА.

Рис. 5. Структурная схема системы управления углом тангажа.

 Закон управления системы берем в виде:

                  (58)

 где  — заданное значение угла тангажа.

Решая уравнение (58) совместно с уравнениями (19), получим

    (59)

   где  

 

    Выбор параметров системы управления следует производить из условий неискаженного воспроизведения заданного угла тан­гажа  при слабом реагировании на возмущения  и . Если передаточные числа  и  выбрать достаточно большими, то реакция системы на возмущения  и  будет слабой.

 

САУ углом тангажа посредством астатического автопилота.

 

Рассмотрим управление углом тангажа посредством астатического автопило­та (рис. 6). Закон управления примем в виде

               (60)

Рис. 6. Структурная схема продольного канала астатического авто­пилота.

 

Для исследования переходных процессов решим уравнение (60) совместно с уравнениями (19):

          (61)

                   где  

Поскольку возмущение  входит под знак оператора диффе­ренцирования, то система не имеет статических погрешностей по отношению к углу тангажа.

  Передаточная функция по управляющему сиг­налу:

        (62)

         где       

САУ углом тангажа посредством изодромного автопилота.

  При изодромном автопилоте система не имеет статических погрешностей по угловым координатам, поэтому такой автопилот применяется на самолетах, требующих точной стабилизации уг­ловых координат. Рассмотрим систему управления углом танга­жа, включающую изодромный автопилот (рис. 7).

Закон управления такого автопилота, можно представить в виде

                  (63)

     где  - постоянная времени изодрома.

Если воспользоваться тем, что правая часть выражения (63) за счет функции-онирования обратной связи в каждый мо­мент времени равна нулю, то:

                (64)

Структурная схема (рис. 7, а) соответствует выраже­нию (64).

 

Рис. 7. Структурная схема продольного канала авто­пилота

Закон управления (64) отличается от закона управления статического автопилота множителем . Для высокочастотных сигналов в контуре управления угловой скоростью тангажа можно принять  и тогда получаем структурную схему, показанную на рис. 7, б.

Лекция 13.

План

1. САУ углом курса. Статический автопилот.

2. САУ углом курса. Астатический автопилот.

САУ углом курса.

Рассмотрим поведение самолета по углу рыскания, управляе­мого автопилотом (рис. 8). Простейшим движением рыскания является колебание продольной оси самолета в горизонтальной плоскости по отношению к вектору скорости, описываемое урав­нением:

                    (65)

Уравнение статического автопилота возьмем в виде

                   (66)

        где  и  — передаточные числа;  — заданный курсовой угол.

Из уравнений (65) и (66) находим

                               (67)

            где                   

   Системе (67) свойственна статическая ошибка, величина которой определится из условия :

                             (68)

  Видно, что для уменьшения статической ошибки необходимо увеличивать передаточное число по позиционному сигналу.

Рис.8. Структурная схема канала рысканья

   Предполагая момент  постоянным, найдем его величину для самолета с двумя двигателями, расположенными на расстоянии 5 м от продольной оси. Пусть тяга двигателя 8000 кгс, а неточ­ность регулирования тяги составляет 10%. Возмущающий отно­сительный момент будет (момент инерции ):

Статическая ошибка при  =0,545 (см. ниже)

 

В некоторых случаях такая ошибка недопустима, поэтому вместо статического применяют астатический автопилот.

Рис. 9. Структурная схема канала рыскания астатического автопилота

Поведение самолета с астатическим автопилотом (рис. 9), закон которого возьмем в виде

              (69)

описывается уравнением

       (70)

Здесь

    где и — погрешности измерения курса и угловой скорости рыскания.

   Из уравнения (70) видно, что поскольку возмущающий мо­мент  стоит под знаком дифференцирования, то статическая по­грешность от этого момента будет отсутствовать. Вместе с тем видно, что погрешности в измерении курса  и угловой скоро­сти рыскания  являются возмущающими факторами и цели­ком переходят в соответствующую погрешность стабилизации курса. Таким образом, автопилот не может стабилизировать кур­совой угол (угол тангажа или крена) с большей точностью, чем точность измерения этого угла и его производных.

 

 

Лекция 14.

План

1. САУ углом крена.

2. Принципы построения самонастраивающихся автопилотов.

САУ углом крена.

    Для управления углом крена используется специальный канал автопилота, называемый каналом крена. Законы управления канала крена обычно имеют ту же структуру, что и законы управ­ления каналов тангажа и рыскания. Для выбора пере­даточных чисел канала крена необходимо исследовать динамику переходного процесса в системе, включающей самолет и канал крена.

Уравнение движения самолета по углу крена возьмем в виде  

                                  (71)

Это уравнение отличается от уравнения (32) членом  которым мы пренебрегаем ввиду его малости.

 

    Рассмотрим поведение самолета с автоматом крена при двух законах управления:

Рис. 10. Структурная схе­ма канала крена статиче­ского автопилота

статическим (рис. 10):

                               (72)

астатическим (рис. 11):

                   (73)

 

Рис. 11. Структурная схема канала крена астатического автопилота

 

          Решая уравнения (72) и (73) совместно с уравнением (71), получим:

для статической системы

                       (74)

             где                          

для астатической

                       (75)

             где