РАСЧЁТ ЗАКОНА УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЁТА
Оглавление
Введение
1. Математическое описание продольного движения самолета
1.1 Общие сведения
1.2 Уравнения продольного движения самолета
1.3 Силы и моменты при продольном движении
1.4 Линеаризованные уравнения движения
1.5 Математическая модель привода стабилизатора
1.6 Математические модели датчиков угловой скорости и перегрузки
1.7 Математическая модель датчика положения штурвала
2. Техническое задание на разработку алгоритма ручного управления продольным движением самолета
2.1 Общие положения
2.2 Требования к статическим характеристикам
2.3 Требования к динамическим характеристикам
2.4 Требования к разбросам параметров
2.5 Дополнительные требования
3. План выполнения курсовой работы
3.1 Этап анализа
3.2 Этап синтеза
4. Рекомендации к выбору желаемых собственных значений
Введение
Целью курсовой работы является закрепление материала первой части курса ТАУ [1] и освоение модальной методики расчета алгоритмов управления на примере синтеза закона управления продольным движением самолета. Методические указания содержат вывод математических моделей продольного движения самолета, электрогидравлического привода руля высоты, датчиков положения штурвала, угловой скорости тангажа, перегрузки, а также приводятся числовые данные для гипотетического самолета.
Одним из наиболее ответственных и трудных моментов при реализации методики модального синтеза является выбор желаемых собственных значений. Поэтому приведены рекомендации по их выбору.
1. Математическое описание продольного движения самолета
Общие сведения
Полет самолета осуществляется под влиянием сил и моментов, действующих на него. Отклоняя органы управления, летчик может регулировать величину и направление сил и моментов, тем самым, изменяя параметры движения самолета в желаемую сторону. Для прямолинейного и равномерного полета необходимо, чтобы все силы и моменты были уравновешены. Так, например, в прямолинейном горизонтальном полете с постоянной скоростью подъемная сила равна силе тяжести самолета, а тяга двигателя – силе лобового сопротивления. При этом обязательно должно соблюдаться и равновесие моментов. В противном случае самолет начинает вращаться.
Равновесие, созданное летчиком, может быть нарушено воздействием какого-либо возмущающего фактора, например, турбулентностью атмосферы или порывами ветра. Поэтому когда режим полета установлен, требуется обеспечить устойчивость движения.
Другой важнейшей характеристикой самолета является управляемость. Под управляемостью самолета понимают его способность реагировать на перемещение рычагов управления (органов управления). О хорошо управляемом самолете летчики говорят, что он хорошо «ходит за ручкой». Это означает, что для выполнения требуемых маневров летчику необходимо совершить простые по характеру отклонения рычагов и прилагать к ним небольшие по величине, но четко ощутимые усилия, на которые самолет отвечает соответствующими изменениями положения в пространстве без излишнего запаздывания. Управляемость – важнейшая характеристика самолета, определяющая возможность полета. На неуправляемом самолете летать невозможно.
Летчику одинаково трудно управлять самолетом, когда требуется прикладывать большие усилия к рычагам управления и выполнять большие перемещения штурвала, а также когда отклонения штурвала и усилия, потребные для их отклонения, слишком малы. В первом случае летчик быстро утомляется при совершении маневров. О таком самолете говорят, что он «тяжел в управлении». Во втором случае самолет реагирует на малое, иногда даже непроизвольное перемещение ручки, требуя от летчика большого внимания, точного и плавного управления. О таком самолете говорят что он «строг в управлении» [2].
На основе летной практики и теоретических исследований установлено, какими должны быть характеристики устойчивости и управляемости, чтобы удовлетворить требованиям удобного и безопасного пилотирования. Один из вариантов формулирования этих требований представлен в техническом задании на курсовую работу.
Общие положения
Требуется разработать алгоритм ручного управления продольным движением самолета для одного из режимов полета в соответствии с заданным номером варианта. Исходные данные для проектирования представлены в таблице 1.
Требования к статическим характеристикам
Расход штурвала летчика на единицу перегрузки должен быть не менее 40 мм и не более 60 мм.
Требования к динамическим характеристикам
При ступенчатом отклонении штурвала время регулирования по нормальной перегрузке не должно превышать 1,5 сек. при величине перерегулирования не более 10%. Переходный процесс по угловой скорости тангажа по времени регулирования не нормируется, но перерегулирование при ступенчатом отклонении штурвала не должно превышать 100%.
Требования к разбросам параметров
Динамические и статические характеристики системы управления должны удовлетворять сформулированным выше требованиям при неопределенности эффективности стабилизатора 
в пределах ±20%.
2.5 Дополнительные требования
Допускаются автоколебания по перегрузке с амплитудой не более 0,02.
3. План выполнения курсовой работы
Целью работы является расчет алгоритма управления продольным движением самолета, обеспечивающего выполнение требований к характеристикам системы управления, сформулированным в техническом задании. Функциональная схема проектируемой системы представлена на рис. 8.
Рис. 8. Функциональная схема проектируемой системы управления.
В качестве инструмента расчётов рекомендуется использовать пакет MATLAB [6], [7]. Предлагается следующий план выполнения работы.
Этап анализа
3.1.1. Записать полную систему дифференциальных уравнений неизменяемой части системы с учётом динамики датчика угловых ускорений и акселерометра. Записать упрощенную полную систему дифференциальных уравнений неизменяемой части системы (разомкнутой системы) без учёта нелинейностей рулевого привода. Рассчитать собственные числа разомкнутой системы и установить принадлежность соответствующих собственных чисел собственно самолёту, рулевому приводу, каждому из датчиков.
3.1.2. Рассчитать передаточные функции разомкнутой системы от управления u на входе привода до угла атаки 
, а также до сигналов перегрузки 
, и угловой скорости тангажа 
. Определить полюсы и нули всех передаточных функций.
3.1.3. Рассчитать логарифмические частотные характеристики, соответствующие п. 3.1.2 с учётом и без учёта динамики датчиков и рулевого привода.
3.1.4. Построить переходные характеристики, соответствующие п. 3.1.3, выбирая величину входного ступенчатого воздействия на входе привода такой, чтобы в установившемся режиме ny уст.=1 Оценить временные характеристики (перерегулирование, время регулирования, время нарастания). Провести сопоставительный анализ результатов выполнения п.п. 3.1.1 – 3.1.4.
3.1.5. Выбрать расчетную модель объекта управления, проводя, если это возможно, упрощения динамики самолета с приводами и датчиками. Выбрать желаемые собственные значения матриц динамики замкнутой непрерывной системы, учитывая заданные требования к временным характеристикам и необходимость использования по возможности небольших величин коэффициентов обратных связей.
Этап синтеза
3.2.1. Рассчитать обратную связь по полному вектору состояния и коэффициент передачи по внешнему управлению от датчика положения штурвала самолета.
3.2.2. Рассчитать переходные функции в линейной системе с обратной связью по полному вектору состояния, выбирая в качестве ступенчатого воздействия по координате Vp величину, соответствующую в установившемся режиме единичной перегрузке.
3.2.3. Выбрать параметры наблюдателя полного порядка.
3.2.4. Рассчитать переходные функции линейной системы с наблюдателем.
3.2.5. Синтезировать наблюдатель минимального порядка (аналогично п.п. 3.2.3 – 3.2.4).
3.2.6. Рассчитать переходные процессы в полной нелинейной системе с учетом всех нелинейностей рулевого привода и динамики датчиков.
3.2.7. Провести анализ возможности возникновения автоколебаний и определить их параметры методом гармонической линеаризации, учитывая только нелинейность золотника привода (с учетом динамики датчиков).
Если автоколебания превышают допустимый по техническому заданию уровень, то выработать рекомендации для уменьшения амплитуды автоколебаний.
3.2.8. В соответствии с правилами оформления студенческих работ [5] оформить пояснительную записку и подготовить 5‑минутный доклад для защиты работы в комиссии.
4. Рекомендации к выбору желаемых собственных значений
Одними из существенных достоинств методики модального синтеза являются простые связи между назначаемыми собственными значениями и векторами, и свойствами синтезируемой системы, позволяющие эффективно рассчитывать алгоритмы управления. Однако выбор желаемых собственных значений и векторов является наиболее трудным и ответственным моментом методики. Трудность выбора желаемых собственных значений и векторов обусловлена, как правило, противоречивостью и многообразием требований, предъявляемых к свойствам синтезируемой системы, а также необходимостью прибегать к численным расчетам.
Выбор желаемых значений и векторов представляет собой неформальную исследовательскую задачу, решением которой является обоснованный выбор совокупности этих значений.
В рамках курсовой работы предлагается рассчитать систему со скалярным (единственным) управлением. Известно, что при замыкании системы обратными связями по переменным состояния, передаточные функции разомкнутой и замкнутой систем имеют одинаковые (с точностью до постоянного множителя) числители, и, следовательно, одинаковые нули передаточных функций.
Введение наблюдателя в состав алгоритмов управления приводит к тому, что передаточные функции замкнутых систем не меняются по сравнению с аналогичными передаточными функциями систем с полным вектором обратной связи. Фактически это достигается тем, что желаемые собственные значения наблюдателей одновременно являются и нулями и полюсами передаточных функций замкнутых систем, и, следовательно, формально сокращаются. Однако следует помнить, что реально числовые данные параметров объекта известны приближенно, и в реальных условиях полюсы наблюдателя уже не будут компенсироваться соответствующими нулями, хотя величины нулей и полюсов могут быть близки друг к другу.
Таким образом, учет разбросов параметра 
в уравнениях объекта помимо всего прочего накладывает и ограничения на выбор желаемых собственных значений наблюдателя.
В рамках курсовой работы для уменьшения общего объема работы рекомендуется выбирать желаемые собственные значения наблюдателя так, чтобы элементарные составляющие движений, обусловленные этими собственными значениями успокаивались несколько быстрее, чем результирующие переходные процессы.
Возвращаясь к замкнутой системе с полным вектором обратной связи, следует отметить, что предлагаемый объект управления имеет пару доминирующих комплексно-сопряженных полюсов в передаточной функции. Под доминирующими полюсами понимаются полюсы передаточных функций с существенно меньшими модулями вещественных частей по сравнению с другими полюсами. Поэтому оценку временны¢х характеристик переходных процессов можно проводить, только опираясь на характеристики элементарных составляющих переходных процессов, обусловленных доминирующими полюсами.
Поясним ситуацию на примере передаточной функции системы по перегрузке. Типичная картина расположения нулей и полюсов представлена на рис. 9.
Рис. 9. Расположение нулей и полюсов передаточной разомкнутой системы по перегрузке:
p1, p2 – доминирующая пара полюсов объекта;
p3, p4 – полюсы передаточной функции привода;
n1, n2 – нули передаточной функции.
При рассмотрении переходной функции системы с передаточной функцией 
можно воспользоваться разложением 
на элементарные дроби:
. (35)
Предположим, что 
(часто это условие выполняется, когда 
). Тогда можно приближенно записать:
. (36)
Коэффициенты C1, C2 являются комплексно-сопряженными, поскольку они соответствуют комплексно-сопряженным полюсам p1, p2 и являются, очевидно, вычетами функции 
.
Таким образом, составляющие переходных функций, соответствующие доминирующим полюсам, определяются с помощью временных характеристик звена второго порядка. Изучив связь между расположением на комплексной плоскости полюсов передаточной функции типового колебательного звена и его переходной функцией, можно целенаправленно назначать доминирующие желаемые полюсы передаточной функции (собственные числа матрицы динамики) замкнутой системы.
Полином 
является полиномом числителя разомкнутой системы по перегрузке и не зависит от обратных связей и, следовательно, от желаемых собственных значений.
Полюсы передаточной функции привода не оказывают существенного влияния на переходные процессы, поскольку расположены сравнительно далеко от мнимой оси. При выборе желаемых собственных значений p3 и p4 следует учесть только необходимость получения небольших по модулю величин коэффициентов обратных связей, поскольку. Желаемые собственные значения p3 и p4 можно назначить совпадающими с полюсами привода. Здесь, однако, следует обратить внимание на то, что программы расчета обратных связей на ЭВМ, предлагаемые для расчетов [6], [7], требуют отличия всех желаемых значений по сравнению с исходными. Поэтому рекомендуется желаемые значения p3 и p4 изменить на доли процента по сравнению с полюсами привода.
Библиографический список
1. Страшинин Е.Э. Основы теории автоматического управления. Часть 1: Линейные непрерывные системы управления: Учебное пособие. Екатеринбург: УГТУ-УПИ. 2000 - 214 с.
2. Практическая аэродинамика маневренных самолетов/ Под ред. Н.М. Лысенко. М.:Воениздат, 1977. 439 с.
5. Панов Г.И. Методическое руководство по оформлению пояснительной записки для курсового и дипломного проектирования. Свердловск: УПИ, 1981. 23 с.
5. Соколов С.С. Рекомендации по оформлению курсовых, выпускных и дипломных проектов (работ). Методические указания. Электронная версия http://www.ait.ustu.ru/books/ Методические указания/ Правила оформления. Екатеринбург: ГОУ ВПО УГТУ-УПИ, 2006. 24 с.
6 Медведев В.С., Потёмкин В.Г. Control System Toolbox. MATLAB для студентов / Под общ. ред. к.т.н. В.Г. Потёмкина. – М.: ДИАЛОГ-МИФИ, 1999. – 287 с.
7 А.В. Малов, Е.Э. Страшинин Пакет математического моделирования Matlab v6.0: Краткое справочное руководство к лабораторным работам по дисциплине «Теория автоматического управления» / Екатеринбург: ГОУ ВПО УГТУ-УПИ, 2005. 52 с.
*) Векторным произведением векторов 
и 
(обозначается 
) называется вектор 
, длина которого равна произведению absinj (j - угол между векторами и ) и который направлен перпендикулярно и в такую сторону, чтобы три вектора 
, и образовали правую тройку (т.е. чтобы после совмещения начал векторов , и кратчайший поворот от к казался наблюдателю, смотрящему с конца вектора , идущим против часовой стрелки
*) Студентам рекомендуется самостоятельно проанализировать, как влияет на выходной сигнал акселерометра сила тяжести G а) при горизонтальном полёте; б) при стоянке на взлётной полосе; в) при свободном падении с нулевым креном и с горизонтальным расположением продольной оси ОХ.
РАСЧЁТ ЗАКОНА УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ САМОЛЁТА
Оглавление
Введение
1. Математическое описание продольного движения самолета
1.1 Общие сведения
1.2 Уравнения продольного движения самолета
1.3 Силы и моменты при продольном движении
1.4 Линеаризованные уравнения движения
1.5 Математическая модель привода стабилизатора
1.6 Математические модели датчиков угловой скорости и перегрузки
1.7 Математическая модель датчика положения штурвала
2. Техническое задание на разработку алгоритма ручного управления продольным движением самолета
2.1 Общие положения
2.2 Требования к статическим характеристикам
2.3 Требования к динамическим характеристикам
2.4 Требования к разбросам параметров
2.5 Дополнительные требования
3. План выполнения курсовой работы
3.1 Этап анализа
3.2 Этап синтеза
4. Рекомендации к выбору желаемых собственных значений
Введение
Целью курсовой работы является закрепление материала первой части курса ТАУ [1] и освоение модальной методики расчета алгоритмов управления на примере синтеза закона управления продольным движением самолета. Методические указания содержат вывод математических моделей продольного движения самолета, электрогидравлического привода руля высоты, датчиков положения штурвала, угловой скорости тангажа, перегрузки, а также приводятся числовые данные для гипотетического самолета.
Одним из наиболее ответственных и трудных моментов при реализации методики модального синтеза является выбор желаемых собственных значений. Поэтому приведены рекомендации по их выбору.
1. Математическое описание продольного движения самолета
Общие сведения
Полет самолета осуществляется под влиянием сил и моментов, действующих на него. Отклоняя органы управления, летчик может регулировать величину и направление сил и моментов, тем самым, изменяя параметры движения самолета в желаемую сторону. Для прямолинейного и равномерного полета необходимо, чтобы все силы и моменты были уравновешены. Так, например, в прямолинейном горизонтальном полете с постоянной скоростью подъемная сила равна силе тяжести самолета, а тяга двигателя – силе лобового сопротивления. При этом обязательно должно соблюдаться и равновесие моментов. В противном случае самолет начинает вращаться.
Равновесие, созданное летчиком, может быть нарушено воздействием какого-либо возмущающего фактора, например, турбулентностью атмосферы или порывами ветра. Поэтому когда режим полета установлен, требуется обеспечить устойчивость движения.
Другой важнейшей характеристикой самолета является управляемость. Под управляемостью самолета понимают его способность реагировать на перемещение рычагов управления (органов управления). О хорошо управляемом самолете летчики говорят, что он хорошо «ходит за ручкой». Это означает, что для выполнения требуемых маневров летчику необходимо совершить простые по характеру отклонения рычагов и прилагать к ним небольшие по величине, но четко ощутимые усилия, на которые самолет отвечает соответствующими изменениями положения в пространстве без излишнего запаздывания. Управляемость – важнейшая характеристика самолета, определяющая возможность полета. На неуправляемом самолете летать невозможно.
Летчику одинаково трудно управлять самолетом, когда требуется прикладывать большие усилия к рычагам управления и выполнять большие перемещения штурвала, а также когда отклонения штурвала и усилия, потребные для их отклонения, слишком малы. В первом случае летчик быстро утомляется при совершении маневров. О таком самолете говорят, что он «тяжел в управлении». Во втором случае самолет реагирует на малое, иногда даже непроизвольное перемещение ручки, требуя от летчика большого внимания, точного и плавного управления. О таком самолете говорят что он «строг в управлении» [2].
На основе летной практики и теоретических исследований установлено, какими должны быть характеристики устойчивости и управляемости, чтобы удовлетворить требованиям удобного и безопасного пилотирования. Один из вариантов формулирования этих требований представлен в техническом задании на курсовую работу.
Дата: 2019-07-24, просмотров: 253.
