Вейцель В.А. Радиосистемы управления (2005), страница 7

Крестакрылые ЛА имеют две пары крестообразно расположенных крыльев и две пары аналогично располо»кенных стабилиааторов. Они обладают осевой аэродинамической симметрией. Специальная автономная система стабилизации, в каторой в качестве управляющих органов испальэугстся атаровы, обеспечивает движение беа крена (угол крена — угол ме»кду осью Оу„и вертикальней плоскооп,ю, содержащей ась Ох,») при отсутствии крена плоскость Охуаууо являеюя вертикаль- ной).

Для управления движением в вертикальной плоскости Ох„ау„используются рули тангажа (их также назьпюют руллмн высоты), а для утцэзвления в боковой пмхжостн Охта э„а— рули курса (другое название — рули направления). Крестокрылые ЛА применяются, например, в качестве зенитных управляемых ракет, ст которых требуется равноэффективная маневренность как в вертикальной, так н в горизонтальной (нли наклонной) плоскостях.

Для пояснения механики разворота крестокрылых ЛА рассмотрим горизонтальный полет, когда боковая плоскость становится горизонтальной. Допустим, что рули курса отклонились влево по отнотпению к оси хуо на угол „(р .. ). Ь ( ис. 1.9). Аэродинамическую силу, действующую на руль перпендикулярна к ега поверхноати Г ю можно раэложнть на две составляющие: продольную Г, (по напраплентпа вектора скорости т„о) и поперечную Гр (перпендикулярную вектору скорости). В основном будем рассматривать поперечную составлянвцую ю Г, так кэк продольная лишь невначвтельно увеличивает лобовое сопратинление УО.

Под действием силы Г т, проходящей черев центр приложения авродннамическнх снл руля А, УО начнет раэворачиватьсв вокруг центра масс О, что приведет к изменению угла скольжения и, между вектором скорости и осью УО. Это в свою очередь изменит аэродинамическую силу Рв, которая возникает эа счет действия потока воадуха на крылья н корпус УО, и появится поперечная составляющая Т, = Т з$п а, силы тяги двигателя Т, направленной вдоль оси ху . Сила Гэ проходит черев точку  — центр приложения аэродинамических сил УО. Эту силу Гэ также жзкно разложить на поперечную Г и продольную Гзл составляющие.

Продольная составляющая Гз„сознает лобовое сопротивление, которое компенсируется продольной составляющей силы тягн двигателя Т вЂ”. Т сае тт . Строго гонора. алгебраическая сумма продольных составляющих Т вЂ” Гэ„- Г, не равна нулю, за счет чего происходит некоторое изменение модуля скорости УО п и разворотах последнего. Однако зто ивменение невелипр ко и в дальнейшем учитываться не будет. Ось УО будет раз рачнваться до тех пор, пока момент силы Гв относительно Р у.'ь у Рнс.

1.9, Схема спл. лействуюшнх на крэстакрылый ЛА Рули глвтлжа Рпс. 1.10. Схема управления Разварится крестаирылото ЛА центра масс не уравновесит момент силы Р т. Равнодействующая поперечнан сила Гт = à — Г„+ Т„приложенная к центру масс, и будет управляющей силой. Так как площадь крыльев и фюзеляжа много баэьше площади рулей, то Г >> Г и взктор скорости УО будет разворачиваться в ту же сторону, в какую отклонились рули. Для крестокрылых ЛА механизм разворота в вертикальной , плоскости аналогичен рассмотренному; следует лишь дополнительно учитывать проекцию силы тяжести на ась, перпендикулярную вектору скорости, лежащую в вертикальной ! плоскости. Для разворота в проиввольной плоскости необходимо отклонить рули таю ажа и рули курса (рис. 1.10).

При этом появляется как угол атаки а, так и угол скольжения и,. Когда отсутствует крен, управление в боковой н вертикальной плоскостях осуществляется независимо одна от другого. Прн этом ва счет угла атаки создается составляющая нормального ускоренна Лу, лежащая в вертикальной плоскости, эа счет угла скольжения — составляющая нормального ускорения Л„лежащая в боковой плоскости, а полное ускорение Луо равно их геометрической сумме: Лха = Л„+ Л,.

Разворот УО будет происходить в плоскости, проходящей через векторы ту, и Луо. Такой тнп рулевого управления называется декартовым, по- 37 скольку управление осуществляется декартовыми составляющими вектора нормального ускорения. Азролинамическая схема плоскакрылого ЛА (см. Рис. 1.8, Е) обладает плоскостной аэродинамической симметрией. Такая схема характерна для самолетов н крылатых ракет наземного (корабельнога) и воздушного базирования.

Механика развороти плоскокрылых ЛА в вертикальной плоскости та же, что и для креашкрылых ЛА. В горизонтальной плоскаств механика разворота для этих схем различна, На практике разворот плоскокрылого ЛА в горизонтальной плоскости осуществляется так называемым методом ююрдяяяроеаяяазо разаарожа, при котатюм с помощью злеранов создается ненулевой угол крена, а руль курса (направления) используется для поддержания нулевого угла сколывения.

Прн развороте пласкокрылога ЛА в произвольной плоскости управление производится изменением полярных координат вектора нормального ускорения ЛА: рулями тзигажа меняется модуль вектора, а злеронами — направление. Соответственно талой тип рулевого управления называется наляряыль ),3.2. Передеточнен функЧнй уооееге(емого обьекте Перейдем к колнчестненному описанию ЛА как авена контура управления. Рассмогрим простейший случай — движение крестокрылого ЛА в боковой плоскости при горизонтальном полете. Изменением скорости полета прн рааворатах пренебрежем, т.

е. будем считать и ~ = (тд~ —. сопя(. На УО действуют как управляющие, так и возмущающие аэродинамические силы н моменты. Возмущающие силы н моменты вызываются турбулентностью атмосферы и аэродинамической асимметрией УО. Движение УО описывается двумя уравнениями: уравнением сил и уравнением моментов. Первее из них — уравнение сил, полученное в результате проектирования снл, действующих на УО, нв направление, перпендикулярное вектору скорости (рис. 1.11). имеет вид жиуоТуо ру. (1.13) ЗДЕСЬ т — МаССа УО; иуотуа =- Гто — НармаЛЬНОЕ УСКОРЕНИЕ; р — суммарная управляющая сила (сумма проекций сил); л з — оси неподвижной аемнай системы координат.

Все углы, силы и моменты на рис. 1.11 изображены положитель- НЫМИ. При нормальном режиме полета угол скольжения мал: и, 4 20'. При етом силы, вызываемые им, приблизительно пропорциональны соответшиуюгцим углем~ р = 11ие. (1.14) Т, — Т вша. = Тп,.

(1.15) Практически Е » Рр. Поэтому можно считать Рь = (л, + Т)п,, Учитывая [1.14) и (1.16), утав. пенне сил (1.13) можно переписать следующим ображж: Рве. 1.11. Геомстрическне саетношеняя в земной системе еоеилеяет (1.16) (1.17) у,туо и ° где Т = иш нй + е = уж ( 1 - е — аералниаМНЧЕСКая Паотаяииая ВРЕМЕ- ни УО по ~ур~у характеризующая скорость разворота уО в В зав горизонтальной плоскости при появлении угла скахьек скольжения. зависимости от массы, скорости и азродинам ических характеристик УО постоянная нремени Т, может находиться в пределах ат нескольких секунд до долей секунды. Вта ое н в а р урзв ение — уравнение моментов характерна ет раш тельное движение УО вокруг центра масс.

Зто у уравнениеимеетв Х' =М, ид уа —, где 1„— момент инерции УО относительна оси Р„о свезенной системы коаРДинат," (У вЂ” Угловое ус" варение вращательного движения; М вЂ” суммарный народит намический вращающий момент, который складывается иа статического М е, демпфиРУющего М, активного врашающего Мз и возмушюощего аэродинамического Мв моментов. Статический момент М,„есть момент боковой аэродинамической силы Рв относительно центра масс О (см. Рис.

1.9). При малых углах скольжения (и, 4 20') статический аэродинамический момент приблизительно пропорци порцианален а,: тот бжкт, что при расположении В я аэродинамических сил позади центр масс сила Рв стремится развернуть ось УО так, чтобы уменьшить утех скользкения. За счет мого обеспечивается статическая уогойчизость. Если же центр приложения аэродинамических сил находится впереди центра тяжести, то УО статически яеустойчив, так как вызьпмемый углом скольжения момент будет приводить к увеличению угла скольжения. Статически неустойчивые УО не могут нормально двигаться без системы управления. При совпадении центра приложения аэродинамических сил с центром масс УО называется нейтральным. В дальнейшем будем иметь в виду случай статически устойчивого УО, яо близкого к нейтральному.

Болыпой запас статической устойчивости приводит к увеличению инерционности. Демпфируэиций момент щюпарционвлен угловой скорости вРащениЯ УО вокРУг оси Уго. М. = — лэф (1.18) и вызывается торможением вращаницегося УО воздухом. Активный вращающий момент создастся аэродинамической силой руле Г . [см. Рис. 1.9). При нормальном Режиме полста„когда Ь„< 20', активный вращающий момент пропорционален Ь„: (1.19) Таким обрааом, уравнение моментов принимает вцд (г() = ьзот йэФ+ АА+ Мв.

(1.20) Уравнение моментов (1.20) преобразуем так, чтобы оценить непосредственную связь между Ь„и а,. Для этого в (1.20) подставим УРавнение сиази Углов: Ф - ухо+ а,, (Рис. 1. 11), а затем восгюльауемся уравнением сил (1.16), В реаультате получим и, + 2дюэпс+ «осза, = аг)Ь„+ — ). (1.21) Мв т где Э, г Ззт. 1„- Эзг„а, ч". " гЛ.Иьгггз' '" ~~~раторной Форме уравнение (1.21) жэшсывэ в Рзп.+2б,) +юйп =,(Ь + Мэ ) 1„аз П оскольку УО является звеном ко н ра управления, для его описания удобно использовать зовать уикпиональные схемы, примеяяемые в теории автоматического регулирования. Уравнениям (1.16 и 1.21, яая ) соответствует Функциональяая схема, изображенная на рис. 1.12 (Р— операто иФФе ро ).