Лекция №7.1. Уравнения моментов и законов управления для маневренного самолета (1242130)

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла

Уравнения моментов и законов управлениядля маневренного самолета:- продольный канал управления:_ _ z_ _  _  M Z   M Z   M Z   М Z   M Z0zст zТ  к Х  к   i n     хрn yz zбал ст- боковой канал управления:_ x_ y_ Э_  рн_  x  M x  x  M x  y  M x  э  М х  рн  M x  э  к х Х рк   х х_ x_  рн y э  y  M y   M y   M y   М у   M у xyэрн  к Х  к ( )     к ( ) Х к  к   i nхпху урn z12 рн- уравнения связи продольной и боковой перегрузокс углами атаки и скольжения:_C y V 2 SY Yn y   G mg2mg_ _  рнnz  (Z   Z рн )Vgподставив выражения законов управления в уравнения моментов,получим:_   _ __ z_ _  _ Y _Т z  M z   к  mg in  M z    M z   z M z z  M z    M z0  бал   к х M z X р_ э _  рн _ Э_  _ x _ уV  _ рн  M x     M x   x M x х   М х   у М х  у  к х М х Х рК  х  M x   к  in Zg_ рнV  рн  рн  М х  к х Х п  in Zg_ __  рн_ х_ э_  рн_ у_  рн  М у   к  i Z V  M y     М у   М у  к ( ) М у    М у   М у  1ху х  у  n у g_ э_ рн _ hyV к х М у Х рК  М у  к2 ( ) Х рК  к х Х п  in ZрнgСтруктурная схема контура управлениясовременного маневренного истребителяТКСзадГWл(р)PвхXрWцу(A,)Wy(р)КУзадкпдстФрп(A,)Wс-та(р)КУтекUдБnyWоc(p)nxФку(А,)КСтекдпдКУтек(, Vy, H)Wс-та(р)(z, , ny)Уравнения короткопериодического движениядля маневренного самолета:_ _ z_ _  _ z  M Z   M Z  z  M Z  ст  М Z   M Z 0    Y   Y   g 57,3zстVв преобразованиях Лапласа: _ _ z_  p M Z   M Z   p Z  M Z  z  M Z   M Z  ст0g 57,3 p  Y  z  Y  стVв матричном виде:  pM ZM Zp Y  p YzMZ  стY11 pMZ MZpMZYpMz ZMZ ( p) ( p)  Z ZpMZ1 Z Y p Y M Z  M Z Z_ Z  p2  Y p  M Z p  Y M Z  M Z p  M ZK (T p  1)T p 2  2 0T0 p  120 Z ( p ) ( p)  pMZMZMZp Y Y pM ZM Z _    Z_ Z  p Y p  M Z p Y M Z  M Z p  M Z2pMZp YY M Z p Y M Z  M Z p  M Z Y Z KZ (TZ p  1)T p 2  2 0T0 p  1201где:K   Z Y MZ MZ Y; T  ZM Z Y M Z    Z; T0 M Z Y M Z K Z     ZM Z Y M Z Z; 0 M Z Y M Z  Y M Z  M Z Y1 ; TZ   Y M  MZ Z2 M Z Y M Z Y MZMZ Z  Y MZMZY1YУсловия горизонтального полета:  0;  Z  0;  Z  0; n y  1; n y  0_ _ _0MMMZZZ0балст гпMZстгп   0 ;  бал  g 57,3  G / S;Cy q0   Y  бал  Y  ст  g 57,3MVYZгпVВ общем виде:a11 a12Va ad  21 22dt Ha31 a32Ra41 a 42b11 b12Vb ba 23 0  21 22 n yH0 00 0R0 00 0a13 0x  Ax  Bu(pE-A)x(p)=Bu(p) или x(p)=(pE-A)-1Bu(p)=W(p) u(p),где:W(p)=(pE-A)-1B – передаточная матрица от управлений и n y к векторам фазовых координат ХV ( p )WV /  WV / nyW /  W / n ( p ) W ( p) W ( p) n y иH ( p )WH /  WH / nyR ( p )WR /  WR / nyyКритерии оценки характеристикустойчивости и управляемостив продольном каналеКорневые критерии( S 2  2 ф ф   ф2 )( S 2  2 0 0   02 )  0Область наилучших оценок по шкале Купера-Харпера наплоскости параметров короткопериодического движениясамолетаОбласть наилучших оценок по шкале Купера-Харпера наплоскости параметров короткопериодического движениясамолета- наиболее удовлетворительные оценки получаются при:5 ед.g/рад  n y  80 ед.g/рад- оценка «неприемлемо» выносилась при n y <5 ед.g/рад илиn y > 80 ед.g/рад, причем на малых n y неприемлемые оценки быливызваны трудностью регулирования нормальной перегрузки искороподъемности;- для n y менее 15 ед.g/рад летчики стремятся избратьпостоянное значение X p z , а для n y более 15 ед.g/рад летчикиnyстремятся избрать постоянное значение X p ;Vc ny gY15 g2 15mgYC y S 57,3MIL-F-8785B.

Требования к частоте короткопериодическогодвижения. Фаза полета категории А.MIL-F-8785B. Фаза полета категории А.ny =12,3MIL-F-8785B. Фаза полета категории А.[ед.g/рад]ny =61,3[ед.g/рад]- уровень I (оценки по шкале Купера-Харпера- 13,5):пилотажные характеристики точно соответствуют требованиямполетной задачи;- уровень П (оценка 3,56,5): пилотажные характеристикиобеспечиваютзавершениеполетнойзадачипринекоторомувеличении рабочей нагрузки на летчика или при сниженииэффективности выполнения задачи;- уровень Ш (оценки 6,59): пилотажные характеристикитаковы, что самолет может безопасно управляться, но чрезмерновеликарабочаянагрузканалетчикаилиэффективностьвыполнения задачи не отвечает требованиям или то и другоевместе.Оценку 3,5 получает самолет, у которого коэффициентотносительного демпфирования отклоняется от оптимальногозначения до 0 =0,4(увеличивается колебательность) или до 0 =1,0(растет затухание и увеличивается время первого срабатывания).Оценку6,5получаетсамолет,укоторогоотносительного демпфирования принимает значение 0 =2,0,коэффициент 0 =0,25,либот.е.

самолет имеет значительную колебательность, либоапериодический переходный процесс (  0 =1,0 является границейпереходакорнейхарактеристическогоуравнениякомплексно-сопряженных к двум действительным).отдвухКритерий Шомбера - ГертсенаОбласти наилучших оценок при тангажном управлении.Область наилучших оценок при перегрузочном управлении.Временные критерии.Достоинствами корневых критериев являются:_- компактность информации ( 0 ,  0 , Y , n y );- простота учета различных режимов полета;- фиксированная структура передаточной функции;- наглядность.Недостатки:- не учитывают динамические характеристики инелинейности системы управления.TПереходной процесс системы– период колебаний, t1 – время первого срабатывания, t пп – времяпереходного процесса (вхождения в 10% или 5% трубку отустановившегося значения),  - перерегулирование, YMAX –величина первого заброса, YMAX – величина второго заброса.ср12УровниIПШ0,20,20,3  0,5t сраб.

[с]1,52,52,5ПараметрыКритерий Болла-РинаскиГраницы допустимого переходного процесса по углу атакиКритерий «Боинга»Границы допустимого переходного процесса по угловой скороститангажаС*-критерийC * (t )  K n y  n y  K  z  z  K   02 ( S  61.1)( S  2.9)C * (S ) ( S ) 177.2( S 2  2 0 0 S  02 )dC * (t )SC * (S )dt0,01S  1Огибающие C * - критерияЧастотные критерииВременным критериям присущи следующие достоинства:- произвольный порядок передаточной функции;- удобство синтеза системы управления;- хорошая наглядность,и недостатки:- отсутствие прямой зависимости от параметров передаточныхфункций самолета и системы управления,- трудность получения корреляции с оценками летчика, т.к. вконтуре не учитываются динамические характеристикичеловека.K л e S (TL S  1)Wл ( S ) (TI S  1)(TN S  1)где:- коэффициент усиления летчика; - время чистого запаздыванияTL - постоянная времени логического опережения;TI – фильтрующие свойства летчикаTN – постоянная времени нервно-мускульной реакции.Обычно выбираются  = 0,3 сек = const, TN = const, К л , TL и TI– настраиваются.

Эта модель применима, если выполняютсяследующие условия:- выполнимость задачи, т.е. необходимо, чтобы частотавходного сигнала была не выше 0,751,0 Гц- все действия летчиком выполняются на уровнеподсознательныхрефлекторныхреакций,т.е.требуетсяопределенная степень тренированности- входной сигнал в задачах слежения случаен.КлccК ле sТ1S  1Т2S  1летчикFsFsСУ+самолетКонтур управления по углу тангажаКритерий МакРуера-Ашкеназа«Желаемая» разомкнутая логарифмическаяамплитуднофазочастотная характеристика контура управленияТребования к устойчивости и управляемости определяютсяобычным способом логарифмических амплитуднофазочастотныххарактеристик:наклонлогарифмическойамплитуднофазочастотнойхарактеристики в области частоты среза должен быть равен 20дб/дек: dLm ср = -20d- запас устойчивости по фазе на частоте среза ср долженбыть не менее 30°40°:  = 30о40°- запас устойчивости по амплитуде при  = -180° должен бытьболее 6 дб:Lm  20 lgАвыхАвх 6 дб.С помощью выбора коэффициента К л выбирается частота среза ср ,определяющая полосу пропускания контура управления.

Полосапропускания - является мерой того, насколько энергично, помнению летчика, он должен первоначально двигать нос самолета нацель, основываясь на своем опыте и выполняемой задаче.Критерий Нила-Смита«Желаемая» замкнутая логарифмическая амплитуднофазочастотнаяхарактеристика контура управленияИз экспериментов была получена стандартная характеристика, ккоторой стремится летчик:- максимальная полоса пропускания (частота, при которойфаза замкнутой характеристики  = -90°) должна быть равнаbw = 3,5 рад/сек;- максимальное провисание амплитудной характеристики,определяющее вялость самолета при управлении по тангажу,на частотах   bw должно быть Lm  3дб;- коэффициент резонансаc, определяемый как подъемMAXамплитудночастотной характеристики на частоте полосыпропускания, определяемой как частота, на которойфазовое запаздывание составляет  = -900.Оценки летчика хорошо коррелируются с тремя параметрамизамкнутой амплитуднофазочастотной характеристики:- тенденцией к возбуждению колебаний летчиком.

Характеристики

Тип файла PDF

PDF-формат наиболее широко используется для просмотра любого типа файлов на любом устройстве. В него можно сохранить документ, таблицы, презентацию, текст, чертежи, вычисления, графики и всё остальное, что можно показать на экране любого устройства. Именно его лучше всего использовать для печати.

Например, если Вам нужно распечатать чертёж из автокада, Вы сохраните чертёж на флешку, но будет ли автокад в пункте печати? А если будет, то нужная версия с нужными библиотеками? Именно для этого и нужен формат PDF - в нём точно будет показано верно вне зависимости от того, в какой программе создали PDF-файл и есть ли нужная программа для его просмотра.

Список файлов лекций