6.2.Задание по лабораторной работе

1. Исследовать переходные процессы в контуре управления посадкой ЛА при постоянном и переменном параметре . Величина начального скачка устанавливаются с помощью элемента «Constant». Постоянному параметру соответствует нижнее положение переключателя «Manual Switch 1», переменному – верхнее. Переключатель управляется двойным щелчком левой кнопки мыши. Для наблюдения переходных процессов открывается окно осциллографа «Scope». Эксперимент повторяется для системы с одним и двумя интеграторами (верхнее положение переключателя «Manual Switch» соответствует системе с одним интегратором). При наблюдении переходных процессов следует отметить момент времени появления колебаний в конце интервала моделирования (эффект появления колебаний объяснить).

2. Исследовать влияние скорости ветра на ошибку управления в системах с одним и двумя интеграторами в контуре управления при постоянном и переменном параметре . Величина скорости ветра устанавливаются с помощью элемента «Constant 1». Скоростная ошибка измеряется с помощью осциллографа «Scope». По значению ненулевой скоростной ошибки определить коэффициент усиления в контуре управления.

6.3. Содержание отчета

1. Структурная схема контура управления посадкой ЛА.

2. Схема моделирования.

3. Осциллограммы переходных процессов.

4. Результаты измерений ошибок.

5. Формулировка задач проведенного исследования и выводы по полу-

ченным результатам.

6.4. Контрольные вопросы

1. Почему контур управления посадкой является системой с переменным параметром?

2. Вывести формулу для функции передачи системы, содержащей интегрирующее звено и безынерционную обратную связь.

3. Вывести формулу для функции передачи системы, содержащей интегрирующее звено и звено в цепи обратной связи.

4. Как устранить ошибку контура управления при действии ветра?

Лабораторная работа №7

Исследование контура самонаведения

Целью работы является ознакомление с основными элементами контура управления, реализующего различные методы самонаведения.

7.1. Описание метода моделирования

В лабораторной работе выполняется сравнение методов прямого наведения и пропорциональной навигации путем моделирования контура управления боковым движением летательного аппарата в среде «Simulink».

Одним из самых простых в реализации является метод прямого наведения, при котором сигнал управления зависит от пеленга цели π (рис.14а):

где - коэффициент усиления радиолокационной (или тепловой) системы наведения.

Обозначения основных угловых параметров (в горизонтальной плоскости):

ε – угловое положение линии визирования цели (ЛВЦ) относительно оси ox некоторой неподвижной системы координат; Ψ – угол курса ЛА, определяющий положение продольной оси ЛА ox₀; π – пеленг цели; μ – угол рысканья вектора скорости, β – угол скольжения.

Рис.14

В случае использования метода прямого наведения антенна радиолокационной системы устанавливается непосредственно на корпусе ЛА, поэтому сигнал управления и, соответственно, траектория ЛА определяется изменением углового положения продольной оси ox₀ ЛА. В реальных условиях ось ox₀ и вектор не совпадают (отличаются на угол скольжения β). Поскольку вектор является касательной к траектории ЛА, предпочтительнее связать сигнал управления непосредственно с угловым положением вектора .

Такую связь обеспечивает метод пропорциональной навигации, при котором вектор заставляют поворачиваться с угловой скоростью, пропорциональной угловой скорости линии визирования цели (рис.14б). Задачей исследуемого в работе управления является выполнение условия при котором линия визирования цели в процессе наведения перемещается в пространстве параллельно себе (метод параллельного сближения), а вектор направляется в точку встречи ЛА и цели (наведение с упреждением).

В случае использования метода пропорциональной навигации антенна радиолокационной системы отслеживает угол и устанавливается на стабилизированную платформу. В качестве сигнала управления используется сигнал системы автосопровождения, который пропорционален угловой скорости линии визирования цели :

Сигнал управления через канал крена ЛА изменяет направление вектора скорости (т.е. угол μ) таким образом, что при выполнении задачи управления боковая составляющая вектора скорости ЛА оказывается равной боковой составляющей вектора скорости цели и, тем самым, обеспечивается параллельное сближение ЛА и цели (рис.14б).

Схема контура управления, моделируемая в среде «Simulink», соответствует линеаризированным уравнениям движения, составленным для малых отклонений параметров движения ЛА относительно опорной траектории. На практике угол скольжения β близок нулю, и вектор скорости почти совпадает с направлением продольной оси ЛА ox₀. В качестве опорной принята идеальная траектория наведения при отсутствии движения цели (прямая на рис.15). Цель расположена в точке В, ЛА в точке А, угол пеленга равен нулю.

При смещении цели на величину возникает наклон линии визирования Δε. Чтобы компенсировать этот наклон, вектор скорости поворачивается на угол и возникает смещение ЛА в боковом направлении . При методе пропорциональной навигации вектор скорости направлен в точку встречи, ЛВЦ параллельна линии АВ и . При использовании метода прямого наведения движение цели создает ошибку, и.

Рис. 15

Структурная схема контура наведения, соответствующая линеаризированным уравнениям движения, показана на рис.16.

Сигнал управления вырабатывается радиолокационной системой, обладающей инерционностью. Поэтому ее передаточная функция содержит апериодическое звено с постоянной времени . Сигнал поступает на рулевой привод. Устройство рулевого привода содержит усилитель и рулевую машинку, с помощью которого элероны ЛА поворачиваются на угол . Передаточная функция рулевого привода существенно зависит от высоты и скорости полета. Для стабилизации передаточной функции рулевого привода используется отрицательная обратная связь с коэффициентом усиления .

Отклонение элеронов на угол приводит к вращению ЛА относительно продольной оси ox₀ и изменению угла крена с некоторой угловой скоростью. Поэтому передаточная функция звена, связывающего углы и , содержит интегратор с коэффициентом усиления . В этом же звене возможен учет инерционности ЛА (постоянная времени ). Чтобы ослабить влияние условий полета на свойства контура управления и обеспечить его устойчивость, рулевой привод охвачен обратной связью по углу крена. Измерение угла крена осуществляется гироскопическим датчиком с коэффициентом усиления .

Рис. 16

Отметим, что при прямолинейном полете угол крена равен 0. Если же то появляется ускорение в боковом направлении (перпендикулярное вектору на рис.15). Это ускорение искривляет траекторию полета и создает угловую скорость . Поэтому передаточная функция звена, связывающего углы и , содержит интегратор с коэффициентом усиления . Для стабилизации углового положения ЛА по углу курса введена обратная связь через гироскопический датчик курса с коэффициентом .

В случае наведения ЛА на неподвижную цель по опорной траектории (рис.15) сигналы управления равны нулю. Если же возникает отклонение цели от опорной траектории , то происходит разворот линии визирования цели () и в контуре управления вырабатываются сигналы, обеспечивающие отслеживание значение Преобразование угла в боковое перемещениевыполняется в кинематическом звене, содержащем интегратор

Преобразование разности в измеряемую радиолокационной системой величину выполняется элементом кинематического звена, содержащим коэффициент усиления и переменный параметр (расстояние до цели). Наличие переменного параметра является существенной особенностью систем самонаведения. На больших расстояниях до цели величина изменяется медленно и, с целью упрощения анализа системы, используют метод «замораживания» переменного коэффициента. Однако при малых расстояниях влияние переменного параметра следует учитывать.

В зависимости от выбранного метода наведения радиолокационная система измеряет угловую скорость линии визирования цели (частный случай метода пропорциональной навигации – метод параллельного сближения), либо угол пеленга (метод прямого наведения). В последнем варианте предусмотрена дополнительная обратная связь по углу курса с условием .

Схема моделирования системы самонаведения с переменными параметрами в среде «Simulink» показана на рис.17 (файл для моделирования: «Lab_7_SN.mdl»). В качестве датчика времени используются часы «Clock». Переключатель «Manual Switch 1» используется для изменения параметра. В ниж-

Рис.17

нем положении переключателя сигнал часов не поступает на функцию «Fcn1» и на ее выходе формируется постоянное значение 30/100=.3. В верхнем положении переключателя формируется переменное значение . Чтобы исключить деление на 0, интервал времени моделирования выбирается несколько меньше 100.

Боковое перемещение летательного аппарата формируется интегратором кинематического звена (элемент «Integrator KZ»). Смещение цели формируется функцией «Fcn» по закону . Отслеживание начального рассогласования можно наблюдать на осциллографе «Scope».

Переключатель «Manual Switch» используется для включения дополнительной обратной связи по углу курса (показана на рис.16 штриховой линией).

Контур рулевого привода не моделируется. Передаточная функция РЛС задана элементом «Transfer RLS», передаточная функция угла крена образована двумя элементами – «Trasfer Fcn1» и «Integrator kren».