Рассмотрены принципы управления летательными аппаратами, определены задачи, решаемые системами стабилизации. Основное внимание уделено динамическим характеристикам летательного аппарата как объекта регулирования. Показана связь динамических характеристик с коэффициентами линеаризованных управлений летательного аппарата.
ВВЕДЕНИЕ
В свет последние годы, свидетельствует о возрастающем внимании к проблемам автоматизации полета летательных аппаратов, в частности к вопросам стабилизации и управления летательными аппаратами. Вопросы эти в значительной степени взаимосвязаны и поэтому обычно их рассматривают совместно. К тому же решение задач стабилизации и управления осуществляется на борту летательного аппарата единым аппаратурным комплексом – системой автоматического управления (САУ)
Тем не менее о методической точки зрения целесообразно раздельное рассмотрение вопросов стабилизации и управления, хотя разделить их можно лишь условно и не однозначно. Такой подход закреплен в Ленинградском институте авиационного приборостроения в учебных планах подготовки по специальностям 0609, 0617. Используемый принцип разделения основывается на следующих, принятых в качестве исходных, понятиях процессов управления и стабилизации.
Процессом управления называется направленное изменение движения центра масс летательного аппарата и соответственное изменение режима полета. Сохранение же заданного характера изменения режима полета называется процессом стабилизации. Вопросы, связанные с процессом управления, изучают в курсе “Системы управления летательными аппаратами”. Вопросы теории, расчета и технической реализации систем автоматической стабилизации составляют содержание дисциплины “Стабилизация летательных аппаратов”.
Данное пособие является первой частью конспекта лекций по названной дисциплине. Оно содержит два раздела. В первом приводятся общие сведения об управляемом полете, сформулированы задачи, решаемые системами автоматической стабилизации, сделан краткий исторический обзор развития автопилотов. Во втором разделе рассмотрены динамические характеристики летательного аппаратах как объекта управления. Оба раздела базируются на материалах, излагаемых в курсах “Аэродинамика” и “Динамика полета” и являются их дальнейшим развитием. Учебными планами для заочного и вечернего обучения изучение указанных дисциплин не предусмотрено. Поэтому для студентов этих факультетов при возникновении затруднений в понимании материала пособия рекомендуется литература (2,3).
Общие седения об управляемом полете и системах стабилизации
1.1. Принципы управления летательными аппаратами самолетной схемы и осесимметричными летательными аппаратами
В большинстве случаев управления летательными аппаратами (ЛА), имеющими различные аэродинамические схемы, осуществляется на основе одних и тех же физических принципов. Некоторые отличия в способах управления имеют ЛА, обладающие одной плоскостью симметрии и двумя плоскостями симметрии.
Летательные аппараты с одной плоскостью симметрии образуют самый распространенный класс. К нему относятся ЛА, имеющие конфигурацию самолета. Будем, как принято, этот класс называть ЛА самолетной схемы и остановимся на вопросах, связанных с особенностями управления ими. На ЛА самолетной схемы, или просто самолет, в полете действует сила веса G, аэродинамическая сила взаимодействия его с набегающим потоком R и сила тяги двигателей P. Эти силы можно привести к одной точке приложения (центру масс), тогда мы будем иметь систему сил, определяющих вращательное движение ЛА вокруг центра масс. Эти силы и моменты показаны на рис. I.I. После приведения к центру масс полную аэродинамическую силу R обычно раскладывают на три составляющие:
силу лобового сопротивления
,
направленную вдоль вектора скорости
ЛА.подъемную силу
,
лежащую в плоскости симметрии ЛА,
перпендикулярно вектору
.боковую силу
,
вектор которой перпендикулярен
составляющим
и
.
В установившемся полете сумма всех сил, приведенных к центру масс, равна нулю. Равен нулю и суммарный момент. Очевидно, для изменения траектории движения ЛА необходимо изменить соотношение сил таким образом, чтобы равнодействующая была отлична от нуля и направлена нормально к требуемой траектории движения. Следует заметить, что для ЛА самолетной схемы возможности изменения векторов
Рис. 1.2
изменения величины и направления вектора подъемной силы и тяги двигателей. Последнее используется в основном для управления скоростью полета (увеличением или уменьшением тяги).
Управление направлением вектора тяги, реализуемое на самолетах вертикального взлета и посадки, является нетипичным.
Итак, управление ЛА самолетной схемы осуществляется преимущественно путем изменения величины и направления вектора подъемной силы. При изменении величины подъемной силы происходит искривление траектории полета в вертикальной плоскости. Для маневрирования в плоскости горизонта вектор подъемной силы поворачивается относительно оси OX летательного аппарата в ту или иную сторону. В результате образуется необходимая центростремительная сила как проекция вектора на горизонтальную плоскость. Поскольку величина подъемной силы зависит от величины угла, под которым ЛА располагается относительно набегающего потока воздуха (вернее его проекции на плоскость симметрии), процесс управления в вертикальной плоскости сводится к повороту ЛА относительно оси OZ. Маневрирование в плоскости горизонта осуществляется путем поворота относительно оси OX, так как вектор подъемной силы жестко связан с ним. Описанный способ управления, типичный для ЛА самолетной схемы, называют полярным.
Летательные аппараты с двумя плоскостями симметрии имеют две пары крыльев, расположенных перпендикулярно друг другу. В результате имеются совершенно одинаковые возможности как в управлении подъемной силой , так и боковой силой и поэтому могут быть реализованы независимые каналы управления ЛА в двух плоскостях. Изменение величины силы достигается путем поворота летательного аппарата относительно оси OZ, как в самолетной схеме, а управление величиной осуществляется с помощью разворота его вокруг оси OY. Схема управления с независимыми каналами получила название декартовой. Она является предпочтительной для высокоманевренных летательных аппаратов. Следует подчеркнуть, что в обоих рассмотренных случаях требуемое изменение траектории полета достигается путем предварительного поворота ЛА вокруг его осей. Поэтому управление осуществляется с помощью приложения к нему управляющих воздействий в виде моментов. Органы, создающие управляющие моменты, используются одновременно для целей стабилизации летательного аппарата.