книги из ГПНТБ / Системы автоматического и директорного управления самолетом

2 влияет на величину корней характеристического уравнения замкнутого контура управления по сигналу угла наклона траек­ тории, причем основное влияние передаточное число z оказывает

а)

5)

Рис. 2.4. Контуры управления системы самолет — САУДЯ (без сигнала угла

тангажа) по отклонению от заданной высоты полета для второго закона управления:

о. — для САУдуу СОС; б — для С А У д^ ИОС

на величины малых корней, т. е. на «>**= — Приближенные

Ti

значения параметра со** определяются следующими выраже­ ниями [14]:

для системы с САУдя СОС

40

Выражения (2.25) и (2.26) справедливы для значений, удов­ летворяющих соответственно следующим неравенствам:

4Сб(^и + ^ h Tv)

Для системы с САУдя СОС при малых значениях передаточ­ ного числа г характеристическое уравнение замкнутого контура

а)

б)

Рис. 2.5. Преобразованные контуры управления системы самолет — САУДЯ по отклонению от заданной высоты полета для второго закона управления:

а — для С А У дя СОС; б — для С А У дя ИОС

управления по сигналу угла наклона траектории может иметь два малых корня:

Коэффициент усиления контуров управления, замкнутых по сигналу угла наклона траектории (рис. 2. 5) независимо от типа обратной связи сервопривода, определяется выражением

СZ

41

Передаточные функции контуров управления, разомкнутых по сигналу отклонения от заданной высоты полета, имеют вид: для системы с САУдл СОС

X

(2.31)

(2. 32)

Соответствующие этим функциям ЛАФЧХ изображены на рис. 2. 6.

Рис. 2 .6 . Примерный вид желаемой ЛАФЧХ

разомкнутой системы самолет — САУ:

а — для САУдя СОС; б — для САУдя ИОС

Для удовлетворительного регулирования необходимо, чтобы: —• частота среза ЛАЧХ разомкнутого контура была на уча­

стке характеристики с наклоном — 20 дБ/дек;

**

(О-

— отношения частот о>**/«>с были равны ——■^ 4.

42

Выполнение этих условий приводит к тому, что оптимальная величина передаточного числа хопт равна

мени фильтра высоких частот ib цепи сигнала угла тангажа Тъ накладываются вполне определенные ограничения, поскольку при Т&= 0 система неустойчива.

Для расчета параметров САУдя контуры управления, изобра­ женные на рис. 2.7, преобразуем к виду, показаному на рис. 2. 8. Из рис. 2.8 видно, что часть структурной схемы, охваченная еди­ ничной отрицательной обратной связью по сигналу угла тан­ гажа, представляет собой контур управления системы самолет — автопилот угла тангажа.

43

Оптимальные величины передаточных чисел ц и v опреде­ ляются выражениями (2.13) — (2.14) и (2.15) в зависимости от типа обратной связи сервопривода САУдя- Величины же пере-

5)

Рис. 2.7. Контуры управления системы самолет — САУДЯ по отклонению

от заданной высоты полета при наличии фильтра высоких частот в цепи сигнала угла тангажа:

а — 1лн С ^У д // СС - ; б — для САУдуу ИОС

даточного числа по сигналу угла тангажа i определяются еледующими выражениями [14]:

для САУдя СОС

После замыкания контура управления по углу тангажа через единичную обратную связь контур управления системы само­

пускания звеньев с постоянной времени Т2 примут вид, показан­ ный на рис. 2. 10.

44

Ю

Рис. 2.8. Преобразованные контуры управления системы самолет— САУД^ при наличии фильтра высоких частот в цепи сигнала угла тангажа:

а — для С А У дя СОС; б — для С А У дя ИОС

Замкнутые передаточные функции упрощенных контуров управления по углу тангажа с учетом выражений (2.41) и (2.42) имеют вид:

45

а)

б)

Рис. 2.9. Структурные схемы системы самолет — САУДЯ после замыкания контура управления по сигналу угла тангажа:

а — для САУДЯ СОС; б — для САУд я ИОС

для системы с САУДЯ СОС

для системы с САУдЯ ИОС

46

Передаточные функции разомкнутого контура управления по высоте полета, справедливые в полосе пропускания звена с ло-

47

Для удовлетворительного регулирования ЛАФЧХ, соответст­ вующие функциям (2.49), должны иметь вид, показанный на рис. 2. 11, при этом должны выполняться соотношения:

В данном случае устойчивость движения системы самолет — САУ дя обеспечивается как внутренней обратной связью по

48

Рис. 2. 11. Примерный вид желаемой ЛАФЧХ для разомкнутой системы самолет — САУДЯ при на­

личии фильтра высоких частот в цепи сигнала угла тангажа

ляющее возмущение систем самолет —САУд#, разомкнутых по контуру управления высотой полета, имеют вид:

для системы с САУдн СОС

удовлетворительного регулирования логарифмические частотные характеристики систем, соответствующие выражениям (2.55) и

49