книги из ГПНТБ / Кашин Г.М. Автоматическое управление продольным движением упругого самолета

1 = {(/2+2 -0 ,59 -3 ,7 /+ 3 ,7 2) ( /2+2-0 ,012 - 2 2 ,2 /+ 22,22)(/2+2 -0 ,20-38/ |-382)(/24-2-0,07- 15/4-452) | -----

/«

3. Коэффициенты передачи путей сигналов датчиков

При создании системы ■автоматического управления в каче­ стве датчиков угловых движений самолета используются дат­ чики угловой скорости, углового ускорения, позиционные гиро­ скопы, а для замера перегрузок — линейные акселерометры. Сигналы, воспринимаемые датчиками в точке замера, опреде­ ляются следующими формулами:

позиционный гироскоп (гировертикаль)

'(ДПС).

На рис. 3. 20, б показан граф прохождения сигналов от руля бэ в точку измерения линейными акселерометрами (датчиком пе­

Рис. 3.20. Графы прохождения сигналов от источника (руля) к существеннцм точкам и точкам измерения угловой скорости и линей­ ного ускорения

162

Д л я случая установки датчика ДУС в точке 15 (см. рис. 3.5) хвостовой части фюзеляжа, когда .

k

= 67,6/УД 5250/;6 + 27,3- Ю\ев+ 100,4- Ю5/?4+ 199,5-10<у>3 +

532-1ИВ/Я 12,3-108/? + 42-108,

частотные характеристики сигнала датчика угловой скорости (см. рис. 3. 20, а) определятся в следующем виде:

для точки 2 (носовая часть) (см. рис. 3. 5)

При изменении фазы в больших диапазонах необходимо учи­ тывать изменение знаков У (со) и (У(со) по следующим соотно­ шениям:

рис. 3.21. Из этих кривых следует, что амплитудные и фазовые характеристики выходного сигнала ДУС в значительной степени зависят от места расположения датчиков, и это обстоятельство

должно быть учтено при проектировании САУ. На частоте ш =

некоторых режимах полета этот сдвиг достигает еще больших значений, что может привести к неустойчивости замкнутой си­ стемы стабилизации угловой скорости самолета. Большие резо­ нансные пики имеют место на частотах первого и третьего тонов. Наличие полиномов числителя и знаменателя с близкими часто-

Рис. 3.21. Частотные характеристики сигнала дат­ чика угловой скорости идус (со)

тами тонов и малыми декрементами затухания (см. табл. 3.6) обуславливает сложный характер фазовых характеристик.

Для графа сигналов перегрузки (см. рис. 3.20,6), измеряе­ мой линейным акселерометром ДЛУ, передаточная функция суммарного сигнала будет

В случае установки линейного акселерометра в точке 2 (см. рис. 3.5) носовой части фюзеляжа СТС, когда (см. рис. 4. 1)

164

- 5 ,4 - 103/?6—105/?5—7 -108/?4—49-106/?3—21 • Ю У - б - Ю у у

r ( l ,V - 5 5 ,5 p 7 + 7 ,2 .1 0 V + 17,3- lO V + 9,3 -108/?*-

VР од Д 12345 ' - 'Р 010^» Л 01 Рю, Л 92

'о Л 1 2 3 4 Е + "V ,

+Я„59Л?2345= 3,46р8 + 419,2р7 + 15434/?6 + 88 • Ю у + 5,7 • Ю у +

Д-7,7- Ю у ~ 13,2- Ю У - 106-108/7+ 165Ю8.

Тогда частотные характеристики сигнала акселерометра (см. рис. 3. 20, б) определятся следующим образом:

для точки 2 (носовая часть)

N709 (j M)—2, ОЗо)8 — 5 ■ЩЗсоб + 14,5-106(04 + 20,Ы08(о2 + 16,5-109 +

■412345 (У10)

ч- У(201м7— 10,7-1040)5 — 96,5-106Ы3 — 8-109-(о)

(3. 46)

для точки 15 (хвостовая часть)

По соотношениям (3.46) и (3.47) на рис. 3.22 построены частотные характеристики сигнала пдлу, на которых видны резонансные пики, обусловленные слабым демпфированием 1-го и 3-го тонов. Эти резонансные пики свидетельствуют о возмож­ ности возникновения больших высокочастотных перегрузок в носовой и хвостовой частях фюзеляжа.

165

При изучении свойств объекта, необходимых для проектиро­ вания системы автоматического управления, требуются также

Рис. 3. 22. Частотные характеристики сигнала ли­ нейного акселерометра «длу (со)

частотные характеристики параметров движения самолета и сиг­ налов датчиков «ДУс и идлу при действии ветра. Такие частот­ ные характеристики легко получить описанным выше способом.

Самолет Акселерометр

Рис. 3.23. Граф прохождения сигналов от источника (возму­ щения ветра) к существенным точкам и точке измерения ли­ нейного ускорения

Граф сигналов от источника 0 возмущения ветра WB в суще­ ственные точки и точку измерения 9 нормальных ускорений ли­ нейным акселерометром с учетом двух тонов упругих колебаний показан на рис. 3.23.

Рассмотрим два случая установки датчика ускорения.

166

С л у ч а й у с т а н о в к и л и н е й н о г о а к с е л е р о м е т р а в т о ч к е 15 х в о с т о в о й ч а с т и ф ю з е л я ж а .

2 /+И ?29з4= - 3 ,3 8 + - 6 8 ,8 + - 3 3 4 8 + + 20040+ + k

+ 4 -105+ + 95,77-10+ —8,2-105.

Частотные характеристики при ветровых возмущениях опре­

где

Л1234 = + + 24,6+ + 2072+ + 1936+ + 794-103+ +

+ 2823-103р + 9874-103.

Частотные характеристики показаны на рис. 3. 24. Здесь ви­ ден большой резонансный пик амплитуды всех параметров на частоте упругих колебаний 1-го тона. Из анализа кривых сле­ дует, что до частот 2 Гц основной вес в суммарном сигнале при­ ходится на сигналы, соответствующие движениям самолета как жесткого тела. Начиная с частот 2,5 Гц и выше, преобладают составляющие сигналов, соответствующие первому и второму тонам упругих колебаний. С изменением (места измерения) су­

в спектре частот низших тонов необходимо выбирать такие ме­

167

Рис. 3.24. Частотные характеристики парамет­ ров движения и сигнала линейного акселеро­ метра, помещенного в носовой части фюзеляжа при возмущениях ветра

органом, на всех режимах полета должны находиться по одну сторону от линии узлов форм. Тогда сигнал, подаваемый на при­ вод автопилота (иАП ~ri(x, z ) 4-ri(x, z) Д- будет иметь всегда необходимую полярность.

4. Характеристики внешних возмущений, действующ их на самолет

Самые большие перегрузки и напряжения в элементах кон­ струкции самолета получаются от воздействий на него порывов ветра при полете в турбулентной атмосфере на малой высоте. Кроме перегрузок от порывов ветра, на самолет действуют пере­ грузки, создаваемые управляющими сигналами.

168

Х а р а к т ер и ст и к и т у р б у л е н т н о й а т м о с ф е р ы

В настоящее время создано много моделей турбулентности атмосферы, в той или иной степени отвечающих определенным условиям полета. Чаще используются две модели турбулентно­ сти атмосферы:

модель Драйдена, в которой спектральная плотность порывов ветра определяется по формуле

атмосферу, но математическое выражение для спектральной

169