Добавил:

ivanov666 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Башкирский Государственный Аграрный Университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

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

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

24.10.2023

Размер:

10.78 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 2425 / 3225 26 27 28 29 30 31 32 > Следующая >>>

	Л1(г/о; У\ k(y)\				=Уо{^/3 + 2900 г/2 + [1160000 +
	+ (6300 + 16000 k)k(y)]y + 3980000 + (1690000 +
			+ 1300000 Л) k (Y)} =0.
2.	ДУС	расположен		в	пучности	первого	тона ~	-57,3 = 0,
тогда
+	(; + у); + = 3 +			[565+ 16,1+у)]*2 + [16800 + (8500 +
		+ 72++ у)1* + (32200+18Ю ++у) = 0;
	А1(у0\	У, к {у); -fe) =		f/0 {г/3 + 2900г/3-\|-[ 1160000Д-(6300-у-
+ 3170k) k (у)] У + 3980000 + (1690000 + 1230000+ k (у)} = 0.
3. ДУС расположен в хвостовой						части фюзеляжа		(точка 15
на рис. 3.5)		—	57,3 = —0,35 град/м, тогда
		дх
	А 2 (х ; + у); + = 3+ [5 6 5 + 1 6 + у )] 2 + [16800 +
	+ (8500+ 13,4++у)] * + (32200+ 18Ю ++у) = 0;
	А^уо,		у к(у)-	+ = у0(у3 + 2900+ + [1Ю000 +
+ (6300 - 2780+ k (у )] у + 3980000 + (1690000 +							1200000+ к(у)j = 0
Кривые границ устойчивости для						случаев	установки		ДУС
в носовой		и	хвостовой		частях фюзеляжа		построены		на
рис. 5. 31.		автоколебаний			(границ устойчивости) системы				све
Частоты

дены в табл. 5. 1.

			Таблица 5.1
	wmax	^min	Диапазон изме
Самолет	wmax	^min	нения k при
Самолет			изменении k(i)
		рад/с	в пределах от
		рад/с	18 до 4 с ~ 1
Жесткий	17,7	9,5	2—11,5
Упругий Носовая часть	23,2	23	0,1—1,5
Хвостовая часть	18	9,5	3 -1 3

Необходимо отметить, что частоты границ устойчивости имеют одинаковое значение для упругого и для жесткого само летов, когда ДУС установлен в хвостовой части фюзеляжа.

2 4 0

Информация ДЬС, расположенного в хвостовой части фю

зеляжа. в большей степени соответствует динамическим свойст вам самолета как жесткого тела.

Кроме того, из анализа	кривых рис. 5. 31, а и б следует, что
в случае установки датчика	в носовой части фюзеляжа больше.

Рис. 5.31. Кривые границ устойчивости системы стабилиза ции угловой скорости самолета с учетом первого тона упру гих колебаний

чем на порядок сужаются границы устойчивости по параметру Это значит, что с увеличением k неустойчивое состояние системы

с частотой первого тона (со= 23	рад/с) наступает раньше, чем
будет достигнут необходимый	декремент затухания самолета
как жесткого тела.

241

Более полную информацию и движении самолета как жест кого тела и об упругих колебаниях можно получить путем обра ботки показаний нескольких датчиков, расположенных вдоль фюзеляжа.

5 . 6 . САУ КОРОТКОПЕРИОДИЧЕСКИМ		Д В И Ж Е Н И Е М	С А М О ЛЕТА
КАК ЖЕСТКОГО	Т Е Л А И ПЕРВЫ М И НИЗШИМ И		ТОНАМИ
УПРУГИХ	КОЛЕБАНИЙ ЕГО	КОНСТРУКЦИИ

Как указывалось ранее, при полете СТС в условиях турбу лентной атмосферы возникающие в районе кабины экипажа и в хвостовой части самолета перегрузки вследствие наличия слабодемпфированных тонов упругих колебаний достигают больших величин.

Рис. 5.32. Спектральная плотность перегрузки

Для некоторых СТС на долю короткопериодических движе ний приходится 30% от общего среднего квадратического зна чения перегрузки, на долю первых трех тонов — 60% и на более высокие тоны— 10%•

На рис. 5.32 показана спектральная плотность перегрузки в точке 15 хвостовой части самолета. Поэтому САУ СТС должна включать систему демпфирования первых двух-трех тонов упру гих колебаний (СДУК). Эта система должна работать как сов местно с основной системой стабилизации угловой скорости жесткого самолета, так и самостоятельно. Структурная схема системы стабилизации угловой скорости упругого самолета по казана на рис. 5.33. В контурах стабилизации при исследовании используются линейные сервоприводы со следующими парамет рами:

242

привод элевонов

	1
-г	, •>
( Т п , / > -	\ ) ( T ; l P- ~ 2 : j u P - ~ l )

_____________;________1__________________

~Г; (1/30/J -г 1)(1/182р2 + 2 -0 ,5 1/18,0 - 1)

Привод демпферов упругих колебаний

W K{p\ = - ------------------------------------	=
( T KiP +	\ ) { T l p i + 2 : k TKp ^ \ )

________________1_____________

(1/18р Ч- 1) (1/42/?2 + 2-0,51/42/? + 1) ’

Рис. 5.33. Структурная схема системы стабилизации угловой скорости и низших тонов упругих колебаний самолета

Корректирующие устройства определяются из условия мини мума интегральных оценок

Jj 4 2dt;

(5.31)

J и

24 3

Параметры корректирующих				устройств
W K.yi(Ph	Т\р1 + 2^ ТАр + 1			1/92/2 + 2 -0 ,3		1/9/? + 1
	Tlpi + 2t5T5p + i			1/142^2 +	2.0,5	1/14^+ 1	'

W K. y A P >	Т\Р2 +	2Сбг бР +	1	i /402/?2 +	2-0,3 1/40р +		1
	Г? / 2 +	2+ Г7/? +	1	1/602/?2 +	2-0,5	1/60/7 + 1

Для уменьшения взаимного влияния контуров в контур упру гих колебаний включен фильтр

к ф Р	_ _ 1 / 2 0 р
(Р)	1/20/7 + 1
РФР + 1	1/20/7 + 1

Для повышения точности стабилизации угловой скорости самолета как жесткого тела при учете нелинейности привода

вцепь углового акселерометра целесообразно включать фильтр

спередаточной функцией вида

h	Ы = -	-9 рад/с) .
	T\pi + 2С8V	+ 1
В схеме	(см. рис. 5.33) коэффициент kq\ =0,1-+0,2 учитывает
эффективность компенсаторов		(рулевых органов демпфирования

упругих колебаний). Коэффициенты усиления k и k\ в контурах упругих колебаний и угловой скорости вычисляются из условия удовлетворения критериям (5.31).

Определить область оптимальных значений k и и оценить чувствительность системы, показанной на рис. 5. 33, к изменению коэффициентов k и k\ можно, построив кривую определения гра ниц устойчивости в области этих параметров. Характеристиче ское уравнение системы определится из выражения

Л = 1 + Х г			(' + f ) - S
	кфР		Р&Р'2' +	2£б^бР +	1
	Т ФР	+ 1	7-2/72 +	2 tp T y p +	1 *
k\k•
X
(P k .P + 1) ( т 1р 2 + 2 С Л /7 + 1)
7).И Й з ,^ 1)5 7 ,з ]	Ч р + '	Т>	+ ^ т,р + 1X
		TIP* + 21^Твр + 1
X ------------- г +	----------------- 1= 0.
( Р щ Р + 1) (Т’п-Р2 + 2Сп7’п/7 + l )

24 4

Для случая установки датчиков угловой скорости и углового ускорения в хвостовой части фюзеляжа, а датчика линейных ускорений — на крыле, определитель системы будет иметь вид

А = 2,5-Ю~5/>17 + 4 .10 -13р16 + 4010_12р15 + 4- К ) - у 4 +

- 2 ,3 - 1 0 -V 3+ 1 0 - у а + 4- 10~Vn + 14-10~3р10 + 0,4+ + 8 + +


	- 147+ + 2013/?* + 21,7+		+ 1,8-105+ + Ю*+ + 3 ,8 -Ю у +
+	8 -Ю + + (5-10-10/?14 + 4- 1		0 - ! у 3 + 3,3- l0~*+'2 + 1 ,5 0 0 -у М -
	+ 6 ■Ю - у у 0	,17+ + 4,2/7® + 72,7/7’+ 1031		+ + 9702++
	4-62- 103/?М- 1,6-	10Б+ —2,5- Ю У - 4 - Ю+) + + (4- Ю - и + у
+	4- 1 0 - у 3 + 6- Ю-1у а + 4- l0~ + u + 2,3- 1 0 -у ° + 8,5-10-2/?®*+

+ 2 ,5 + + 5 1 ,4 + + 641+ + 5348+ + 31414+ + 89651 + + 219550++

+ 21230+/С

Состояние системы и границы устойчивости в области пара метров k и + определяются уравнением

А (х;.у0; у, + +) = Л2(л:;.+ + )-f Ах{у0\ +; + +),

где А2(;с; + +УО ,001;с8 + (0,1+0,013+ + 0,001+х7 + (2,5 + 0,82+ +

+ 0,l5+xr* + (35 + 15+ + 6 + x ;5 + (200 + l05+ + 62+.x4 +

4- (500 + 260+ + 160/fe+3 + (450 + 160+ + 60k) jc2 +

+ (95 - 0,62kx + 5,5k) x + 2,5= 0;

A i(Уо', у, + + ) —y 0 [0,000l+ + 0,0l6+ + (0,9 + 0,16+ + 0,0l6+ + +

+ (16 + 6+ + 1,6+ + + (150 + 70+ + 35+ + + (590 + 300+ +

+ 200+ + + (900 + 400+ + 200+ + + (410 + 64+ + 36+ у +

+ 3 5 - l,6+ + 0,09+ = 0.

По результатам решения этих уравнений построена [по точ

кам пересечения корней t/s(+ + ) и х6(+	+ )] кривая	+ = /( + ,
определяющая границу устойчивости (рис.	5.34). На	рис. 5.34

заштрихована область, соответствующая оптимальным парамет рам + и + удовлетворяющим условию (5.31).

На рис. 5.35 показана кривая изменения интегральной квад-

9°

ратичной оценки = J т)2пУпри изменении коэффициента усиле-

ния + в цепи контура демпфирования упругих колебаний (при + Pt = const). Из кривой У - (+) следует, что с помощью системы

245

1 f

2р . 3,0

5,0

Рис. 5.34. Определение границ устойчивости си стемы стабилизации упругого самолета

Рис. 5. 35. Изменение критерия каче ства J у в контуре демпфирования

упругих колебаний

246

демпфирования упругих колебаний удается в 6 раз уменьшить

интегральную квадратичную оценку сигнала	акселерометра У^-
С установкой корректирующего устройства,	кроме того, суще

ственно расширяются границы устойчивости и уменьшается чув ствительность системы к изменению коэффициента k\ в контуре

упругих	колебаний.		размещения датчи
На рис. 5.36 показана возможная схема
ков САУ упругого самолета и формы двух			тонов собственных
a -'угловые акселерометры			1пин

ш - Д У С
О- линейные акселерометры (аемтри -
робиние упругих колебаний)		со1= 18... 25'рад/с
• - Ц Г В
		Линия узлов
4 - линейные акселерометры

(контур перегрузки)
m	L		гз {кЛ)

2 тон шг = 27... 33рад/с

Линия узлов-

Рис. 5.36. Размещение датчиков и рулевых чорганов на тяжелом само лете и формы низших тонов упругих колебаний:

1— э л е в о н ы ; 2— к о м п е н с а т о р ы ; 3 — и н т е р ц е п т о р ы

колебаний тяжелого самолета. Из рисунка видно, что органы управления (секции элевонов) — 2 и датчики линейных ускоре ний, предназначаемые для демпфирования упругих колебаний, должны размешаться так, чтобы сигнал линейных акселеромет

ров "П= 2	СД и обобщенная с и л а К ,= 2	riPl имели наибольшие
/	/	полярности датчики —
значения. Для сохранения необходимой		полярности датчики —

линейные акселерометры и точка приложения обобщенной силы должны находиться по одну сторону от линии узлов. Создание многосекционнюй схемы рулевых органов для демпфирования упругих колебаний целесообразно с точки зрения эффективности САУ.

Для создания контура демпфирования угловой скорости про дольного движения самолета как жесткого тела необходимо, как указывалось ранее, использовать информацию от нескольких (6—7) групп датчиков, размещенных по длине фюзеляжа. Кон тур перегрузки САУ траекторным движением самолета может быть спроектирован на базе линейного акселерометра, располо

247

женного в районе между центром тяжести и узлом первого тона упругих колебаний фюзеляжа. Датчик угловых движений само лета— ЦГВ целесообразно установить в центре тяжести само лета, в районе пучности низших тонов упругих колебаний.

Необходимо указать, что создание системы стабилизации самолета с учетом нежесткости его конструкции является слож

ной задачей.	Рациональной	является многоконтурная	САУ
со многими управляющими органами и своими приводами			раз
личной полосы	пропускания.	На каждый контур возлагается

задача увеличения демпфирования колебаний соответствующих степеней свободы в определенных диапазонах частот, причем каждый контур, демпфируя низшие тоны, не должен усиливать колебаний более высокочастотного тона.

За счет корректирующих устройств и фильтров в каждом кон туре должен быть обеспечен запас устойчивости по фазе 90°± 10°

и запас	по амплитуде последующих, более высоких, тонов
- ( 8 —10)	дБ.

Г л а в а

ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ АДАПТИВНЫХ СИСТЕМ СТАБИЛИЗАЦИИ УПРУГОГО САМОЛЕТА

Изменение динамических параметров самолета, обусловлен ное изменением режима полёта, вызывает существенные откло нения показателей качества автоматического управления от оп тимальных значений. Должное качество автоматического управ ления можно поддерживать путем перестройки передаточных коэффициентов автопилота в зависимости от скоростного напора, высоты и скорости полета. Но такая перестройка является мало эффективной вследствие того, что для каждого отдельного само лета п автопилота необходимо устанавливать сложные зависи мости передаточных коэффициентов от режимов полета. При со здании контуров демпфирования упругих колебаний выявление закономерности изменения коэффициентов усиления в цепях кон туров по режимам полета является чрезвычайно сложной зада чей. Трудно определить как аналитически, так и эксперименталь но частоту тонов, деличину прогибов, эффективность рулей и т. д. Поэтому наиболее перспективным способом|сохранения требуе мого качества управления упругим самолетом является примене ние самонастраивающихся автопилотов^ ,

Для стабилизации упругого самолета в данной книге рас сматривается схема самонастраивающегося автопилота, |в котором самонастройка осуществляется по принципу спектрального анализа сигналов, циркулирующих в контурах стабилизации. При определенном выборе параметров корректирующих уст ройств и фильтров, включаемых в контуры стабилизации, удается обеспечить достаточно большие коэффициенты усиле ния в прямых цепях контуров, что обеспечивает инвариантность частотных свойств системы к изменению динамических характе ристик самолета, а также поддерживать определенный запас устойчивости в контурах на всех режимах полета.

Схема самонастраивающегося автопилота со спектральным анализатором обладает рядом преимуществ перед другими самонастраивающимися автопилотами. К таким преимуществам можно отнести незначительное количество настраиваемых пара метров, сравнительно небольшое время их перестройки, предот-

3819

249

<<< < Предыдущая 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 2425 / 3225 26 27 28 29 30 31 32 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке книги из ГПНТБ