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

л и н е а р и з а ц и и . Х а р а к т е р и с т и ч е с к о е у р а в н е н и е е е о п р е д е л и т с я и з

вы р а ж е н и я

А= 1 - [ - ( 0 . 1-9 + 0-2-9 + 0-3-9 + 0-4-9Ч 9-1Ы 2 - 14-0 +

-f 9 - 11 • 12 -16'14-0) —(0-2-6-)-0-3-6 + 0-4-6Н6 - 13-р6-7. 13) X

Х(13-150+13-17-15-0)]=1

рис. 6.20), осуществить с выходов множительных элементов, то образуются некасающиеся контуры цепей самонастройки. В этом случае в характеристическом полиноме появятся члены с произ­ ведением кики', повысится порядок полинома, качество самона­ стройки ухудшится.

определяется граница устойчивости в области этих параметров. Датчики угловой скорости и углового ускорения устанавли­ ваются в точке 15 хвостовой. части фюзеляжа (см. рис. 3.5), а датчик линейных ускорений — в точке 32 на крыле. Значения

280

Для режима полета СТС, когда о= 220 м/с, Я=100 м, пара­ метры для расчета будут иметь следующие значения:

ег 15; e'x= 10; ka = k’Q= 1.

Из выражения (6.46) получим уравнение

Рис. 6.20. Самонастраивающаяся система демпфирования углового корот­ копериодического движения самолета как жесткого тела и первых двух тонов упругих колебаний

решая которое при различных значениях fe„ = const н £H=var. определим границу устойчивости k'H= f [ k H) (см. рис. 6.22). Оптимальными коэффициентами kw и к'к могут быть любые из коэффициентов в заштрихованной области.

А1(шн){т'нгрг+Цр

77 А (ши)(Тнр2+ 1)р ( р /80+ Ш 2р г+21нТнр+1)

Рис. 6. 21. Структурная схема линеаризованной самонастраивающейся си­ стемы демпфирования углового короткопериодического движения самолета как жесткого тела и первых двух тонов упругих колебаний

Переходные процессы в системе с выбранными коэффициен­

рости самолета как жесткого тела й и двух тонов упругих коле­ баний т|. При разомкнутых контурах (k = k\ = 0) имеют место

большие слабо демпфированные колебания н и ц . После уста­ новления оптимальных коэффициентов k и ki существенно умень­

шается амплитуда сигналов ДУС— >-н и ДЛУ— >-г|.

282

ния автоколебаний, возникающих в контуре демпфирования са­ молета как жесткого тела при увеличении коэффициента усиле­

Процесс настройки коэффициентов k и k\ при последователь­ ном включении контуров самонастройки показан на осцилло­ граммах 2 и 3 (см. рис. 6.23,6). На осциллограмме 4 — процесс

г) (t), измеряемых датчиками. Это значит, что уменьшаются пере­ грузки от колебаний самолета как жесткого тела и от упругих колебаний конструкции.

Следовательно, за счет самонастраивающейся системы (см. рис. 6.20) демпфирования упругих колебаний можно обеспечить необходимый комфорт для экипажа, значительно уменьшить изгибающие моменты в сечениях конструкции и существенно увеличить ресурс планера самолета.

демпфиров. упругих колеФаний

v\ /V ^ \ vAa^ ^ A / vA ^ ^ ,м ,Vvv^VV^yvV/Члм Д /^

5)

Рис. 6.23. Переходные процессы в двухконтурной самонастраивающейся системе СДКД и СДУК

При создании автоматической системы демпфирования упру­ гих колебаний важным является поддержание необходимых фа­ зовых соотношений между отклонением руля и выходными демпфируемыми параметрами, частота которых изменяется по режимам полета. Фазовые запаздывания в образовании сил при высокочастотных отклонениях руля обуславливаются как нестационарностью обтекания, так и изменением фазовой характери­ стики привода по частоте.

Активное демпфирование упругих колебаний возможно осу­ ществить с помощью существующего привода путем включения в цепь контура фазорегулирующих корректирующих устройств, которые могут быть запаздывающими. Эти корректирующие уст­ ройства формируют сигнал в такт и в противофазе упругим ко­ лебаниям.

Система демпфирования упругих колебаний с запаздываю­ щими фильтрами оказывается также эффективной и при полете в турбулентной атмосфере.

На рис. 6. 24, а показана структурная схема самонастраиваю­

матической перестройки частоты корректирующего устройства постоянно на всех режимах полета достигаются необходимые фазовые соотношения м-ежду входными сигналами руля и аксе­ лерометра. Фильтры Ф1 и Ф2 являются фазорегулирующими фильтрами, обеспечивающими необходимые фазовые соотноше­

так, чтобы при изменении частоты сог сохранились необходимые фазовые соотношения напряжений Ui(t) и uz(t) на входе синхрон­ ного детектора и не вносились искажения от полосовых фильт­ ров Ф1 и Ф2. Напряжение на выходе синхронного детектора,

285

с помощью которого перестраивается частота корректирующего устройства, можно записать так:

Амплитуда

Рис. 6.24. Структурная схема самонастраивающейся системы демпфирования упругих колебаний с помощью корректирующего устройства динамической структуры

286

Постоянная составляющая входного сигнала исполнитель­ ного устройства

« c , ( = Y 1И1 0 * 1 1И2 0 ) 1 COS

Здесь

? = тя - д ? .

будет поддерживать необходимые фазовые соотношения путем перестройки частоты со = ыо±Лсо корректирующего устройства,

П О С К О Л Ь К У Д(0~Дф.

Если частота демпфируемого, тона по режимам полета изме­ няется в пределах от w, mm До со» щах, то в этих пределах должна изменяться частота самонастраивающегося фильтра;

квадратичной оценки выходного сигнала линейного акселеро­ метра (см. рис. 6.24,а).

На рис. 6. 25 приведены осциллограммы переходных процес­ сов в системе самонастройки фазовых характеристик руля. Кри­

стоты настройки Лео, или отклонения фазы Дф корректирующего устройства. В момент «вкл.» производится включение контура самонастройки и осуществляется подстройка фазы Дф путем из­ менения частоты корректирующего устройства на величину Доз.

287

На осциллограмме 4 показаны процессы в системе при рас­ стройке фазы другого знака. В этом случае система неустойчива.' При включении контура самонастройки устойчивость восста­ навливается за 1 секунду.

Рис. 6.25. Переходные процессы в системе самонастройки фазовых харак­ теристик руля

При решении задачи на АВМ возмущения по фазе задава­ лись в диапазоне Д<р=±45°. Эти значения соответствуют реаль­ ным изменениям фазовых характеристик привода или процессов образования сил с учетом нестационарности обтекания.

6 . 7 . ФИЛЬТРАЦИ Я ПОМЕ Х ОТ УПРУГИХ КОЛЕБАНИЙ

упругих колебаний с помощью активных или пассив.ных.филр-тД.. ров невозможно без внесения фазовых запаздываний в суммар- - ный сигнал датчиков на частотах движения самолета как жест­ кого тела.

2 8 8

можно использовать следующие способы получения информации

одвижении самолета как жесткого тела.

1.Способ, когда датчики угловой скорости устанавливаются

Оv■

в точке, где для формы определенного тона —L= 0. Но пучности

д х

Рис. 6. 26. Диаграммы прохождения сигналов от двух датчи­ ков, расположенных в носовой (т. 2) и хвостовой (т. 15) ча­ стях фюзеляжа

форм тонов не совпадают. Кроме того, в процессе полета с изме­ нением веса самолета сами формы тонов изменяются.

2. Компенсационный способ, использующий информацию двух групп датчиков (ДУСов), установленных по разным сторо­ нам пучности тона. Этот метод весьма эффективен при фильтра­ ции помех от колебаний первого низшего тона с частотами 2—

289