книги / Системы управления летательными аппаратами и их силовыми установками

0 = arctg— Zi— x* - Xi

Известно, что непосредственное управление углом наклона век­ тора скорости не представляется возможным, а управлять можно по­ ложением продольной оси ЛА, т.е. углом тангажа, при этом 0 = /(Д 0), где

Рассмотрим процедуру управления углом 0. Как видно на рис. 12.1, 0<О, 0р <О, тогда Д0>О. В соответствии с (12.6) происходит

уменьшение угла тангажа, т.е. продольная ось АБЛА переместится по часовой стрелке. Это приведет к уменьшению угла атаки, что обу­ словит уменьшение вертикальной составляющей подъемной силы. Уменьшение вертикальной составляющей подъемной силы приводит к уменьшению вертикальной составляющей скорости. Это, в свою очередь, обусловит поворот вектора скорости по часовой стрелке, в результате чего угол наклона вектора скорости приблизится к рас­ четному значению. Аналогично происходит регулирование угла на­ клона вектора скорости и при Д0 < 0.

12.2. Выбор закона управления системы терминального наведения АБЛА

Осуществим обоснование закона управления системы терми­ нального наведения, исходя из удовлетворения требований к ее ди­ намике. Введем допущение, позволяющее упростить решение по­ ставленной задачи. Будем считать, что осуществляется регулирова­ ние не угла тангажа, а непосредственно угла наклона вектора скорости в течение небольшого промежутка времени At. Тогда зави-

симость для приращения угла наклона вектора скорости можно пред­ ставить в виде

Учитывая, что Ах изменяется в значительно меньшей степени, чем Ау, будем полагать, что Ах = const, тогда выражение (12.9) можно

Представим структурную схему системы регулирования угла наклона вектора скорости А0 (рис. 12.2). Для решения поставленной задачи получим уравнение движения ЛА в вертикальной плоскости в отклонениях, с этой целью запишем уравнение расчетного движе­ ния и уравнение истинного движения ЛА

_ 1_

К ;

Ах

IД9

Рис. 12.2

Так как реализация алгоритмов наведения осуществляется с по­ мощью бортового компьютера, то система регулирования угла Д6 является дискретной, в результате этого в состав системы входят им­ пульсный элемент, экстраполятор нулевого порядка, в качестве пре­ образователя дискретного сигнала в непрерывный с передаточной

1 - е 'ГоР

функцией вида W (р) =---------- и вычислительного устройства с пе-

Р

редаточной функцией £)(z), где реализуется управляющий алгоритм. В приведенных зависимостях р, z - операторы; Т0- период дискрет­

ности; Кг = p v X

2

Осуществим анализ динамики системы и выбор D(z), исходя из удовлетворения требования к устойчивости и качеству регулиро­ вания. С этой целью определим z и w - передаточные функции ра­ зомкнутой системы W(z),W(w), используя таблицу z-преобразова- ний. Для анализа устойчивости системы применим критерий Гурвица.

z + 1 (Z-1)2’

т

Анализ данного уравнения с помощью критерия Гурвица пока­ зывает, что система структурно неустойчива, т.е. неустойчив процесс регулирования угла Д0, так как один из коэффициентов уравнения имеет отрицательный знак. Для обеспечения устойчивости в систему необходимо ввести форсирующее звено, реализуемое с помощью ал­ горитмов в бортовом компьютере. Передаточную функцию форси­ рующего звена в области w-оператора можно представить в виде

( . )

Условие устойчивости системы в данном случае в соответствии

ККкТ02

что вполне достижимо.

Далее определим вид закона управления, реализуемого в вычис­ лительном устройстве, для чего получим передаточную функцию D(z) с помощью обратного w-преобразования. С этой целью o c y u ie -

и выходе вычислительного устройства, с помощью операции обрат­ ного z-преобразования получим закон управления, реализуемый в вычислительном устройстве в виде

Анализ данной зависимости показывает, что для удовлетворе­ ния требований к динамике системы необходимо в законе управле­ ния учитывать информацию как о регулируемой координате, так и о скорости ее изменения. Как указывалось выше, в реальной систе­ ме наведения осуществляется управление углом тангажа:

поэтому закон управления углом тангажа имеет вид

здесь UK- сигнал на выходе вычислительного устройства (бортового компьютера).

Часть II

СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Глава 13 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

О СИСТЕМЕ СТАБИЛИЗАЦИИ ЛА

13.1. Назначение системы стабилизации летательных аппаратов

Система стабилизации летательного аппарата (ЛА) выполняет следующие основные функции:

1.Осуществляет программные развороты по углам тангажа &

ивращения ф.

2.Стабилизирует движение ЛА относительно центра масс.

3.Подавляет упругие колебания корпуса ЛА.

4.Подавляет колебания жидкого наполнения баков ЛА при ис­ пользовании жидкостного реактивного двигателя.

5.Стабилизирует движение центра масс ЛА.

Поясним подробнее данные функции.

В процессе полета ЛА с целью его опреде­ ленной ориентации осуществляется программ­ ный разворот по углам тангажа и вращения.

Программный разворот по углу тангажа

а(рис. 13.1, а), либо в функции кажущейся скоро­ сти w (рис. 13.1, б). В первом случае полет ЛА осуществляется по жесткой траектории, во вто­ ром - по гибкой траектории. Разворот по углу крена выполняется в функции времени.

Вполете на ЛА действуют различные воз­ мущения, которые приводят к возникновению отклонений углов разворота ЛА, а также пара­ метров движения (скоростей, координат) от про-

граммных значений. Задача состоит в уменьшении данных отклоне­ ний до допустимых пределов.

В процессе полета ЛА под действием различных сил корпус ЛА может изгибаться, что приводит к возникновению упругих колеба­ ний корпуса. Эти колебания могут иметь расходящийся характер, в результате чего, в конечном счете, может произойти деформация и излом корпуса ЛА.

Таким образом, в процессе полета возникает задача эффектив­ ного подавления этих колебаний.

При наличии на борту ЛА жидкостного двигателя баки ЛА за­ полнены топливом, которое при движении ЛА колеблется. Эти коле­ бания могут привести к возникновению расходящихся колебаний корпуса ЛА, что является недопустимым.

Все вышеизложенное диктует необходимость постановки на борт системы автоматического управления, осуществляющей реше­ ние поставленных задач.

13.2. Функциональная схема системы стабилизации

Угловое движение и движение центра масс ЛА взаимосвязаны. Однако в связи с тем, что частоты углового движения и движения масс отличаются примерно на порядок, можно условно разделить эти два движения. В соответствии с данным положением систему стаби­ лизации разделяют на две системы: систему стабилизации углового движения ЛА (СУС) и систему стабилизации движения центра масс (ССЦМ). СУС и ССЦМ представляют собой системы автоматическо­ го регулирования с обратной связью, как в непрерывном, так и дискретном исполнении. Принципиальное отличие указанных вы­ ше вариантов исполнения заключается в том, что в первом случае для управления применяется аналоговое вычислительное устройство, во втором случае - дискретное, в качестве которого используется бортовая цифровая вычислительная машина. На рис. 13.2 представ­ лена типовая функциональная схема системы стабилизации аналого­ вого типа, а на рис. 13.3- дискретного типа.

На рисунках обозначено:

ЧЭ - чувствительный элемент; АВУ - аналоговое вычислительное устройство; РП - рулевой привод; ОР - объект регулирования; РО -рулевой орган;

А/К - преобразователь аналог - код; БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина; К/А - преобразователь код - аналог.

Рис. 13.2

Рис. 13.3

Принципиально работа аналоговой системы стабилизации не отличается от дискретной и заключается в следующем.

Чувствительный элемент измеряет угловые либо линейные па­ раметры движения ЛА, которые в аналоговом либо дискретном виде поступают в вычислительное устройство, где осуществляется преоб­ разование входного сигнала с целью обеспечения требований к ус­ тойчивости, качеству регулирования и точности системы. Выходная