Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Московский государственный технический университет гражданской авиации

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

учебник Кузнецова 2003

.pdf

Скачиваний:

392

Добавлен:

22.03.2016

Размер:

9.51 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 67 / 187 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 > Следующая >>>

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

Таблица 4.1

∆δ

W(p)

∆ωx

∆δэ

δэ (T

2p2 + 2T ξ p +1) + k

δэ

∆δэ

(p) =

ωx

ωx ,ωy

p +1)(T2p2 +

+1)

∆ωx

∆δн

δн (T

2p2 + 2T ξ p +1) + k

δн

∆δн (p) =

ωx

ωx ,ωy

p +1)(T2p2 +

+1)

∆ωx

∆δz

kδz

p +1)

∆δz (p) =

ωx

ωy

p +1)(T2p2 + 2T

p +1)

∆ωx

ωx

∆ωy

∆δэ

δэ

(T p +1)

∆δэ

(p) =

ωy

(T2p2

+1)

∆ωy

∆δн

δн (T p +1)

∆δн (p) =

ωy

(T2p2

+1)

∆ωy

∆δz

∆δz (p) =

kωδz

(T2p2

+1)

∆ωy

∆β

∆δэ

∆δ

(p) =

kβδэ

(T2p2 + 2T

p +1)

∆β

∆δн

∆δ

(p) =

kβδн

(T2p2

+ 2T

p +1)

∆β

∆δz

kδz

p +1)

∆δz

(p) =

ωy

(T2p2

+1)

∆β

∆γ

∆δэ

kδэ (T2p2 + 2T ξ p +1) + kδэ

∆δэ

(p) =

ωx

ωx ,ωy

p(T

p +1)(T

2p2 + 2T ξ p +1)

∆γ

ωx

∆δн

δн (T

2p2 + 2T ξ p +1) + k

δн

∆δн

(p) =

ωx

ωx ,ωy

p(T

p +1)(T

2p2 + 2T ξ p +1)

∆γ

ωx

∆δz

kδz

p +1)

∆δz

(p) =

ωx

ωy

p(T

p +1)(T2p2 + 2T ξ p +1)

∆γ

Таблица 4.2

∆δ

W(p)

∆ψ

∆δэ

kγ [kδэ

(T2p2 + 2T ξ p +1) + kδэ

]

W∆δэ

ω ,ω

(p) =

p2 (T

+1)(T2p2

+1)

∆ψ

∆δн

kγ

[kδн

(T2p2

+ 2T ξ p +1) + kδн

]

W∆δн

ω ,ω

(p) =

p2 (T

+1)(T2p2

+1)

∆ψ

∆δz

γ [kδz

p +1)]

W∆δz

(p) =

ωx

ωy

p2 (T

p +1)(T2p2

2T ξ p +1)

∆ψ

ωx

∆Ψ

∆δэ

kβ

kδэ p(T

p +1) + kγ [k

δэ

(T2p2

+ 2T ξ

p +1) + kδэ

]

W∆δэ

(p) =

ωx

ωx ,ωy

p2 (T

+1)(T

2p2 + 2T

+1)

∆Ψ

∆δн

kβ

kδн p(T

p +1) + kγ

[kδн

(T2p2

+ 2T ξ p +1) + kδн

]

W∆δн

(p) =

ωx

ωx ,ωy

p2 (T

p +

1)(T2p2 + 2T

+1)

∆Ψ

ωx

____________________________________________________________________________________________________________________________

61 май 2003г.

ДИНАМИКА БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА

∆δz

kβ

kδz p(T

p +1) + kγ

kδz

p +1)

W∆δz (p) =

ωx

ωy

p2 (T

+1)(T

2p2

p +1)

∆Ψ

ωx

∆

∆δэ

kγ kψ

[kδэ (T2p2

+ 2T ξ p +1) + kδэ

]

W∆δэ (p) =

ωx

ωx ,ωy

p3 (T

p +1)(T2p2 + 2T

p +1)

∆β

∆δн

kγ kψ

[kδн (T2p2

+ 2T ξ p +1) + kδн

]

W∆δн (p) =

ωx

ωx ,ωy

p3 (T

p +1)(T2p2 + 2T

p +1)

∆β

∆δz

kγ kψ

[kδz (T

p +1)]

W∆δz (p) =

ωx

ωy

p3 (T

+1)(T2p2 +

2T ξ p +1)

∆β

ωx

β β

4.4. Внешние возмущения в боковом движении

4.4.1. Влияние эксплуатационных факторов на боковое движение

Эксплуатационные факторы и боковая устойчивость самолета.

Степень путевой статической устойчивости по углу скольжения зависит в основном от относительных координат центра масс самолета xт и

фокуса xFβ . Положение фокуса определяется конструктивными осо-

бенностями самолета, конфигурацией, числом М полета, скоростью и т. д. Положение центра масс меняется в полете в широких пределах по мере выработки топлива, а также зависит от размещения пассажиров и грузов.

При передних центровках путевая статическая устойчивость самолета выше, что требует от пилота больших расходов перемещения педалей и руля направления. При этом если руль уже находился в отклоненном балансировочном положении, может оказаться ограниченным боковой маневр. Кроме того, смещение центра масс вперед увеличивает период и частоту собственных боковых короткопериодических колебаний, проявляется «голландский шаг».

При задних центровках путевая статическая устойчивость самолета меньше и самолет недостаточно сопротивляется изменению угла скольжения, например, при боковом ветре. Самолет становится излишне чувствительным к отклонению руля направления и неосторожное отклонение педалей пилотом может вывести самолет за пределы установленных ограничений по боковой перегрузке и углу крена.

Изменение числа М полета и скорости проявляется в перемещении фокуса по углу скольжения.

Степень поперечной статической устойчивости по углу скольжения зависит в основном от конструктивных особенностей самолета. Существенное влияние на характеристики динамической путевой и поперечной устойчивости оказывают демпфирующие и спиральные моменты, которые также определяются конструктивными особенностями самолета.

Таким образом, улучшить боковую устойчивость самолета с помощью автоматических средств можно путем автоматического отклонения рулей направления и элеронов в функции угловых скоростей рыскания и крена, боковой перегрузки и т. д. При этом вводится автоматическое ограничение отклонения руля направления, демпфируются колебания конструкции крыла.

Эксплуатационные факторы и боковая балансировка и управ-

ляемость самолета. Основными эксплуатационными факторами, влияющими на боковую балансировку, являются боковой ветер, отказ двигателя, несимметричный выпуск закрылков, обледенение и т. д. Влияние бокового ветра проявляется в увеличении угла скольжения, которое парируется соответствующим отклонением руля направления и элеронов. При этом ограничиваются возможности бокового маневра. Кроме того, возникает косая обдувка воздушного винта и воздухозаборника двигателя, что приводит к появлению боковых составляющих тяги и моменту рыскания от тяги двигателей.

При отказе двигателя самолет разворачивается в сторону отказавшего двигателя с одновременным накренением на крыло с отказавшим двигателем. Этому способствует возникновение момента крена, обусловленного поперечной устойчивостью и поперечного момента, вызванного асимметрией обдува полукрыльев. Для балансировки самолета необходимо соответствующее отклонение элеронов и руля направления. При этом принципиально возможен прямолинейный горизонтальный полет со скольжением на отказавший двигатель, без скольжения и

со скольжением на работающий двигатель. Последний случай считается более целесообразным, тогда самолет летит с небольшим положительным углом крена, положительным углом отклонения руля направления и отрицательным углом отклонения элеронов.

При несимметричном выпуске закрылков у самолета появляется крен вследствие разных подъемных сил на полукрыльях, который должен компенсироваться отклонением элеронов. При обледенении носка киля возникает срыв на вертикальном оперении, фокус самолета по углу скольжения смещается вперед, уменьшая путевую устойчивость, усилия на педалях уменьшаются.

Изменение скорости, числа М и высоты полета приводит к изменению градиентов усилий и перемещений на педалях и штурвале вследствие различного действия набегающего потока воздуха. В результате характеристики боковой управляемости оказываются переменными и для создания одного и того же угла скольжения и боковой перегрузки пилот должен прикладывать к педалям и штурвалу различные усилия на различных режимах полета.

Задача обеспечения боковой балансировки и улучшения боковой управляемости решается автоматическими средствами соответствующим отклонением руля направления и элеронов в функции боковой перегрузки, а также изменением коэффициентов штурвала в функции скорости полета и высоты.

4.4.2. Моделирование внешних возмущений в боковом движе-

нии

Передаточные функции самолета в быстром боковом вынужденном движении по внешним возмущениям. Появление вынужден-

ной составляющей в боковом быстром движении обусловлено, в основном, действием внешней боковой силы ∆fz , внешних моментов крена

∆mxв и рыскания ∆myв , угла скольжения ∆βw и скорости угла

скольжения ∆βw из-за действия ветра.

Рассмотрим модель бокового быстрого вынужденного движения самолета при наличии внешних возмущений

xбб(t) = Aббxбб(t) + Bббв uббв (t) . (4.115)

Вектор-столбец входа по внешним возмущениям в боковом быстром движении

[uвбб(t)]Т =[uвб(t)]Т =

[∆fz (t) ∆mxв(t) ∆myв(t) ∆βw (t) ∆βw (t)] . (4.116)

Матрица входа по внешним возмущениям в боковом быстром движении

	0		aωx ,mxв	0	aωx ,βw	0
		0	0	aωy ,myе	aωy ,βw	0
Bббв
	=				aβ,βw		. (4.117)
	aβ,fz		0	0		aβ,βw
		0	0	0	0	0

С учетом уравнения выхода (4.57) определим передаточную матрицу самолета в боковом быстром движении при действии внешних возмущений и нулевых начальных условиях.

Wббв (p) = Yббв (p) =[pI − Aбб]−1Bббв = Фбб(p)Bббв . (4.118)

Uбб(p)

62	май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

Элементами матрицы Wббв (p) являются передаточные функции

самолета по соответствующим параметрам вектора выхода Yбб(p) , совпадающего в рассматриваемом случае с вектором переменных состояния бокового быстрого движения xбб(p) при действии внешних

возмущений Uвбб(p) .

Так как переходная матрица Фбб(p) определена, вычисление пе-

редаточной матрицы Wббв (p) не представляет трудностей. Введем следующие обозначения табл.4.3 и 4.4):

kωfz	, kωmxв , kωmyв , kβωw , kβωw				- коэффициенты усиления по уг-
x	x	x	x	x
ловой скорости		крена	∆ωx	при действии соответственно внешней

боковой силы ∆fz , внешнего момента крена ∆mxв , внешнего момен-

та рыскания ∆myв , с боковой составляющей ветра в виде ∆βw и

скорости угла скольжения ∆βw ;

kβωw ,ω	y	, kβωw ,β	- коэффициенты усиления по угловой скорости
x		x
крена ∆ωx		и перекрестной связи соответственно с угловой скоростью
рыскания	∆ωy и углом скольжения ∆β при действии боковой со-
ставляющей ветра в виде угла скольжения ∆βw ;
kωfz ,		kωmyв , kβωw ,		kβωw - коэффициенты усиления по угловой
y		y	y	y
скорости рыскания			∆ωy	при действии соответственно внешней боко-

вой силы ∆fz , внешнего момента рыскания ∆myв , боковой состав-

ляющей ветра в виде угла скольжения ∆βw и скорости угла скольжения ∆βw ;

kβfz , kβmyв , kββw , kββw - коэффициенты усиления по углу сколь-

жения ∆β при действии соответственно внешней боковой силы ∆fz ,

внешнего момента рыскания ∆myв , боковой составляющей ветра в виде угла скольжения ∆βw и скорости угла скольжения ∆βw ;

kβw - коэффициент усиления по угловой скорости рыскания

ωy ,β

∆ωy и перекрестной связи с углом скольжения ∆β при действии боковой составляющей ветра ∆βw ;

kββ,wωy - коэффициент усиления по углу скольжения ∆β и пере-

крестной связи с угловой скоростью рыскания ∆ωy при действии

боковой составляющей ветра.

Передаточные функции самолета в полном боковом вынужденном движении по внешним возмущениям. Для получения переда-

точных функций самолета по траекторным параметрам ∆ψ , ∆Ψ и

∆z при действии внешних возмущений воспользуемся следующими выражениями

W∆fz (p) = W∆fz (p)W∆γ (p) ;
∆ψ	∆γ		∆ψ
W∆fz (p) = W∆fz (p)W∆β			(p) + W∆fz	(p)W	∆γ (p) ;		(4.119)
∆Ψ	∆β	∆Ψ	∆γ	∆Ψ
W∆fz (p) = W∆fz (p)W∆γ (p) .
∆z	∆γ		∆z
Передаточные функции			W∆fz (p) ,	W∆fz (p)		уже получены и
			∆γ	∆β
имеются в	табл.4.4.	Передаточные функции			W∆γ	(p) ,	W∆β (p) ,
					∆ψ		∆Ψ
W∆γ (p) ,	W∆γ (p) определены в 2.5.
∆Ψ	∆z

Аналогичным образом получаются передаточные функции Wuвбб .

xбт

Результаты сведены в табл.4.5.

Реакция самолета на импульсные возмущения в виде внешней боковой силы и внешних моментов крена и рыскания. Пусть на самолет подействовало импульсное возмущение по внешней боковой

силе ∆fz (t) = δ(t)∆fz . Наличие или отсутствие статических ошибок

в быстром боковом движении определим с учетом того, что

∆fz (p) = ∆fz . Тогда

(∆ω )

уст

= lim{p∆f

(p)W∆fz

(p) } =

p→0

∆ω

(Tωx p +1)

∆fz lim

pkωx

p +1)(T

2p2

+ 2T

p +1)

p→0

(∆ω

)

уст

= lim{p∆f

(p)W∆fz

(p)} = 0 ,

p→0

∆ωy

∆β

уст

= lim{p∆f

(p)W

∆fz (p)} = 0 ,

p→0

∆β

∆γ

уст

= lim{p∆f

(p)W∆fz (p)} =

p→0

∆γ

(Tωx p +1)

∆fz lim

pk∆γ

p +1)(T

2p2

+ 2T

p +1)

p→0

0 ,

kfωzx ∆fz . (4.120)

Таким образом, при импульсном воздействии боковой силы ∆fz

самолет астатичен по угловым скоростям ∆ωx , ∆ωy , углу скольже-

ния ∆β, а по углу крена имеет статическую ошибку ∆γуст ≠ 0 .

В результате постоянно изменяются углы

рыскания

∆ψ , пути

∆Ψ и линейное боковое отклонение ∆z , так как

∆γ

∆ψ

= lim{p∆γ

(p)W∆γ (p)} =

ωx ∆fz

k∆ψ

→ ∞ ,

уст

lim

p→0

∆ψ

p→0

	∆Ψ		уст	= lim{p∆γ			уст	(p)W∆γ	(p)} → ∞ ,
				p→0				∆Ψ
∆z	уст	= lim{p∆γ			уст	(p)W∆γ (p)} → ∞ . (4.121)
			p→0					∆z

Таким образом, импульсная внешняя боковая сила изменяет боковую траекторию полета самолета. Для парирования этого возмущения требуется вмешательство пилота или автоматики.

Рассмотрим реакцию самолета на импульсное возмущение по

внешнему моменту крена ∆mxв(t) = δ(t)∆mxв :

(∆ω )

уст

= lim{ p∆m

xв

(p)W∆mxв (p)} =

p→0

∆z

mxв

pkω

∆mxв lim

→ 0 ,

p→0

Tωx p +

∆γ

уст

= lim{ p∆m

xв

(p)W∆mxв

(p)} = kmxв ∆m

xв

. (4.122)

p→0

∆γ

ωx

Статическая ошибка по углу крена

∆γуст приводит к изменению

траекторных параметров ∆ψуст , ∆Ψуст , ∆zуст . Для возвращения

самолета к опорной траектории требуется отклонение элеронов пилотом или автоматикой.

Импульсное возмущение по внешнему моменту рыскания ∆myв(t) = δ(t)∆myв приводит к аналогичным последствиям.

Реакция самолета на ступенчатое возмущение в виде внешней боковой силы и внешних моментов крена и рыскания. Пусть на самолет подействовал ступенчатый внешний момент крена

mxв(t) = ∆mxв1(t) . Тогда, с учетом того, что

∆mxв(p) = ∆mxв / p

____________________________________________________________________________________________________________________________

63 май 2003г.

ДИНАМИКА БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА

(∆ω )

уст

= lim{p∆m

xв

(p)W∆mxв (p)} =

p→0

∆x

mxв

(Tωy p +1)

pkωx

= ∆mxв

lim

= kωxB ∆mxв ,

(T p

+1)(T

2p2 + 2T

ξ p +1)

p→0

∆γ

уст

= lim{p∆m

xв

(p)W∆mxв (p) } → ∞ . (4.123)

p→0

∆γ

При ступенчатом воздействии внешнего момента крена ∆mxв са-

молет набирает статическую ошибку по угловой скорости крена ∆ωx и становится неустойчивым по углу крена ∆γ . О выдерживании траектории уже не приходится говорить. Для возвращения самолета к опорным значениям ∆ωx и ∆γ требуется экстренное отклонение элеронов

пилотом или автоматикой.

При ступенчатом воздействии внешнего момента рыскания

∆myв(t) = ∆myв1(t) :

(∆ω )	уст	= kmyв ∆m	yв	, (∆ω	y	)	уст	= kmyв ∆m	yв	,
x	уст	ωx	yв		y		уст	ωy	yв

∆βуст = kβmyв ∆myв , ∆γуст → ∞ . (4.124)

Самолет также становится неустойчивым по крену. Действие ступенчатой внешней боковой силы ∆fz (t) = ∆fz1(t) аналогично.

Реакция самолета на боковые ветровые возмущения. Анализ реакции самолета на боковые ветровые возмущения аналогичен анализу реакции самолета на вертикальные ветровые возмущения, проведенному в разделе 3.6. Если на самолет подействует боковой ветер в форме ступеньки ∆Wz (t) = ∆Wz1(t) , или ∆βw (t) = ∆βw1(t) , то реак-

ция самолета будет следующей

					sin(	1−ξ2	t	+ϕβw )
					sin(	1−ξ2		+ϕβw )
∆β		(t) = ∆β	e	−hбt		β T		б
	w								. (4.125)
						β			. (4.125)
			w0			β
						sin ϕбw

Причем в начальный момент времени приращение угла скольжения ∆β(0) = ∆βw0 = −∆Wz / V0 максимально. В конце короткоперио-

дического движения угол скольжения возвращается к исходному опорному значению. Аналогичным образом происходит возвращение самолета к опорным значениям других параметров быстрого бокового движения. То есть самолет астатичен при ступенчатом воздействии ветра по параметрам быстрого бокового движения. Однако направление движения самолета изменится. Самолет наберет статическую ошибку по

углу пути ∆Ψуст . После окончания переходного процесса самолет

будет сносить со скоростью, равной скорости ветра. Величина ∆ψ при этом будет характеризовать так называемый угол сноса. Линейное боковое отклонение ∆zуст будет нарастать.

Для компенсации сноса пилот или автоматика должны отклонить элероны или руль направления, чтобы самолет развернулся по курсу

навстречу ветру на угол ∆ψ = ∆Wz / V0 .

Контрольные вопросы:

1.Поясните физику возникновения и развития собственного и вынужденного бокового движения.

2.Каковы условия выделения быстрой и медленной составляющих бокового движения?

3.Определите характеристики статической и динамической устойчивости бокового движения.

4.Каковы условия устойчивости быстрого кренового движения, медленного спирального движения, быстрого колебательного движения?

5.Определите характеристики управляемости бокового движения и условия балансировки.

6.Как получить передаточные функции самолета в быстром креновом движении по отклонению элеронов?

7.Какова реакция самолета на ступенчатое отклонение органов управления в быстром боковом движении?

8.Объясните необходимость вмешательства пилота или автоматики

впроцесс управления боковым движением в условиях действия внешних возмущений.

64	май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

Таблица 4.3

Определение

Примечание

kfz

aβ,fz aωx ,βaωy ,ωy

ωy

ωx

zк

−a

]

ωx ,ωx

ωy

β,β

ωy ,β

ωy

,ωy

β,ωy

[My Fzк

− My ]

kmxв

aω ,m

mxв

xв

− aωx ,ωx

−

ωx x

kωmyв

aωy ,myв aωx ,βaβ,ωy

βx

my yв

− aωx ,ωx [aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

−

ωx [M

ωy

β −

]

zк

kβW

aω ,β

βW

− aω

−

ωx

,ω

kβW

aβ,βW aωx ,βaωy ,ωy

βW

ωy

−a

]

ωx ,ωx

ωy

β,β

ωy ,β

ωy

,ωy

β,ωy

[My Fzк

− My ]

kβωW,ω

aβ,ωy aωy ,βW aωx ,β

βyW

βx

− aωx ,ωx [aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

−

ωx [M

ωy

β −

]

zк

kβW

aωy ,ωy aβ,βW aωx ,β

ωy

ωx ,β

zк

−a

]

ωx ,ωx

ωy

β,β

ωy ,β

ωy

,ωy

β,ωy

[My Fzк

− My ]

kfz

aβ,fz aωy ,β

ωy

zк

[aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

ωy

β −

β ]

zк

kmyв

aωy ,myв aβ,β

myв

ωy

zк

−[a

−a

]

−

ωy ,ωy

β,β

β,ωy

ωy ,β

ωy

[My

Fzк

− My ]

kβW

aωy ,βW aβ,β

βW

ωy

zк

−[aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

−

ωy

β −

]

zк

aωy ,βaβ,βW

ωWy

Fzк My

−[aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

−

ωy

β −

]

zк

kβW

aωy ,βaβ,βW

FβW

ωy ,β

zк

[aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

ωy

β −

]

zк

kfz

aωy ,ωy aβ,fz

zк

−[aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

ωy

β −

]

zк

kβmyв

aωy ,myв aβ,ωy

my yв

ωy y

[aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

ωy

β −

]

zк

kββW

aωy ,ωy aβ,βW

βW

ωy

zк

−[a

−a

]

ωy ,ωy

β,β

β,ωy

ωy ,β

ωy

[My

Fzк − My ]

kβW

aωy ,ωy aβ,βW

βW

ωy

zк

−a

]

β,β

ωy ,β

ωy

ωy ,ωy

β,ωy

[My

Fzк − My ]

kβW

aωy ,βW aβ,ωy

βW

β,ωy

zк

[aωy ,ωy aβ,β −aβ,ωy aωy ,β ]

ωy

β −

]

zк

65	май 2003г.

ДИНАМИКА БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА

Таблица 4.4

xб

uбв

W(p)

∆ωx

∆fz

kfz (T p +1)

∆fz (p) =

ωx

ωy

p +1)(T2p2

+ 2T

ξ p +1)

∆ωx

ωx

∆mxв

kmxв

∆mxв (p) =

ωx

∆ωx

(Tωx p +1)

∆myв

∆m

yв (p) =

kωmyв

p +1)(T2p2 + 2T

ξ p +1)

∆ωx

ωx

∆βW

kβW (T2p2

+ 2T ξ p +1) + kβW + kβW

(T p +1)

∆βW (p) =

ωx

β β

ωx ,ωy

ωx

p +1)(T2p2

+ 2T

p +1)

∆ωx

βW

p +1)

∆βW

ωx

∆βW (p) =

ωy

+1)(T2p2 + 2T

+1)

∆ωx

ωx

∆ωy

∆fz

δэ (T p +1)

∆fz (p) =

ωy

(T2p2 + 2T ξ

p +1)

∆ωy

∆mxв

kmxв (T p +1)

∆mxв (p) =

ωx

(T2p2

p +1)

∆ωy

∆myв

myв

+1)

∆myв (p) =

kωy

(Tψp

(T2p2

p +1)

∆ωy

∆βW

kβW (T p +1) + kβW

∆βW (p) =

ωy

ωy ,β

(T2p2 + 2T

p +1)

∆ωy

∆β

βW

∆βW

W (p) =

kβ

(T2p2

+ 2T

p +1)

∆ωy

∆β

∆fz

kfz (T p +1)

∆fz

(p) =

ωy

(T2p2 + 2T ξ

p +1)

∆β

∆myв

∆m

yв (p)

kωmyв

(T2p2

p +1)

∆β

∆βW

kβW

(T p +1) + kβW

∆βW (p) =

ωy

β,ωy

(T2p2 + 2T

p +1)

∆β

βW

(T p +1)

∆βW

∆βW (p) =

ωy

(T2p2

p +1)

∆β

∆γ

∆fz

kfz (T p +1)

∆fz

(p) =

ωx

ωy

p(T

+1)(T2p2 + 2T

p +1)

∆γ

∆mxв

kmxв

∆mxв (p) =

ωx

∆γ

p(Tω

p +1)

∆myв

∆m

yв (p)

kωmyв

p(T

p +1)(T2p2 + 2T ξ p +1)

∆γ

66	май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

∆βW	kβW (T2p2		+ 2T ξ p +1) + kβW + kβW						(T p +1)
W∆βW (p) =	ωx	β	β	β	ωx ,ωy			ωx ,ωy	ωx
W∆βW (p) =			p(T p	+1)(T2p2	+ 2T	ξ		p +1)
∆γ			p(T p	+1)(T2p2	+ 2T	ξ	β	p +1)
			ωx	β	β		β

βW

(T p

+1)

∆βW

ωx

∆βW (p) =

ωy

p(T

p +1)(T2p2

+ 2T

p +1)

∆γ

Таблица 4.5

xб

uбв

W(p)

∆ψ

∆fz

kγ

kfz (T p +1)

∆fz

(p) =

ωx

ωy

p2 (T

p +1)(T

2p2

+ 2T

p +1)

∆ψ

ωx

∆mxв

kmxв

∆mxв (p) =

ωx

p2 (T

p +1)

∆ψ

ωx

∆myв

∆m

yв (p) =

kψγ kωmyв

p2 (T

p +1)(T

2p2

+ 2T ξ

p +1)

∆ψ

ωx

∆βW

[kβW (T

2p2

+ 2T ξ p +1) + kβW

,ω

+ kβW

,ω

p +1)]

∆βW (p) =

β β

p2 (T

p +1)(T

2p2

+ 2T

p +1)

∆ψ

ωx

βW

p +1)

∆βW

ωx

∆βW (p) =

ωy

p2 (T

p +1)(T2p2

+ 2T ξ

p +

∆ψ

ωx

∆Ψ

∆fz

kβ kfz

p +1)(T

p +1) + kγ

kfz

p +1)

∆fz

(p) =

ωy

ωx

ωy

p2 (T

+1)(T2p2 +

2T ξ

+1)

∆Ψ

ωx

∆mxв

kmxв

∆mxв (p) =

ωx

p2 (T

p +1)

∆Ψ

ωx

∆m

yв

∆m

(Tω

p +1) + k

myв

yв (p) =

kΨkβ

Ψkω

p2 (T

p +1)(T

2p2

+ 2T

p +1)

∆Ψ

ωx

∆βW

kβ

[kβW (T

p +1) + kβW

](T

p +1) + k

γ kβW (T

p +1)

∆βW (p) =

ωy

β,

ωy

ωx

ωy

p2 (T

p +1)(T2p2

+ 2T

+1)

∆Ψ

ωx

βW

p +1)(T p +

1) + k

βW

p +1)

∆βW

ωx

∆βW (p) =

ωy

ωx

ωy

p2 (T

p +1)(T2p2 + 2T

+1)

∆Ψ

ωx

∆z

∆fz

kψ k

γ kfz

(T p +1)

∆fz

(p) =

ωx

ωy

p3 (T

p +1)(T2p2

+ 2T

p +1)

∆z

ωx

β β

∆mxв

ψ k

kmxв

∆mxв (p) =

ωx

p3 (T

p +1)

∆z

ωx

∆myв

myв

∆myв (p) =

Ψkωx

kΨ

p3 (T

p +1)(T

2p2

+ 2T ξ p +1)

∆z

ωx

∆βW

kβ

ψ [kβW (T

p +1) + kβW

](T

p +1) + kγ

kβW (T p +1)

∆βW (p) =

ωy

β,ωy

ωx

ωy

p3 (T

p +1)(T

2p2 +

ξ p +1)

∆z

ωx

βW

p +1)

∆βW

ωx

∆βW (p) =

ωy

p3 (T

p +1)(T

2p2

+ 2T ξ

p +

∆z

ωx

67	май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

РАЗДЕЛ II

АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ

Г л а в а 5
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ			УПРАВЛЕНИЕ
РУЛЯМИ				Соответственно градиенты перемещений и усилий на рычагах

В любом процессе управления участвуют объект управления и				управления убывают пропорционально квадрату скорости. Большие
субъект управления. В режиме ручного управления самолетом-				градиенты перемещений и усилий на малых скоростях полета делают
субъектом управления является пилот. В режиме автоматизированного				самолет "вялым" в управлении. Для лучшего восприятия пилотом ма-
управления самолетом субъекты управления - пилот и комплекс авто-				лых отклонений рычагов управления в проводку управления встраива-
матизированных средств улучшения устойчивости и управляемости. В				ются механизмы загрузки (МЗ) пружинного типа с предварительной
режиме автоматического управления самолетом субъекты управления -				затяжкой пружины. Малые градиенты перемещений и усилий на боль-
система автоматического управления и пилотажно-навигационный				ших скоростях полета делают самолет слишком "строгим" в управле-
комплекс. Как в режиме ручного, так в режимах автоматизированного и				нии. Поэтому характеристику обжатия пружины МЗ делают нелиней-
автоматического управления задействована система управления поле-				ной. Малому отклонению рычага управления соответствует большое
том самолета. Дадим общую характеристику этой системе и определим				отклонение руля, большему отклонению рычага управления - малое
особенности взаимодействия с ней исполнительных устройств автома-				отклонение руля (рис.5.2).
тики.				В установившемся режиме полета руль должен находится в балан-
				сировочном положении. При изменении режима полета или при внеш-

5.1 УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ И РУЛЯМИ				них воздействиях руль необходимо отклонить в новое балансировочное
				положение. Для этого пилот отклоняет рычаг управления и удерживает

Состав систем управления полетом. Система управления поле-				его в новом положении, прикладывая постоянные усилия, компенси-
том (СУП) самолета представляет собой комплекс устройств самолета,				рующие шарнирные моменты руля. Эти длительно прикладываемые к
обеспечивающих его устойчивость и управляемость на всех этапах и				рычагу управления усилия снимаются отклонением триммеров - вспо-
режимах полета. В состав СУП входят следующие основные системы:				могательных рулевых поверхностей. На рис. 5.1,б представлена прямая
				обратимая система управления рулем высоты с механическим тримми-
система управления рулями самолета - совокупность устройств
управления самолетом, обеспечивающих управление рулями всех видов				рованием усилий отклонением триммера. Вращение пилотом триммер-
(рулями высоты, направления, элеронами, элерон-интерцепторами,				ного штурвала (ШТ) через тросовую проводку и качалку передается на
спойлерами и т.д.);				триммер. Отклонение триммера	δт	вызывает появление аэродинами-
система управления стабилизатором самолета - совокупность				ческого управляющего момента	M	. Давление встречного потока
устройств,	обеспечивающих изменение угла установки стабилизатора ;					zδт
система управления механизацией крыла самолета - совокупность				воздуха на отклоненном триммере дает усилие, противоположное уси-
устройств, обеспечивающих отклонение средств механизации крыла,				лию, возникшему на рычаге управления при его отклонении. Поэтому
изменяющих его аэродинамические характеристики (закрылков, пред-				пилот может вернуть руль в прежнее положение, сняв усилие с рычага
крылков, тормозных щитков и т.д.);				управления.
система триммирования усилий - совокупность устройств, обеспе-				Бустерные системы управления рулями реализуют жесткую кине-
чивающих уменьшение усилий на рычагах управления путем отклоне-				матическую связь рычагов управления с распределительными устрой-
ния триммеров или обжатия механизмов загрузки рычагов управления				ствами рулевых приводов (РП) - бустеров. Рулевые приводы представ-
(колонки и баранки штурвала, педалей);				ляют собой гидромеханические усилители мощности. Они уменьшают
система управления двигателями самолета - совокупность уст-				или полностью снимают усилия на рычагах управления, воспринимая
ройств, обеспечивающих управление двигателями и агрегатами сило-				частично или полностью шарнирный момент рулевых поверхностей.
вой установки.				Наибольшее распространение получила бустерная необратимая
СУП состоит из механической части управления и системы автома-				схема системы управления (рис.5.3). При такой схеме рычаг управления
тического управления. Рассмотрим систему управления рулями самоле-				соединяется тягой непосредственно с золотником бустера, а бустер
та. Механическая часть системы включает рычаги управления, рулевые				воспринимает весь шарнирный момент. Пилот прикладывает к колонке
приводы, загрузочные устройства, механические устройства для изме-				штурвала незначительное усилие для преодоления сил трения в меха-
нения передаточных отношений kш , механизмы зависания и т.д.				нической проводке управления и в золотнике бустера. Аэродинамиче-
Виды систем управления рулями. Существуют три основных ви-				ский шарнирный момент не ощущается пилотом, так как он полностью
				передается на конструкцию самолета через опору бустера. При этом
да систем управления рулями: прямые обратимые системы, бустерные				обратная связь по усилию от рулевой поверхности к колонке штурвала,
системы и электродистанционные системы.				как это было в прямой обратимой системе, отсутствует. Это вызывает
Прямые обратимые системы управления рулями реализуют жест-
				потерю пилотом ощущения выполняемых самолетом режимов полета.
кую кинематическую связь рычагов управления с управляющими по-				Поэтому в проводку управления встраиваются механизмы загрузки
верхностями. На рис.5.1,а представлена прямая обратимая система
				пружинного типа, которые искусственно создают определенные усилия
управления рулем высоты РВ. Отклонение пилотом колонки штурвала				на рычагах управления. Таким образом, у пилота создается "чувство
(КШ) xв	через механические тяги и качалки передается на руль. От-			управления". Механизм загрузки обеспечивает адекватность усилия на
клонение	руля высоты δв	вызывает появление	аэродинамического	рычаге управления отклонению рулевой поверхности и предупреждает
				пилота о возможности вывода руля на уровень ограничения.
управляющего момента Mzδв		. Давление встречного потока воздуха на		В простейшем случае механизм загрузки имеет линейную характе-
				ристику обжатия. Однако это не обеспечивает желаемого постоянства
отклоненном руле дает усилие, противодействующее отклонению ко-				градиентов перемещений и усилий при изменении режимов полета.
лонки штурвала. Усилие на колонке является основным параметром,				Поэтому применяются механизмы загрузки с предварительным поджа-
информирующим пилота о процессе управления. Ощущение перегруз-				тием пружин и с изломом характеристик загрузки (рис.5.2). Широко
ки позволяет пилоту выполнять необходимое маневрирование или ком-				используется подключение двух загружателей с разными жесткостями
пенсацию возмущений любого происхождения, выводящих самолет из				пружин (рис.5.3,б). Основной полетный загружатель МЗ1 создает уси-
состояния установившегося полета.				лие на всех эксплуатационных режимах полета. Для предупреждения
Эффективность рулевых органов, определяемая приращением ко-				пилота и предотвращения выхода самолета за допустимые углы атаки в
эффициента соответствующего момента при полном отклонении органа				крейсерском полете при определенном ходе колонки подключается
управления от нейтрального положения, возрастает пропорционально				пружина дополнительного полетного загружателя МЗ2, увеличивающая
квадрату скорости согласно (1.5).				нагрузку на колонке штурвала при сохранении градиента усилия по
				ходу колонки.

1						май 2003г.

Принцип действия рулевых приводов. Для перемещения руле-

вых поверхностей в бустерных и электродистанционных системах управления рулями используются рулевые приводы. Наибольшее распространение получили рулевые приводы гидромеханического принципа действия. Гидромеханический рулевой привод за счет использования гидравлической энергии преобразует механическое перемещение входного звена в механическое перемещение выходного звена.

Рулевой привод представляет собой следящую механическую сис-

Глава 5. АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ УПРАВЛЕНИЕ РУЛЯМИ

Усилие, создаваемое пилотом при отклонении колонки штурвала, преобразуется датчиком усилий (ДУ) в электрический сигнал. Этот сигнал поступает в вычислитель блока управления (БУ), который формирует управляющий электрический сигнал на рулевой агрегат. Рулевой агрегат преобразует управляющий сигнал в перемещение механической проводки и входного звена рулевого привода. Рулевой привод усиливает мощность сигнала и отклоняет руль. Так как весь шарнирный момент на руле воспринимается рулевым приводом, и усилие на рычаг управления не передается, в проводку встраивается механизм загрузки МЗ. Этот механизм создает искусственные усилия на рычаге управле-

При наличии необратимой бустерной системы управления рулями ния. Снятие постоянных усилий с рычага управления осуществляется для триммирования усилий используется "эффект триммирования". поджатием механизма загрузки электрическим механизмом эффекта При этом дополнительные триммерные поверхности на рулях отсутст- триммирования МЭТ.

вуют, а снятие усилий с рычагов управления осуществляется поджати- Вместо традиционных рычагов управления колонки и баранки ем механизма загрузки электромеханическим механизмом эффекта штурвала в ЭДСУ может применяться боковая ручка управления. Тогда триммирования (МЭТ). На рис. 5.3,б представлена такая бустерная пилот управляет самолетом не по усилию, а по перемещению. Это пе- необратимая система управления рулем высоты. Нажимая на тангенту ремещение преобразуется датчиком перемещений в электрический триммирования (ТТ), пилот управляет электродвигателем МЭТ, кото- сигнал, далее работа системы аналогична. В отличие от обычной схе- рый выдвигает свой шток и поджимает механизм загрузки. Колонка мы, триммирование осуществляется не смещением ручки управления в штурвала перемещается в новое балансировочное положение и усилие, новое балансировочное положение посредством механизма триммернонеобходимое для удержания руля в соответствующем балансировочном го эффекта, а непосредственным перемещением руля в балансировоч- положении, обеспечивается поджатой МЭТ пружиной. В определенном ное положение.

диапазоне триммирования усилия снимаются с помощью МЭТ ЭДСУ позволяет существенно уменьшить массу системы управле- (рис.5.4). ния. Применение боковой ручки облегчает компоновку кабины. Основ-

ным недостатком ЭДСУ является ее зависимость от работоспособности бортовых источников электроэнергии.

5.2. РУЛЕВЫЕ ПРИВОДЫ И СЕРВОПРИВОДЫ

Механические прямые и бустерные системы управления стали
чрезвычайно сложными по своей кинематической схеме. Они содержат	тему (рис.5.6,а). Перемещение	x	вх	входной тяги РП пилотом или
десятки тяг, качалок, шарниров и других механических устройств, ко-			вх
торые к тому же из соображений надежности дублируются и троируют-	автоматикой в механическом сравнивающем устройстве (С) суммиру-
ся. Такая сложная механическая система имеет значительную массу,	ется с механическим сигналом	обратной связи xос , формируемым
заметную упругость и восприимчивость к крутилъно-изгибным дефор-	звеном обратной связи (ОС) пропорционально перемещению выходно-
мациям самолета. Таким системам объективно присущи люфты, влия-	го звена РП xвых . Разность перемещений ( xвх - xос ) подается в ре-
ние трения в проводках и ряд других недостатков. Однако, в силу высо-
кой конструктивной и технологической отработанности, а также высо-	гулирующее устройство РУ и силовой механизм (СМ). Так как сигнал
кой надежности механические системы управления широко использу-	обратной связи несет информацию о перемещении выходного звена,
ются на современных самолетах. Тем не менее, необходимость сниже-	такая обратная связь является позиционной (жесткой). Управляющий
ния массы и новые функциональные требования обусловили переход на	сигнал вызывает соответствующее смещение выходного звена РП отно-
немеханические системы управления.	сительно нейтрали.

Электродистанционные системы управления рулями (ЭДСУ) реа-	Входным сигналом является перемещение пилотом тяги 1 (рис. 5.6,
лизуют электромеханическую связь рычагов управления с распредели-	б). Это перемещение вызывает смещение штока 2 регулирующего зо-
тельными устройствами рулевых агрегатов (РА). Рулевые агрегаты	лотникового устройства 3. В результате гидравлическая жидкость под
представляют собой электрогидравлические усилители мощности, пре-	большим давлением через линию подачи 4 поступает в полости А или В
образующие электрические управляющие сигналы в перемещение ме-	регулирующего устройства. Одновременно из противоположной полос-
ханической проводки (рис.5.5).	ти происходит слив жидкости через линию слива 5. Увеличение давле-
	ния в одной из полостей регулирующего устройства вызывает увеличе-
	ние давления в смежной с ней полости С или D силового механизма 6.
	В результате происходит перемещение выходного штока 7, который
	одним концом соединен через механическую тягу с рулевой поверхно-
	стью, а другим концом с механическим сравнивающим устройством 8.
	Тем самым реализуется жесткая обратная связь по перемещению. Сме-
	щение выходного штока вызывает возвращение штока регулирующего
	устройства в среднее положение и прекращение доступа гидравличе-
	ской жидкости в полости силового механизма. Движение выходного
	штока прекращается, а его положение пропорционально отклонению
	входной тяги.
	Принцип действия сервоприводов. Для преобразования электри-
	ческого управляющего сигнала автоматики в перемещение механиче-

2	май 2003г.

В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ

ской проводки управления используются сервоприводы электромеха-	ется в усилителе У и подается на исполнительный механизм ИМ руле-
нического и электрогидравлического принципов действия. Электроме-	вого агрегата РА. Датчик обратной связи ДОС вырабатывает сигнал uос,
ханический сервопривод строится на базе рулевой машины. Электро-	пропорциональный перемещению выходного штока РА xвых. В электро-
механический сервопривод под действием электрической энергии пре-	гидравлических сервоприводах реализуется, как правило, жесткая об-
образует электрический входной управляющий сигнал автоматики в	ратная связь. Электрокинематическая схема электрогидравлического
перемещение выходного вала рулевой машины. Электрогидравличе-	сервопривода представлена на рис.5.8,б. Входной управляющий сигнал
ский сервопривод строится на базе рулевого агрегата. Электрогидрав-	в виде напряжения постоянного тока uвх подается на суммирующий
лический сервопривод за счет гидравлической энергии преобразует	усилитель постоянного тока УПТ, далее на усилитель У и катушку 1
электрический входной управляющий сигнал автоматики в перемеще-	преобразователя сигналов рулевого агрегата, который представляет
ние выходного звена рулевого агрегата.	собой двухкаскадный усилитель.
Электромеханический сервопривод представляет собой следящую
систему (рис.5.7,а). Входной управляющий сигнал автоматики в виде
напряжения uвх в сумматоре С суммируется с сигналом обратной связи
uос1 и uос2. Суммарный сигнал uс, равный разности входного управляю-
щего сигнала и сигналов обратной связи, подается на усилитель мощ-
ности (У) и двигатель (Д) рулевой машины (РМ). Тахогенератор (ТГ)
рулевой машины вырабатывает сигнал обратной связи uос1, пропорцио-
нальный скорости вращения выходного вала ϕвых .

Потенциометрический или индукционный датчик обратной связи ДОС вырабатывает сигнал обратной связи uос2, пропорциональный углу вращения выходного вала ϕвых. В зависимости от вида обратной связи в электромеханическом сервоприводе, различают сервоприводы с позиционной (жесткой) обратной связью, скоростной (гибкой) обратной связью и изодромной обратной связью.

Сервопривод с позиционной обратной связью формируется на базе рассмотренной функциональной схемы, если в качестве сигнала обратной связи используется сигнал uос2, несущий информацию об угле вращения выходного вала РМ. Тогда управляющий сигнал uвх вызывает соответствующее смещение выходного вала РМ относительно нейтрали. Сигнал обратной связи uос1, несущий информацию о скорости вращения выходного вала, используется для улучшения динамических характеристик сервопривода.

Сервопривод со скоростной обратной связью реализуется на базе рассмотренной функциональной схемы, если в качестве сигнала обратной связи используется только сигнал выходного вала РМ. Тогда сигнал uос2 на сумматор сервопривода не поступает.

Сервопривод с изодромной обратной связью реализуется путем пропускания сигнала позиционной обратной связи uос2 через электромеханическую следящую систему с последующим суммированием этого сигнала с сигналом позиционной обратной связи uос2 заведенным на сумматор обычным образом. Это позволяет изменить динамические характеристики сервопривода.

Электрокинематическая схема электромеханического сервопривода представлена на рис.5.7,б. Входной управляющий сигнал в виде напряжения переменного тока uвх подается на потенциометр суммирующей схемы. С выхода сумматора напряжение переменного тока uс подается на магнитный усилитель мощности (У). Управляющее напряжение переменного тока uу подается на управляющую обмотку асинхронного двухфазного двигателя (Д). Двигатель отрабатывает выходной вал (РМ) через редуктор (Р). Это вращение передается тросовому барабану (ТБ), к которому подсоединена тросовая тяга, сцепленная с механической проводкой. На одном валу с двигателем находится тахогенератор ТГ, в сигнальной обмотке которого наводится сигнал uос1, пропорциональный скорости вращения. Этот сигнал подается на потенциометр сумматора. Индукционный датчик ДОС преобразует угол поворота выходного вала РМ в электрический сигнал uос2. Этот сигнал подается на потенциометр сумматора сервопривода.

Сервопривод работает следующим образом. При появлении на входе сумматора управляющего сигнала uвх РМ начинает его отработку и делает это до тех пор, пока сигналы обратной связи uос1 и uос2 на входе сумматора не скомпенсируют входной сигнал uвх. Это произойдет тогда, когда угол поворота вала РМ станет пропорциональным входному сигналу. Электрогидравлический сервопривод представляет собой следящую систему (рис. 5.8,а). Входной управляющий сигнал автоматики в виде напряжения uвх подается на сумматор С, где суммируется с сигналом позиционной обратной связи uос. Суммарный сигнал uс усилива-

Первый каскад усиления - гидроусилитель типа "сопло-заслонка", выполненный по схеме гидравлического моста. В качестве постоянных и равных между собой гидравлических сопротивлений применяются дроссели 5. Переменными гидравлическими сопротивлениями являются сопла 3 с заслонкой 4, жестко связанной с якорем 2 преобразователя сигналов. Входным сигналом первого каскада усиления является электрический ток в катушке Iупр, выходным - перепад давления на торцах распределительного золотникового устройства 6, включенного в диагональ моста. Золотник - второй каскад усиления. Расход рабочей жидкости, определяемый открытием щели в гильзе золотниковой пары, является выходным параметром второго каскада.

Принцип действия рулевого агрегата основан на равновесии и дисбалансе моста. При отсутствии тока в обмотках преобразователя сигналов мост сбалансирован. При подаче тока управления якорь с заслонкой отклоняется от нейтрального положения. Это приводит к изменению сопротивления истечению рабочей жидкости из сопел, нарушению равновесия моста и возникновению перепада давления на торцах распределительного устройства. Под действием перепада давления золотник смещается вправо или влево от нейтрального положения, соединяя при этом полости цилиндра А или В с линией подачи или линией слива. В результате перемещается поршень и выходной шток 8 силового механизма 7. Выходной шток сопрягается с механической проводкой управления. Одновременно с перемещением выходного штока с потенциометра Rос снимается сигнал жесткой обратной связи по перемещению. При появлении на входе сумматора управляющего сигнала uвх рулевой агрегат начинает его отработку и делает это до тех пор, пока сигнал обратной связи uос на входе сумматора не скомпенсирует входной сигнал. Это произойдет тогда, когда перемещение выходного штока РА станет пропорциональным входному сигналу.

Реакция рулевых приводов и сервоприводов на управляющие воздействия. Исследование реакции приводов на управляющие воздействия удобно провести на основе их передаточных функций. Рассмотрим упрощенную модель рулевого привода в виде следующего дифференциального уравнения:

xвых (t) = kрп[xвх (t) − xвых (t)] , (5.1)

где kрп - коэффициент усиления РП.

Применим к уравнению (5.1) преобразование Лапласа

pXвых (p) = kрп[Xвх (p) − Xвых (p) −Xвых (0)] . (5.2)

Отсюда, полагая Xвых (0) = 0 , определим передаточную функцию РП как отношение преобразования Лапласа выходного сигнала Xвых (p) к преобразованию Лапласа входного сигнала Xвх (p) при нулевых начальных условиях:

W (p) =	X	вых	(p)	=	kрп	=	1	(5.3)
W (p) =				=		=		(5.3)
рп	Xвх (p)				(p − kрп)		Tрпp +1
	Xвх (p)				(p − kрп)		Tрпp +1

где Tрп=1/kрп - постоянная времени РП.

Таким образом, динамика РП может быть описана динамикой апериодического звена. Обычно коэффициент усиления РП выбирают достаточно большим (kрп = 50-100). Поэтому постоянная времени РП

3	май 2003г.

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 67 / 187 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

#
22.03.2016513.22 Кб17УР курсовик заочники 2008.pdf
#
08.02.20153.43 Mб16Устав ЛетяГА.doc
#
22.03.2016528.9 Кб28Учеб пособ АиУ ч 1.doc
#
20.08.20194.02 Mб25учебник по русскому_0.doc
#
01.03.20253.04 Mб4Учебник (1).doc
#
22.03.20169.51 Mб392учебник Кузнецова 2003.pdf
#
22.03.201618.82 Mб191Учебник по ВС.DOC
#
21.04.2019710.14 Кб16Учебник по ФИЛОСОФИи ТЕХНИКИ.doc
#
01.04.20252.85 Mб2Учебное пособие КМЗИ ч1 СКС.doc
#
01.04.20252.71 Mб2Учебное пособие КМЗИ ч2 АСКС.doc
#
22.03.2016953.99 Кб82Учебное пособие. Инновационный менеджмент.2007.pdf