- •Часть 2
- •6. Типовые схемы локальных су боковым движением самолета
- •Тема 6. (10 ч., срс 4 ч.)
- •6.1. Уравнения бокового движения самолёта
- •Остальные обозначения – стандартные.
- •6.2. Упрощенные модели бокового движения.
- •6.3. Статическая система стабилизации угла крена
- •Н а рис. Ниже показана расчетная структурная схема системы
- •6.4. Астатическая система стабилизации угла крена
- •6.4. Су заданным углом курса
- •6.4.1. Су заданным углом курса (плоский разворот самолета)
- •6.4.2. Су заданным углом курса (управление разворотом через крен)
- •Тема 7. (4 ч., срс 2 ч.)
- •7. Типовые схемы су высотой полета самолета
- •7.1. Система стабилизации высоты полета самолета с внутренним перегрузочным контуром
- •7.2. Система стабилизации высоты полета самолета с внутренним контуром тангажа
- •Тема 8. (4 ч., срс 2 ч.)
- •8. Типовые схемы су полетом по заданной линии пути
- •8.1. Система стабилизации бокового смещения центра масс самолета
- •Тема 9. (4 ч., срс 2 ч.)
- •9. Типовые схемы су скоростью полета
- •9.1. Автомат тяги
- •9.2. Директорное управление рычагом управления двигателем
- •Тема 10. (10 ч., срс 4 ч.)
- •10. Типовые схемы су заходом на посадку и посадки
- •10.1. Система управления продольным движением самолета при заходе на посадку
- •10.2. Система директорного управления заходом на посадку
- •10.3. Система управления боковым движением самолета при заходе на посадку
6.3. Статическая система стабилизации угла крена
Сигнал заданного угла крена зад формируется в ВУ СТУ. Закон управления идеального статического автомата крена имеет вид:
(3.8)
Н а рис. Ниже показана расчетная структурная схема системы
Возмущающий момент крена МхВозм приведен к эквивалентному отклонению элеронов
На схеме выше показаны также погрешности измерения угловой скорости и угла крена , приведенные ко входу соответствующих датчиков.
Устойчивость системы. ПФ замкнутой системы имеет вид
где
Области устойчивости в плоскости параметров kγ и kωx для нескольких значений частоты привода имеют вид
пр1
пр2
пр3
К
Кx
0
Правая граница области устойчивости определяется быстродействием привода, и при безынерционном приводе эта граница вырождается в горизонтальную прямую. Левая граница этой области представляет собой особую прямую, уравнение которой
Нижняя часть границы области устойчивости определяется в основном производной демпфирующего момента . .
Динамические ошибки системы. В качестве исходной математической модели замкнутой системы допустимо использовать упрощенную в предположении, что привод безынерционен. В этом случае ПФ принимает вид
(3.9)
Эта передаточная функция представляет собой передаточную функцию колебательного звена. Поэтому выбор передаточных чисел kγ и kωx можно достаточно просто произвести с помощью метода стандартных коэффициентов.
Представим передаточную функцию (10) в виде:
где:
Качество переходного процесса полностью определяется степенью демпфирования и собственной частотой . Если задаться оптимальным демпфированием:
,
то переходная функция должна иметь перерегулирование не более 4%, а длительность (время регулирования):
Положим:
и, задавшись временем tр, получим передаточные числа и , соответствующие оптимальной переходной функции:
(3.11)
(3.12)
Для обеспечения требуемых показателей качества во всем диапазоне режимов полета необходимо изменять и в функции высоты Н и скоростного напора. Характер изменения этих коэффициентов показан на рис.
K,
Kx
H2
H1
H1
H0
H0
=0
0
Статические ошибки системы.
1. Ошибку, возникающую при отработке , находим по ПФ ошибки
Подставляя выражение для ПФ (3.9), получаем
.
2. Статическая ошибка стабилизации угла крена при наличии погрешности
датчика угла имеет вид