Logo GenDocs.ru

Поиск по сайту:  


Загрузка...

Дипломная работа - Разработка алгоритма обеспечения желаемой динамики системы управления летательным аппаратом - файл диплом.doc


Дипломная работа - Разработка алгоритма обеспечения желаемой динамики системы управления летательным аппаратом
скачать (1530.3 kb.)

Доступные файлы (11):

~WRL0985.tmp
~WRL1388.tmp
~WRL2618.tmp
диплом.doc1579kb.26.06.2009 16:18скачать
доклад. д..doc98kb.20.06.2009 02:15скачать
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 3.doc28kb.26.06.2009 02:10скачать
ТИТ. ДИПЛОМ 1..doc73kb.15.08.2009 13:16скачать
Алгоритм д..doc27kb.01.06.2009 22:50скачать
Блок-схема.doc82kb.09.06.2009 13:32скачать
Выводы по дипломной работе.doc22kb.26.06.2009 02:22скачать
структурная схема.doc90kb.26.06.2009 02:21скачать

содержание
Загрузка...

диплом.doc

  1   2   3   4
Реклама MarketGid:
Загрузка...






1. ПРИНЦИПЫ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПОСТРОЕНИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ
Развитие воздушного транспорта предъявляет все возрастающие требования к процессу управления воздушными судами, обеспечивающему высокую безопасность и регулярность полетов. Бортовые системы управления (БСУ) воздушными судами относятся к так называемым эргатическим системам, необходимой составной частью которых является «человек». Увеличение скорости, полетного веса, усложнение бортового оборудования приводит в отдельных случаях к несоответствию возможностей человека требованиям эффективно осуществлять процесс управления, особенно при неблагоприятных метеорологических условиях. Выход из создавшегося положения заключается в автоматизации процесса управления. Значительна роль автоматизации в процессе управления заходом на посадку и посадкой самолета, взлетом и уходом на второй круг, а также в обеспечении приемлемых характеристик устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета от взлета до приземления. Велика потребность в автоматизации управления вертолетами, вследствие сложности и специфичности техники их пилотирования.

Автоматизированное управление воздушными судами принято разделять на: полуавтоматическое или директорное и автоматическое.

Полуавтоматические или директорные системы обеспечивают сбор и анализ информации о положении воздушного судна в пространстве, поступающей от навигационного оборудования, и выдают пилоту команду на управление им. Управление воздушным судном при помощи таких пилотажно-навигационных систем называется полуавтоматическим, так как в этом случае автоматизированы лишь сбор и обработка информации о состоянии воздушного судна, а управление им сохраняется ручным.

Системы автоматического управления (САУ) обеспечивают не только автоматизированный сбор и обработку информации о состоянии воздушного судна, но и формирование законов управления, а также сам процесс управления. За человеком сохраняются функции контроля за работой автоматической системы, опознания, принятие решений на включение той или иной программы, функции «горячего» резерва. Такой процесс управления называется автоматическим.

При автоматизации процесса управления воздушным судном неправильно исходить из положения, что лучшей бортовой системой управления является та, которая полностью исключает человека, так как это обычно приводит к нерациональному усложнению системы и снижению общей надежности управления. Потребная степень автоматизации определяется главным образом стремлением оптимальным образом согласовать сенсорно-мыслительные и сенсорно-двигательные характеристики пилота при учете его нервно-психологической напряженности с бортовой системой для получения единой комплексной эргатической системы, наилучшим образом подготовленной для управления воздушным судном. При исследовании вопросов безопасности полетов при полуавтоматическом или автоматическом управлении воздушным судном всегда следует иметь ,в виду, что наличие бортовой системы управления не исключает пилота из контура управления. В случае использования САУ он постоянно осуществляет оперативное управление автоматическими системами и контроль за правильностью их работы. При отказах САУ пилот вмешивается в процесс управления для обеспечения безопасности полета.

Одним из наиболее сложных и ответственных для автоматизации является участок захода на посадку и посадка самолета. Международная организация гражданской авиации (ICAO) определила пять основных эксплуатационных категорий, или посадочных, минимумов, характеризуемых высотой принятия решения и дальностью видимости на ВПП, [1] по которым осуществляется заход на посадку и посадка. Под высотой принятия решения понимается высота, на которой должен быть начат маневр ухода самолета на второй круг, если до этой высоты не был установлен надежный контакт с наземными ориентирами по курсу посадки, позволяющий выполнить безопасную посадку самолета.

К основным эксплуатационным категориям относятся :

I категория (посадочный минимум I категории), предусматривающая выполнение захода на посадку до высоты принятия решения 60м при дальности видимости на ВПП не менее 800м (60x800 м);

II категория, предполагающая выполнение захода на посадку до высоты принятия решения 30 м при дальности видимости на ВПП не менее 400м (30 400 м);

III А категория, предполагающая заход на посадку, посадку и руление по ВПП при дальности видимости на ВПП не менее 200м (0 200 м);

III В категория, предполагающая заход на посадку, посадку, руление по ВПП и рулежным дорожкам при видимости на ВПП не менее 50м (0 50 м);

III С категория, предполагающая заход на посадку, посадку, руление по ВПП и рулежным дорожкам без возможности использования внешних ориентиров (0 0 м).




Освоение полетов самолетов в условиях I, II и III категорий требует применения совершенных и надежных бортовых систем. Потребная степень автоматизации процессов управления увеличивается с ростом номера эксплуатационной категории. Исключительно высокой должна быть надежность систем управления. По принятым английским авиационным регистром требованиям из 10 млн. автоматических посадок лишь одна может закончиться неудачно, т. е. вероятность неудачного завершения автоматической посадки по трем категориям должна быть не более . Достижение такого уровня означает уменьшение летных происшествий при посадке более чем в 6 раз по сравнению с существующим уровнем при по­садке самолетов вручную [2].

Желательно стремиться к еще меньшему значению вероятности неудачной посадки, не более . Средняя наработка на отказ при этом должна быть больше 165000 ч. Такое значение может быть достигнуто только в резервированной аппаратуре, использующей высоконадежные схемы и элементы.
^ 1.1.ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПРОЦЕССА УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ СУДНОМ
Развитие автоматизации управления полетом привело к новому подходу к технике пилотирования самолета. Если раньше в силу ограниченности информации и средств управления задача пилота сводилась в основном непосредственно к выполнению технических операций управления, то теперь основная его задача состоит в выборе режима управления. При отказе двигателя при заходе на посадку на самолете, не оборудованном бортовой автоматической системой управления, может быть принято одно из двух решений: продолжать заход или уйти на второй круг [3]. Другие решения исключены, так как пилот не имеет избыточной информации о положении самолета, параметрах полета и других режимов управления.

На самолете, оборудованном бортовой автоматической системой управления, в этой же ситуации может быть принят ряд решений: заходить на посадку в штурвальном режиме, в режиме директорного управления, в режиме автоматического управления; прекратить заход на высоте принятия решения или ранее; уйти на второй круг в автоматическом или в штурвальном режиме. Нетрудно видеть, что система автоматического управления расширяет возможности управления самолетом, не упрощая процесса принятия решения. Таким образом, эффективность применения автоматической системы управления определяется умением принимать правильное решение по выбору режима управления, что, в свою очередь, требует глубокого понимания взаимодействия отдельных элементов системы и динамики контура управления.

Применение автоматической системы управления можно разделить на два этапа: предполетная подготовка и непосредственное использование в полете.

Предполетная подготовка состоит в выполнении карты контрольных проверок. При этом обязательно проверяется система электрического и гидравлического питания, затем проверяется сигнализация (исправность ламп и табло). Следующая операция — выставка гироскопических датчиков (арретирование гировертикали, выставка курса, прокачка демпфирующих гироскопов и т. д.) и их контроль. Последующая проверка сводится к контролю (автоматическому или ручному) отдельных подсистем, после чего приступают к контролю режимов. Вначале проверяют режим штурвального управления, систему триммирования, далее режимы автоматического управления на маршруте и затем систему управления заходом на посадку, автомат тяги.

Применение того или иного режима автоматического управления зависит от этапа полета, степени автоматизации управления и готовности подсистем, обеспечивающих полет в этом режиме.
^ 1.2. ИСПОЛЗОВАНИЕ СРЕДСТВ АВТОМАТИЗАЦИИ НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА
Рассмотрим последовательность использования режимов автоматического управления на различных этапах полета.

Взлет. Существующие отечественные системы не имеют автоматического и полуавтоматического управления взлетом. Однако не следует предполагать, что автоматизация взлета полностью отсутствует. Подсистема устойчивости и управляемости обеспечивает заданные динамические характеристики системы на этом этапе полета.

Набор высоты. После уборки механизации .плавным покачиванием по крену и тангажу на 1—3° следует убедиться в исправной работе индикаторов авиагоризонта (сравнить показания всех индикаторов). Аналогичная проверка производится перед входом в облачность.

При наборе высоты могут использоваться режимы автоматической стабилизации углового положения самолета, стабилизации приборной скорости и числа М, режим полета по сигналам навигационных средств.

Скорость набора высоты может устанавливаться рукояткой «Спуск — подъем». Маневры в горизонтальной плоскости выполняются рукояткой «Разворот». При переходе с одного режима на другой необходимо прежде всего убедиться, что самолет сбалансирован, так как в противном случае переход сопровождается рывком. Проверку балансировки самолета следует производить только при выключенных режимах автоматической стабилизации, так как при включенных режимах установить балансировочное положение как элеронов, так и руля высоты невозможно.

Маршрут. При полете по маршруту, кроме режимов, применяемых при наборе высоты, можно пользоваться режимом стабилизации высоты, который включается при достижении высоты эшелона. Переход на режим стабилизации высоты производится из режима стабилизации углового положения по крену и тангажу. Переходы на режимы управления по сигналам радиосредств также должны осуществляться из режима стабилизации углового положения.

Включение стабилизации скорости и числа М через руль высоты производится при достижении заданного значения стабилизируемых параметров. Необходимо иметь в виду, что после включения этих режимов возможны переходные процессы, сопровождающиеся кратковременным отклонением стабилизируемых величин от заданных значений. В случае выхода параметров самолета за пределы ограничений следует выключить режим, перейти в режим стабилизации углового положения, уменьшить скорость или число М до заданного значения, а затем вновь включить режим стабилизации скорости или числа М.

Стабилизация скорости с помощью руля высоты связана с изменением
высоты полета. Поэтому при полете на заданном эшелоне
целесообразно стабилизировать скорость, используя автомат тяги.
При включении автомата тяги следует помнить, что режим не включится, если РУД зажаты тормозом. Когда скорость стабилизируется автоматом тяги, то включение тормоза РУД отключает режим.

При включении любого режима автоматического управления необходимо прежде всего убедиться в готовности средств, обеспечивающих этот режим. Так, например, при включении режима полета по сигналам НВУ (навигационно-вычислительного устройства) необходимо убедиться в исправности и готовности гировертикали, курсовой системы, вычислителя НВУ.

Недостатком радиотехнических сигналов является слабая помехозащищенность [12]. Поэтому колебания по крену, зачастую возникающие при полете по сигналам радиосредств, как правило, вызываются не отказами аппаратуры, а высоким уровнем помех. По этой причине режим «VOR» следует включать в зоне устойчивого приема сигналов маяка (60-—140 км от маяка). Переход с одного маяка на другой производится автоматически при достижении заданного КУР'а или ЛУР'а или с помощью рукоятки «Разворот».

При пользовании этой рукояткой источники информации о заданном курсе автоматически отключаются.

Заход на посадку. Полет по «коробочке» целесообразно производить в режиме стабилизации высоты в вертикальной плоскости и стабилизации курса в горизонтальной плоскости. Развороты производятся рукояткой. Так как в канале крена автоматическое триммирование отсутствует, то перед включением режима «Заход» необходимо вручную сбалансировать самолет по крену. Неточная балансировка может привести к возникновению статической ошибки по положению относительно курсовой линии.

Режим автоматического захода включается в точке начала выполнения четвертого разворота. Раннее включение режима влечет за собой затягивание выхода на курсовую линию, а позднее может вызвать перерегулирование, т. е. переходный процесс со значительным переходом за курсовую линию. Если перед началом выполнения четвертого разворота показание планки положения курса на ПНП не соответствует положению самолета относительно ЛЗП (например, самолет находится в ложной зоне курсового маяка), необходимо вывести самолет на курсовую линию, по показаниям радиокомпаса или командам диспетчера, используя рукоятку «Разворот» и затем включить режим «Заход».

При выборе степени автоматизации управления (директорное или автоматическое) следует руководствоваться правилом: чем сложнее метеоусловия, тем выше степень автоматизации управления, так как в сложных условиях необходимо большее внимание уделять контролю режима и меньше отвлекаться на непосредственное управление самолетом.

Для того чтобы использование автоматической системы не вызывало трудностей при дефиците времени, целесообразно и в простых условиях производить заходы на посадку либо в автоматическом, либо в директорном режиме. Это позволит экипажу накопить достаточный опыт, чтобы принять правильное решение в сложной обстановке. Контроль точности выполнения захода производится по планкам положения ПКП и ПНП и, кроме того, в отдельных точках траектории: при пролете ДПРМ отклонение планки положения по курсу не должно превышать 1 точки, а по глиссаде планка положения на ПНП должна находиться в пределах силуэта самолета. Высота пролета ДПРМ при соблюдении этих условий должна соответствовать установленной высоте пролета для данного аэродрома, а крен не превышать 5—8°. Такая же оценка производится при пролете БПРМ.

При включении сигнализации предельных отклонений от курсовой линии или глиссады следует оценить тенденцию самолета, т. е. направление движения на уменьшение или увеличение отклонения (по вариометру в вертикальной плоскости или по указателю курса, указателю поворота, в горизонтальной плоскости) и только после этого принять решение об уходе на второй круг. На высоте принятия решения должен быть полный визуальный контакт с земными ориентирами, причем параметры движения самолета должны находиться в допустимых пределах. В противном случае необходимо уходить на второй круг. Аналогичное решение принимается при отклонении параметров полета за допустимый предел на любой высоте следования по глиссаде.

Использование директорного режима захода на посадку имеет специфические особенности. Удержание стрелки в нулевом положении производится плавными движениями штурвала. Колебания стрелки в пределах центрального кружка прибора ПКП допустимы, поэтому не следует непрерывно стремиться к удержанию стрел­ки в нулевом положении. При пересечении глиссады происходит автоматический «захват», командная стрелка отклоняется вниз. В этот момент плавным движением колонки штурвала от себя следует установить командную стрелку в нулевое положение. Запаздывание отклонения колонки штурвала может привести к слишком большой вертикальной скорости при выходе на глиссаду и нежелательным переходным процессам.

Не следует реагировать на резкие кратковременные отклонения командных стрелок, вызываемые помехами в сигналах курсо - глиссадной системы. В процессе захода на посадку необходимо следить за постоянным значением скорости. Изменение скорости вызывает изменение положения самолета относительно глиссады, поэтому необходимо стабилизировать скорость автоматом тяги. Использование автомата тяги для стабилизации заданной скорости планирования возможно как в автоматическом, так и в директорном режиме. Отключение автомата тяги производится одновременно с отключением автоматического режима на высоте принятия решения.

Автоматический и директорный заход на посадку обеспечивается также и при отказе одного двигателя до начала режима, однако в этом случае стабилизация скорости производится вручную. При отказе двигателя в процессе

выполнения захода на посадку автоматический режим должен быть отключен, так как этот отказ влечет за собой возникновение возмущений, вызывающих колебания в системе. При наличии достаточных навыков в этом случае возможен переход в режим директорного управления заходом на посадку.

Уход на второй круг. Принятие решения об уходе на второй круг вызывает необходимость определения вида управления: штурвальный пли автоматический. При определении режима можно рекомендовать правило: каков заход, таков и уход. При заходе на посадку пилот осуществляет либо контроль (автоматический заход), либо непосредственно управление (штурвальный или директорный заход). Переход из режима контроля е режим управления или наоборот требует адаптации, что сопряжено с потерей времени. В свою очередь, уход на второй круг требует, как правило, минимизации потери высоты, которая три снижении быстро растет.

Включение режима в различных системах производится по разному: либо 'Специальной кнопкой, либо при перемещении сектора газа во взлетное положение. В первом случае сектора газа перемещаются во взлетное положение автоматически. При этом экипаж обязан проконтролировать, чтобы во избежание потери скорости и выхода за недопустимый угол атаки движение штурвала на начальном этапе ухода сопровождалось движением секторов газа в положение, соответствующее максимальной тяге. Максимальная потеря высоты происходит приблизительно через 4—5 с после начала режима.

Некоторые бортовые автоматические системы управления имеют директорный режим ухода на второй круг. На самолетах, имеющих жесткие ограничения по скорости при выпущенной механизации, применение директорного управления особенно целесообразно, так как освобождает пилота от контроля скорости. Закон управления уходом на второй круг выбран таким образом, что не допускает разгона самолета свыше заданной скорости и уменьшения ее ниже заданной при выдерживании командной стрелки прибора ПКП в нулевом положении, что значительно облегчает пилотирование в условиях нескольких переключений положения механизации крыла. Использование автоматического и директорного режима ухода допустимо при отказе двигателя, так что его отказ даже в процессе выполнения режима не требует отключения автоматического управления.

При выходе на высоту круга часто наблюдается значительное увеличение вертикальной скорости (до 18—20 м/с). В этом случае рекомендуется вручную плавно убрать сектора газа до получения необходимой вертикальной скорости.

Действия экипажа при отказах системы автоматического управления. Отказ режима или отдельных агрегатов системы выявляется либо соответствующей сигнализацией, либо отклонением параметров движения самолета за допустимые пределы, что определяется по показаниям индикаторов и приборов. Отключение автоматического режима производится специальной кнопкой или отклонением с некоторым усилием органов управления (штурвала, сектора газа)-

При этом система переходит в режим штурвального управления. Для облегчения пилотирования допускается совмещение автоматического управления по одному каналу со штурвальным управлением по другому каналу.

Штурвальное управление. Отказы в режиме штурвального управления можно свести к трем случаям: отказы демпферной части, отказы вычислительной части и неконтролируемые отказы, выражающиеся в возникновении колебаний или значительном изменении эффективности управления без выявления этих дефектов системой контроля и сигнализации.

При отказе демпфера прежде всего следует отключить гидропитание рулевого агрегата отказавшего канала. При пилотировании самолета нельзя допускать резких и больших перемещений педалей и штурвала, так как при неработающем демпфере ухудшается затухание колебаний.

При отказе демпфера в канале крена следует иметь в виду, что ухудшение устойчивости влечет за собой ухудшение управляемости, что, в свою очередь, вызывает увеличение потребных расходов штурвала для создания крена и появление тенденции к «зависанию» крена при перекладках штурвала. Явление «зависания» крена выражается в том, что угловая скорость крена при резком отклонении элеронов вначале увеличивается, а затем уменьшается, после чего уже достигает величины, соответствующей углу отклонения элеронов.

В канале тангажа расходы и усилия, потребные для создания единицы перегрузки увеличиваются на малых скоростях и уменьшаются на больших. При отказах демпфера желательно поддержание постоянной скорости, не достигающей максимально допустимых значений. Отключение продольного канала стабилизации необходимо производить только при сбалансированных усилиях на колонке штурвала.

Действия пилота при выявленных отказах вычислительной части подсистемы устойчивости и управляемости аналогичны действиям при отказе демпфера [13].

При несигнализируемом отказе системы устойчивости и управляемости рекомендуется отключить сервоприводы и поочередным включением каналов определить исправные каналы и оставить их включенными.

Автоматическое управление на маршруте. Последовательность действий в случае отказа автоматического управления должна исходить из следующего принципа: при отказе систем автоматического : управления траекторией полета или скоростью (полет по сигналам ' навигационных средств, стабилизация высоты, скорости, числа М) необходимо переходить в режим стабилизации угловых координат. При отказе режима стабилизации угловых координат включается ''режим штурвального управления.

При отказе самих навигационных средств, по сигналам которых ведется управление, следует переходить на резервные режимы. Так, например, при отказе режима «VOR» можно перейти на управление в режиме «НВУ» или «ЗК».

Отказы системы автоматической балансировки часто сопровождаются отклонением руля высоты от балансировочного значения. В этом случае необходимо выключить систему автоматического триммирования, не выключая системы автоматической стабилизации самолета и вручную сбалансировать самолет. При отключении режима автоматической стабилизации оба пилота должны удерживать колонку штурвала. После отключения автоматической стабилизации следует вновь сбалансировать самолет и включить необходимый режим. При полете в режиме автоматического управления и отказе системы автоматического триммирования необходимо через каждые 15—20 мин полета отключать автоматику.

При несигнализируемых отказах, определяемых по характеру движения

самолета (колебания, выход параметров за допустимые пределы и т. п.), если 'позволяет ситуация, целесообразно определить отказавший блок, после чего принять решение о дальнейшем режиме автоматического полета.

При возникновении отказов всегда, необходимо убедиться в исправности авиагоризонтов путем сравнения показаний всех приборов, указывающих крен и тангаж самолета.

Заход на посадку. При возникновении отказа в процессе захода на посадку действия экипажа определяются в зависимости от того, в какой части контура управления произошел отказ. Если отказ произошел в информационно-вычислительной части, т. е. отказала гировертикаль, система «КУРС-МП», вычислитель и т. п., а метеоусловия не позволяют продолжать заход, необходимо перейти в режим ухода на второй круг. Если же отказ произошел в части контура правления (демпфер, сервопривод), то необходимо перейти в режим директорного управления.

При возникновении рывков органов управления, колебаний или больших перегрузок и отклонений в начале или в процессе выполнения захода на посадку необходимо заход прекращать и уходить на второй круг.

При отказе системы триммирования ни в коем случае нельзя отключать систему автоматического управления, так как это может привести к резкой перекладке руля высоты. Прежде всего следует отключить питание сервопривода системы автоматического триммирования. Затем, если в системе имеется индикатор усилий, то следует ручным перемещением органов управления триммером снять усилия, руководствуясь показаниями индикатора, и продолжать полет в автоматическом или директорном режиме.

На самолетах, имеющих бустерное управление, триммеры отсутствуют. На этих самолетах перебалансировка связана с подсистемой управляемости. Усилия органов управления на таких самолетах имитируются специальными загружателями, которые в режиме «взлет-посадка» имеют ослабленные усилия перемещения штурвала. Поэтому при отказе системы автоматической балансировки необходимо: установить полетный загружатель в режим «взлет-посадка», если он до этого не был установлен в этот режим; отключить систему управляемости в продольном канале; отключить систему автоматической балансировки и только после этих операций отключить систему автоматического управления и перейти в режим директорного управления.

В директорном режиме при отказе ПКП или ПНП одного из пилотов допускается дальнейшее продолжение режима полета с использованием одного прибора и контролем по вспомогательным приборам (дополнительному авиагоризонту, вариометру, РМИ и т. п.).

Во всех случаях отказа системы автоматического и директорного управления допускается, если это позволяет обстановка, заход на посадку производить в штурвальном режиме с использованием информации о положении относительно курсовой линии и глиссады, авиагоризонта и магнитного курса.

При отказе подсистемы ухода на второй круг до ее включения заход на посадку с использованием автоматической системы разрешается только до высоты 60 м (1 категория). Если же отказ произошел в процессе выполнения режима ухода, то необходимо перейти в режим штурвального управления.
^ 1.3. ОСОБЕННОСТИ САМОЛЕТА КАК ОБЪЕКТА УПРАВЛЕНИЯ
Положение самолета в пространстве может быть определено по отношению к различным системам координат: неподвижной в пространстве, связанной с Землей, связанной с траекторией полета и т. д. Целесообразность выбора той или иной системы координат определяется в каждом случае характером решаемых задач.

При рассмотрении динамики движения самолета обычно пользуются тремя системами координат: поточной (скоростной), связанной и земной.

Скоростная система координат (рис. 1.1) располагается так,

что начало ее (точка 0) находится в центре масс самолета, ось направлена по вектору истинной воздушной скорости , ось перпендикулярна оси и лежит в плоскости симметрии самолета, ось 0Za перпендикулярна плоскости и образует с первыми двумя осями правую систему координат.

Связанная система координат OX, Y, Z (рис. 1.2) выбирается такой, что ее начало координат помещается в центре масс самолета, ось ОХ направлена по продольной оси самолета вперед, ось 0Y перпендикулярна оси ОХ и лежит в плоскости симметрии самолета, ось 0Z перпендикулярна плоскости X0Y и образует с первыми двумя осями правую систему координат.

При исследовании движения самолета в воздухе в качестве системы координат, по отношению к которой производится определение его положения часто выбирают систему координат, связанную с Землей. Эту систему обычно называют земной системой координат и обозначают .Начало такой системы совмещают с какой-либо точкой земной поверхности, например с точкой посадки самолета, ось направляют по вертикали вверх, тогда оси и лежат в плоскости горизонта, в которой их направление может быть выбрано произвольно.

Движение самолета в пространстве по отношению к земной системе координат можно представить состоящим из двух движений: вокруг центра масс и центра масс. Так как в каждом из этих движений самолет обладает тремя степенями свободы, то в целом он имеет шесть степеней свободы.

Для определения положения самолета в пространстве необходимо знать шесть координат: три линейные и три угловые. Эти шесть

координат как функции времени являются параметрами движения самолета. Линейные параметры , , и характеризуют положение центра масс самолета относительно земной системы координат (рис. 1.3). В нашем случае параметр— пройденное расстояние по линии заданного пути, — истинная высота полета и — боковое уклонение от линии заданного пути. Их первые и вторые про­изводные представляют соответственно линейные скорости и ускорения.




Рис. 1.3. Земная система координат Рис. 1.4. Положение связной системы координат относительно земной системы
Параметры и характеризуют угловое положение самолета относительно земной поверхности. Иначе говоря, угловые параметры характеризуют положение связанной системы координат , относительно земной (рис. 1.4). Угол между осью и проекцией ' продольной оси самолета на горизонтальную плоскость называется углом рыскания. Он считается положительным, если продольная ось самолета повернута влево от линии пути. Угол между продольной осью самолета и плоскостью горизонта называется углом тангажа насчитается положительным, если продольная ось самолета приподнята над плоскостью горизонта. Угол называется углом крена. Он заключен между плоскостыо симметрии самолета X0Y и вертикальной плоскостью, проходящей через его продольную ось. Угол крена считается положительным, если опущено правое крыло и приподнято левое [14].

Кроме того, положение связанной системы координат относительно скоростной определяется двумя аэродинамическими параметрами: углом атаки и углом скольжения. Углом атаки называется угол между проекцией V'x вектора истинной воздушной скорости на плоскость симметрии самолета X0Y и продольной осью .

Углом скольжения называется угол между вектором истинной воздушной скорости и плоскостью симметрии самолета. Когда угол скольжения равен нулю, то угол между векторам истинной воздушной скорости и продольной осью самолета и будет углом атаки.

Изменение линейных координат происходит в основном за счет действия на самолет подъемной силы , силы веса , силы лобового сопротивления , силы тяги двигателей а также действия горизонтальных и вертикальных потоков воздуха, которые приводят к изменению аэродинамических сил.

Вращательное движение самолета происходит относительно центра масс вокруг трех его осей и характеризуется угловыми скоростями крена тангажа , рыскания .

Вращательное движение происходит за счет действия моментов: поперечного (кренящего) стремящегося повернуть самолет вокруг продольной оси , т. е. изменить угол крена ; продольного стремящегося повернуть самолет вокруг поперечной оси 0Z, т. е.

изменить угол тангажа ; путевого (момента рыскания) стремящегося повернуть самолет вокруг вертикальной оси ОY, т. е. изменить курс самолета .

Управление самолетом в полете сводится к управлению угловыми и линейными координатами и осуществляется путем создания соответствующих сил и моментов, действующих на самолет. Однако часто управление движением центра масс происходит в основном через управление угловым движением самолета.

Для исследования процессов управления самолетом нужно располагать математическим описанием (математической моделью). самолета как объекта управления. Полная система дифференциальных уравнений, описывающих динамику самолета, имеет настолько сложный и громоздкий вид, что ее применение для исследований лишено смысла, если только не прибегать к помощи вычислительной техники. Обычно при выяснении главных закономерностей и особенностей процессов управления самолетом идут на ряд допущений, позволяющих линеаризовать исходные уравнения, «заморозить» переменные коэффициенты и разделить пространственное движение на два независимых: продольное и боковое.

Продольное движение самолета. Рассмотрим вначале установившееся невозмущенное движение с постоянной скоростью и постоянным углом тангажа. Очевидно, непременным условием сохранения такого режима полета будет равенство нулю суммы всех моментов относительно поперечной оси , действующих на самолет. Вращающие моменты относительно оси создаются только аэродинамическими силами и силой тяги двигателей, следовательно,

(1.1)

Суммарный аэродинамический момент зависит от многих факторов:

, (1.2)

где — угол атаки; — угол отклонения руля высоты; — угол установки стабилизатора; — величины, характеризующие положение закрылков, шасси и других элементов, влияющих на аэродинамические характеристики самолета; - центровка самолета (относительное смещение центра тяжести от стандартного положения).

Момент зависит от тяги двигателей Р и координат центра тяжести и. Поэтому для осуществления равенства (1.1), т. е. для продольной балансировки самолета, необходимо подбирать величину одного из параметров, достаточно сильно влияющих на Ма. Таким параметром обычно является величина отклонения руля высоты . Но нельзя забывать о том, что диапазон отклонений руля высоты ограничен. Более того, величина не должна быть слишком близкой к одному из предельных значений, так как необходим некоторый запас хода руля в обе стороны для компенсации действия переменных внешних возмущений.

Поэтому на современных самолетах обычно применяются поворотные стабилизаторы. Выбирая угол , соответствующий заданному режиму полета, можно обойтись достаточно малыми величинами и тем самым обеспечить необходимый диапазон отклонений руля для компенсации переменных возмущений. Однако и эффективность перестановки стабилизатора может оказаться недостаточной при больших изменениях центровки самолета. Перед взлетом нужная центровка обеспечивается соответствующим размещением грузов и пассажиров. Во время полета она меняется главным образом из-за расходования топлива. Для удерживания перемещения центра тяжести в достаточно узких пределах применяются обычно автоматы центровки, управляющие последовательностью расхода топлива из отдельных групп баков. Но эти устройства с довольно большими погрешностями, так что для компенсации изменения требуется довольно значительное отклонение руля высоты .

Необходимость перебалансировки, т. е. изменения величины , возникает также при изменении конфигурации самолета - выпуске или уборке закрылков, предкрылков, шасси и т. д. К нарушению равновесия моментов приводит также изменение веса самолета (даже если оно не сопровождается перемещением центра тяжести) и скорости полета. Действительно, при этом нарушается равенство веса и подъемной силы, для восстановления которого необходимо изменить угол атаки. Величина угла атаки, как видно из (1.2), влияет на аэродинамический момент, так что для поддержания равновесия моментов потребуется снова отклонение руля высоты.

Боковое движение самолета. При рассмотрении процессов управления углами крена и курса неизбежно приходится учитывать взаимное влияние одного углового движения на другое. Для управления по крену и курсу применяются два управляющих органа — элероны (с углом отклонения ) и руль направления . Однако каждый из них одновременно вызывает изменение крена и курса.

Поэтому для описания динамических свойств самолета как управляемого объекта в боковом движении используется система уравнений [1, 2, 3], учитывающая взаимосвязь соответствующих угловых движений:





(1.3)

где

















;



l –разных крыла; -угол атаки; -угол скольжения; -боковая составляющая скорости ветра.

Характеристическое уравнение, соответствующее системе (1.3), имеет вид

(1.4)

где





Нулевой корень этого уравнения свидетельствует о том что неуправляемый самолет в лучшем случае нейтрален (или находится на границе устойчивости) по углу рыскания. Остальные корни (два из них обычно вещественны, а два других - комплексные сопряженные) могут в зависимости от аэродинамических характеристик самолета соответствовать устойчивому или неустойчивому движению по крену и рысканию. Как правило, характеристики устойчивости для современных самолетов со стреловидным крылом оказываются неудовлетворительными. В целом динамика бокового возмущенного движения самолета достаточно сложна. Для приближенного решения ряда практических задач вводят дополнительные упрощения и рассматривают отдельно случаи движения, когда отсутствует скольжение или крен .

При этом передаточная функция по крену получается из первого уравнения системы (1.3) при и :

(1.5)

где





Самолет в угловом координированном движении по крену, когда обеспечивается при помощи руля направление угловые , ведет себя как интегрирующее звено с замедлением.

Для получения передаточной функции по углу рыскания (курсу) рассматривают второе и третье уравнения системы (1.3) при :

(1.6)

где









Передаточная функция самолета по углу рыскания при сделанных допущениях по виду совпадает с передаточной функцией по углу тангажа. Часто структурную схему самолета по боковому отклонению z c учетом действия бокового ветра, имеющего скорость,, представляют в виде рис. 1.5 т. е. по боковому отклонению самолет как объект управления подобен трем интегрирующим звеньям с замедлением.


Это усложняет выбор законов управления из условия устойчивости при необходимости точного выдерживания заданной траектории. Из рис. 1.5. также следует, что для обеспечения движения самолета без бокового отклонения от заданной траектории в условиях постоянного бокового ветра необходимо выполнять условие

(1.7)

где - угол, характеризующий направление вектора путевой скорости самолета относительно земной системы координат. Следовательно, для компенсации сноса самолет должен быть развернут по курсу навстречу ветру на угол

(1.8).

причем самолет должен при этом летать без крена, так как в противным случае курс самолета изменится.
^ 2. ОЦЕНКА КАЧЕСТВА СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ СУДНОМ
Требования к системам автоматического управления (САУ) во многом зависят от задач, которые они решают. Использование САУ на самолетах гражданской авиации диктуется требованиями повышения надежности, точности пилотирования, увеличения регулярности полетов и т.д. Поэтому к САУ предъявляются самые различные требования по надежности, удобству и простоте обслуживания, сроку службы и т.п. Нас же будут интересовать только те требования, которые определяют динамические свойства замкнутой системы «самолет-САУ»: степень устойчивости, точность и качество переходных процессов в режиме управления, точность стабилизации параметров движения при постоянно действующих возмущениях. Качество системы в этом смысле всегда можно оценить по ошибке , представляющей собой разницу между действительным и заданным значением регулируемой величины Ошибка является случайной функцией времени и возникает по разным причинам (в результате воздействия на объект управляющего сигнала или возмущения). Определить ее значение для всех случаев невозможно, поэтому разработан ряд критериев, позволяющих оценить работу системы управления с единой точки зрения. К наиболее важным и часто применяемым критериям качества относятся: запас устойчивости, точность при типовых воздействиях и быстродействие.
^ 2.1. ЖЕЛАЕМЫЕ КРИТЕРИИ КАЧЕСТВА СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
Процесс функционального проектирования систем управления неразрывно связан с решением задачи оптимизации управления, то есть задачи оптимального достижения главной цели при соблюдении множества ограничений. В общем случае цель управления заключается в том, чтобы перевести объект из начального состояния в котором он находится в момент в конечное состояние принадлежащее подобласти области допустимых состояний , то есть . Здесь , что соответствует выделению в пространстве состояний области допустимых состояний и сужению ее до некоторой области , которая для нас по каким-то причинам является желательной.

Задача управления заключается в том, чтобы в области допустимых управлений найти такое управление, при котором будет достигнута цель.

Функционалы и функции, выражающие цель управления и ограничения, называют критериями качества.

Операция формирования критерия качества управления является наиболее ответственной на подготовительной стадии проектирования. Поэтому наиболее оптимальное ее выполнение достигается путем сочетания формализованных методов и творческой деятельности проектировщика, работающего в диалоге с вычислительной системой.

Рассмотрим некоторые методические аспекты формирования критериев качества управления для решения задач предварительного синтеза системы управления.

Качество управления можно описать двумя способами.

Первый способ предусматривает или непосредственное задание динамических характеристик выходных координат системы при типовых воздействиях, или задание совокупности прямых и косвенных показателей качества (значение перерегулирования, времени регулирования, статической ошибки, частоты среза, полосы пропускания и т.д.).

Второй способ основан на введении некоторого обобщенного функционала, определяемого всеми переменными системы управления

В теории линейных систем управления широко используются оба указанных способа.
^ 2.2. ОПРИМАЛЬНОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ПОЛЮСОВ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
При описании объекта управления с помощью векторно-матричной модели в пространстве состояний первый способ задания качества управления может быть трансформирован в оптимальное распределение на комплексной плоскости полюсов замкнутой системы.

Для системы, описываемой векторно-матричной моделью в непрерывном времени

(2.1)

полюса системы - это собственные значения матрицы , которые обычно обозначаются через , где . В то же время собственными значениями матрицы называются корни ее характеристического уравнения

(2.2)

Для односвязных систем, которые могут быть описаны общей передаточной функцией

(2.3)

полюса системы - это корни характеристического многочлена Соответственно нулями системы называются корни многочлена , при которых .

Расположение полюсов на комплексной плоскости во многом характеризует синтезируемую систему, определяя ее переходные и частотные характеристики, а, следовательно, и динамические показатели качества. Так, например, устойчивость системы определяется размещением полюсов в левой полуплоскости.

Наличие нулей в замкнутой системе в определенной степени влияет на ее динамику.

Синтезу регуляторов состояния предшествует решение задачи построения эталонной модели системы управления, которая соответствует желаемому распределению на комплексной плоскости корней характеристического уравнения замкнутой системы. Если все составляющие вектора состояния объекта могут быть измерены (имеется полная информация о векторе состояния), то обеспечение заданного расположения корней не вызывает трудностей. В этом случае возникает вопрос о том, какое расположение корней выбрать.

Если передаточная функция замкнутой системы не имеет нулей, то при выборе ее желаемого полинома можно руководствоваться стандартными формами (фильтрами), которые нашли достаточно широкое применение на практике. Стандартные формы определяют коэффициенты характеристического полинома (знаменателя) функции , обеспечивающие в системе переходные и частотные характеристики с известными показателями качества. Если же система характеризуется наличием нулей, стандартные формы могут служить в качестве исходного материала для поиска своего оптимального расположения корней. Как правило, в характеристическом полиноме сначала выделяются полюса для компенсации нулей, а оставшийся полином формируется из условия желаемого расположения корней.

В табл. 2.1 и 2.2 приводятся формулы характеристического полинома и соответствующие им коэффициенты для некоторых наиболее распространенных на практике распределений:

  • распределения Бесселя (томсоновская функция),

  • фильтра Чебышева (неравномерность передачи 0.5 дБ),

  • фильтра Баттерворта,

  • биномиального распределения (Ньютона).

Часто понятие оптимального переходного процесса связывают с минимизацией какого-либо функционала. Подобные стандартные формы получены эмпирически, и область их применения ограничивается системами невысокого порядка. К таким фильтрам относятся приведенные в табл. 2.3 распределения, минимизирующие интеграл от квадрата ошибки и оптимизирующий функционал.





Качество работы системы управления характеризуется, с одной стороны, ее точностью в установившемся режиме, а c другой - переходным процессом от одного установившегося состояния к другому. При исследовании переходных процессов чаще всего полагают, что входной сигнал является единичной ступенчатой функцией. В этом случае кривая переходного процесса называется переходной функцией и характеризуется некоторыми показателями, принимаемыми за меру качества системы управления. К числу таких показателей могут быть отнесены (рис. 2.1):

  • время нарастания - время, необходимое для достижения 95% конечного значения;

  • время установления (регулирования) - время, необходимое для попадания в некоторую окрестность конечного значения без выхода из него;

  • перерегулирование - максимальная относительная величина выброса (%) ;

  • пульсации (колебания) - число колебаний до выхода кривой в установившийся режим.

Перерегулирование и колебания - нежелательные свойства фильтра.

Типовые переходные характеристики для различных фильтров при входном ступенчатом сигнале качественно представлены на рис. 2.2.



Для распределений Чебышева, Баттерворта, распределения, минимизирующего оптимизирующий функционал, в характеристиках наблюдаются колебательные выбросы, которые проявляются в результате нелинейности их фазочастотных характеристик (ФЧХ). В наибольшей степени это проявляется для фильтра Чебышева (рис. 2.3, а). ФЧХ является важным параметром фильтра, обеспечивающим передачу прямоугольных и импульсных сигналов. Обеспечение максимально линейной зависимости от частоты фазового сдвига между входным и выходным сигналами помогает избежать проявления в переходных характеристиках нежелательных колебательных выбросов. Чем более нелинейно ФЧХ, тем сильнее будет искажаться выходной сигнал. То есть в идеальном случае характеристика должна иметь вид прямой фильтры аппроксимируют желаемую линейную ФЧХ.

Отсутствие перерегулирования в переходных характеристиках для распределения Бесселя и биномиального распределения показывают, насколько хорошо эти фильтры аппроксимируют желаемую линейную ФЧХ. Однако ФЧХ не описывает полностью свойства передачи фильтра. Другим важным фактором оценки фильтра является его амплитудно-частотная характеристика (АЧХ) (рис. 2.3, б). Идеальный фильтр (рис. 2.4) характеризуется следующими показателями:

  • нулевыми потерями и пульсациями в полосе пропускания;

  • нулевой шириной в переходной области (бесконечная крутизна на частоте среза);

  • бесконечным затуханием в полосе пропускания


Как видно из рис. 2.3 наиболее полно сформулированным требованиям отвечает фильтр Баттерворта, имеющий максимально плоскую АЧХ в полосе пропускания и достаточно хорошую крутизну затухания. Распределение Чебышева используется в том случае, когда более важным параметром выступает крутизна нарастания затухания. Высокую скорость нарастания затухания обеспечивает отсутствие гладкой характеристики в полосе пропускания. Наихудшие показатели по АЧХ у фильтра Бесселя. Следует заметить, что при улучшении АЧХ фазочастотная характеристика ухудшается и наоборот. Поэтому между ними важно найти компромисс.

При синтезе системы управления среди частотных и временных характеристик предпочтение отдается последним, т.к. переходные кривые позволяют более наглядно представить поведение системы с учетом всестороннего влияния линейных и нелинейных внешних факторов. Сравнительная таблица примерных показателей качества переходных процессов для стандартных распределений, а также рис. 2.2 дают наглядное представление о преимуществах или недостатках каждого из рассматриваемых здесь фильтров. Как видно, наилучшими показателями во временной области обладает фильтр Бесселя. Широкое распространение получили также распределение Баттерворта и распределение, минимизирующее оптимизирующий функционал. В любом случае к выбору расположения корней следует подходить исходя из конкретных целей и задач и с учетом свойств объекта проектирования.

Требования, предъявляемые к поведению системы в динамике, зависят от ее назначения, характера и конкретных условий работы и т. д. Различают следующие категории технических требований: устойчивость системы (запасы устойчивости системы); значение ошибки в установившемся состоянии (статическая точность); поведение системы в переходном процессе (условия качества); динамическая точность системы (значение ошибки при непрерывно изменяющихся воздействиях).

Проектируя САР, следует учитывать и такие показатели, как расход энергии на управление, экономическая эффективность системы регулирования, стоимость и окупаемость оборудования, надежность и др. [4].

Наиболее существенным из перечисленных требований является устойчивость системы. САР из-за наличия обратных связей склонны к колебаниям. В устойчиво работающей системе колебания с течением времени затухают, и система приходит в согласованное состояние. Устойчивость системы не должна нарушаться при изменении в определенных пределах внешних и внутренних условий (например, окружающей температуры, напряжения питающей сети и т. д.). Запасы устойчивости должны быть такими, чтобы обеспечивалась возможность изменения параметров системы во время ее работы.

Следует отметить, что принцип обратной связи САР, применяемый для подавления колебаний и уменьшения ошибки, при определенных условиях может привести не только к генерации колебаний и увеличению ошибки, но и к аварийным режимам.

В качестве примера рассмотрим автомат курса, реагирующий на отклонение самолета от требуемого направления. Пусть в начальный момент времени под действием возмущающих сил продольная ось самолета не совпадает с требуемым направлением движения. В результате чувствительный элемент автомата курса вырабатывает сигнал, который заставляет отклониться рули направления. При этом возникает вращающий момент, возвращающий самолет на заданный, курс [9]. Однако в момент, когда продольная ось самолета совпадает с требуемым направлением движения, это возвращение не прекратится, во-первых, потому, что самолет имеет значительный момент инерции и при подходе к заданному курсу будет обладать определенным запасом кинетической энергии; во-вторых, потому что автомат курса, обладающий некоторым запаздыванием, возвратит руль в нейтральное положение лишь через некоторый промежуток времени после того, как продольная ось самолета совпадет с заданным курсом. Поэтому самолет будет отклоняться от заданного курса в направлении, противоположном первоначальному, до тех пор, пока автомат курса не произведет перекладку руля и пока не возникнет вращающий момент, достаточный для возвращения самолета к заданному курсу. Если при этом демпфирование самолета невелико, а инерция и запаздывание автомата курса значительны, то амплитуда колебаний самолета относительно заданного курса возрастет и сохранение заданного курса станет невозможным.

Таким образом, устойчивость является необходимой характеристикой динамических свойств САР в реальных условиях работы при наличии различных воздействий.
  1   2   3   4



Скачать файл (1530.3 kb.)

Поиск по сайту:  

© gendocs.ru
При копировании укажите ссылку.
обратиться к администрации
Рейтинг@Mail.ru