Шаблоны Joomla 2.5 здесь: http://joomla25.ru/shablony/

Системы автоматического и полуавтоматического управления летательных аппаратов

Управление скоростью полета 

 

Управление скоростью полета осуществляется в основном двумя органами управления:

·  изменением тяги двигателей;

·  рулем высоты.

Управление скоростью полета изменением тяги двигателей. Управление скоростью полета изменением тяги двигателей применяется в основном при прямолинейном движении, и в частности, при движении самолета по глиссаде.

Автомат, осуществляющий стабилизацию скорости путем изменения тяги двигателей, обычно называют автоматом тяги (АТ). Изменение тяги автомат осуществляет через отклонение рычага управления двигателем (РУД) clip_image650.

Автомат тяги необходим для стабилизации скорости полет с одновременной стабилизацией траектории ЦМ ЛА. Примером такого режима может служить режим захода на посадку. В случае регулирования тяги осуществляется непосредственное воздействие на продольные силы, действующие на самолет. Закон управления АТ с ЖОС можно записать в виде

clip_image652.

При исследовании динамики движения самолета по скорости с АТ необходимо к уравнениям движения самолета добавить уравнения, описывающие законы управления АТ и САУ. Будем полагать, что канал тангажа САУ отклонением стабилизатора сохраняет траекторию прямолинейной. Тогда система уравнений, описывающая движение самолета по скорости с АТ сводится, таким образом, к следующей:

clip_image654;

clip_image656;                 (6.  )

clip_image652[1].

 

Первое уравнение является уравнением проекции сил на продольную ось, второе характеризует изменение тяги при отклонении РУД. Двигатель при этом описывается инерционным звеном. Третье уравнение определяет отклонение РУД АТ. Инерционностью этого процесса можно пренебречь. Для анализа динамических свойств системы "самолет – АТ" при управлении скоростью полета необходимо получить передаточную функцию clip_image659.


Передаточная схема контура управления имеет вид

clip_image670  (6.    )

 

 

 

 

Анализ передаточной функции (6.  ) позволяет сделать следующие выводы:

динамические свойства контура управления "самолет – АТ" описываются звеном второго порядка;

динамические свойства рассматриваемого контура управления определяются собственными свойствами самолета, динамическими характеристиками двигателей (коэффициентом усиления и постоянной времени) и параметрами АТ;

увеличение коэффициента clip_image672 способствует повышению собственной частоты контура управления, а clip_image674 - коэффициента демпфирования. Изменением параметров АТ (коэффициентов clip_image672[1] и clip_image674[1]) можно влиять на качество переходного процесса;

существует статическая ошибка в отработке заданного значения скорости:

clip_image676.

 

 

Наличие в законе управления АТ сигнала интеграла от скорости обеспечит астатическую стабилизацию скорости.

Управление скоростью с помощью руля высоты. Регулирование скорости полета отклонением руля высоты применяется в том случае, если не накладываются жесткие требования к движению самолета по заданной траектории.

Руль высоты при управлении скоростью отклоняется по закону

clip_image678.        (6.    )

При изменении скорости полета руль высоты отклонится на увеличение угла атаки. Изменение угла атаки вызовет изменение подъемной силы и силы лобового сопротивления. В результате траектория полета начнет искривляться, и скорость полета начнет изменяться.

Если считать, что ЛА при отклонении руля высоты мгновенно выходит на заданный угол атаки, то передаточная функция замкнутого контура будет равна

clip_image680,   (6.    )

 

 

где коэффициенты знаменателя являются функциями аэродинамической компоновки самолета, и передаточных коэффициентов закона

 

управления. Изменением передаточных коэффициентов clip_image682 и clip_image684 можно регулировать значения коэффициентов clip_image686, clip_image688, clip_image690 и clip_image692 и обеспечить устойчивость замкнутого контура управления. Однако при законе (6.    ) не всегда представляется возможным получить желаемый переходный процесс.

Из анализа передаточной функции (6.   ) можно сделать также вывод о том, что и при  управлении скоростью с помощью руля высоты появляется статическая ошибка, для устранения которой в закон управления (6.   ) необходимо ввести дополнительный интегральный член.

Стабилизацию скорости полета в принципе можно обеспечить воздействием на лобовое сопротивление с помощью тормозных щитков. Однако такой способ стабилизации скорости не выгоден, так как в исходном режиме полета для обеспечения регулирования скорости в одну и другую стороны тормозные щитки должны быть отклонены на некоторую величину, вследствие чего увеличится лобовое сопротивление самолета.