книги / Системы управления летательными аппаратами и их силовыми установками
..pdfинформация с вычислительного устройства после преобразования в аналоговую форму поступает на рулевой привод, который воздей ствует на рулевые органы ЛА, в результате чего происходит умень шение отклонений параметров движения ЛА от программных зна чений.
Следует отметить, что при использовании в системе стабили зации дискретного рулевого привода преобразователь код-аналог от сутствует. В этом случае дискретно-аналоговое преобразование про исходит в самом рулевом приводе.
Известно, что в дискретной системе стабилизации, содержащей цифровую вычислительную машину (см. рис. 13.3), происходят два процесса: квантование сигнала по времени и квантование сигнала по уровню.
Исследование и проектирование системы автоматического уп равления при одновременном учете указанных выше факторов яв ляется весьма сложной задачей. Поэтому можно сделать следующее допущение. На предварительном этапе эскизного проектирования не учитывается процесс квантования сигнала по уровню. В этом слу чае цифровая система стабилизации движения ЛА (см. рис. 13.3) преобразуется в импульсную (рис. 13.4), отличие которой от цифро вой заключается в том, что преобразователь аналог-код заменяется импульсным элементом (прерывателем), осуществляющим кванто вание сигнала по времени, преобразователь код-аналог заменяется запоминающим устройством (ЗУ), осуществляющим восстановление непрерывного сигнала из импульсного, а бортовая ЦВМ заменяется дискретным вычислительным устройством (ДВУ).
В остальном работа функциональной схемы системы стабилиза ции импульсного типа аналогична цифровой.
13.3. Уравнения движения летательного аппарата
Рассмотрим линеаризованные уравнения ЛА как жесткого, твердого тела.
Угловое движение ЛА описывается уравнением моментов, а движение центра масс - уравнением сил [1].
Уравнения бокового движения:
|
ÿ = K J ~ К ’ч'У - |
~ 6ч-56 +^ч-; |
(13-0 |
|
z = bziz - Ь2Ц1\\1 - ь25ъ + Fz. |
( 13.2) |
|
Уравнения нормального движения |
|
||
|
Д & + b ^ ÿ + b9^ДЭ + Ь9аД& + 6S55 = М э, |
(13.3) |
|
|
ÿ + byi,ÿ + bySA^ +bybb = Fy, |
(13.4) |
|
где \\) |
- угол рыскания; |
|
|
Д& - отклонение угла тангажа; |
|
|
|
z |
- боковое отклонение; |
|
|
у |
- отклонение по нормали к траектории; |
|
8 - отклонение рулевых органов ЛА; М, , М , - возмущающие моменты;
Fz, Fy - возмущающие силы.
Так как уравнения бокового и нормального движения ЛА анало гичны, то физический смысл коэффициентов уравнений рассмотрим на примере бокового движения. Эти коэффициенты характеризуют следующее:
byyi - влияние движения центра масс ЛА на угловое движение при полете ЛА в атмосфере;
Ьщ, ~ демпфирование при угловом движении ЛА в атмосфере;
b - степень собственной статической устойчивости ЛА;
й1|/6 - эффективность рулевых органов ЛА, коэффициент при
управляющем моменте;
M xv - приведенный возмущающий момент,
М V |
(13.5) |
I у - момент инерции ЛА относительно оси у\ связанной систе
мы координат;
bzi - демпфирование при линейном перемещении ЛА в атмо
сфере; Ь2у - влияние углового движения ЛА на движение центра масс,
т.е. коэффициент при боковой составляющей силы тяги и аэродина мической силы;
ЬгЪ - коэффициент при управляющей силе, развиваемой руле
выми органами ЛА;
Fz - приведенная возмущающая сила
|
|
F = |
(13.6) |
где т - масса ЛА. |
|
|
|
Коэффициенты уравнений, |
опи |
||
сывающих |
нормальное |
движение |
ЛА, |
имеют аналогичный физический смысл. |
|||
Изменение |
основных |
коэффициентов |
уравнений ЛА графически показано на рис. 13.5.
Уравнение канала вращения имеет следующий вид:
Ф + ^ Ф + %в5 = Мф, (13.7)
здесь b^ - демпфирование при развороте ЛА в атмосфере;
bq£ - эффективность управляющих органов;
Мф - возмущающий момент;
- приведенный возмущающий момент,
(13.8)
где 1Х - момент инерции ракеты относительно ее продольной оси.
Как видно из зависимостей (13.1)—(13.8), уравнения движения ЛА имеют достаточно громоздкий вид, что весьма осложняет проце дуру исследования системы стабилизации аналитическим способом. Однако, рассмотрев соотношения членов дифференциальных уравне ний (13.1 )—С13.7), можно сделать ряд допущений, упрощающих дан ные уравнения. Так, влияние членов, характеризующих взаимосвязь углового движения ЛА и движения центра масс, а также демпфи рующих членов в уравнениях (13.1), (13.3) на динамику углового движения значительно меньше, чем других членов, поэтому ими можно пренебречь. Из уравнений (13.2), (13.4) по аналогичной при чине можно исключить демпфирующие члены и члены, характери зующие управляющие силы. При учете принятых выше допущений уравнения бокового движения примут вид:
ÿ =bV4, y - b 4&S +My-, |
(13.9) |
ï + bt<v\\i =Ft . |
(13.10) |
Уравнения нормального движения могут быть записаны анало гичным образом. Следует отметить, что данные упрощения можно осуществить на первоначальном этапе эскизного проектирования системы стабилизации при аналитических расчетах. На заключи тельном этапе проектирования, например при моделировании, от брошенные члены уравнений должны быть учтены.
13.4. Возмущения, действующие на ЛА в полете
Под возмущениями будем понимать силы и моменты, вызы вающие отклонения движения ЛА от программной траектории. Все возмущения можно подразделить на атмосферные, аэродинами ческие, ветровые и технологические [1].
Атмосферными возмущениями называются отклонения характе ристик атмосферы от программных значений. Основными атмосфер ными возмущениями являются:
-отклонение плотности атмосферы;
-отклонение давления воздуха;
-отклонение температуры воздуха.
Отклонение плотности атмосферы от расчетного значения при водит к отклонению составляющих полной аэродинамической силы и аэродинамического момента. Отклонение плотности атмосферы изменяется с высотой и зависит от сезона (времени года).
Сезонные изменения плотности атмосферы учитываются путем задания нескольких программ управления (каждая для определен ного времени года).
Отклонение давления воздуха от программного значения при водит к отклонению давления на выходе реактивного сопла, что обу словливает отклонение тяги двигателя. Отклонение температуры от программного значения приводит к изменению скорости звука, что вы зывает отклонение составляющих аэродинамических сил и моментов.
Под аэродинамическими возмущениями понимаются отклонения аэродинамических форм ЛА от программных значений. Эти откло нения вызывают отклонение аэродинамических сил и моментов.
Ветровые возмущения. Ветер рассматривается как перемещение воздуха относительно стартовой системы координат. Он характери зуется величиной и направлением скорости WB. При наличии ветра скорость ЛА относительно стартовой система координат является векторной суммой воздушной скорости ЛА и скорости ветра.
Скорость ветра - случайная функция высоты. Она может быть представлена в виде суммы двух составляющих:
wB= wB]+we2,
где Wol - математическое ожидание скорости ветра;
Wa2 - отклонение скорости ветра от математического ожидания
Обработка результатов наблюдений на территории России по казывает, что составляющие скорости ветра WB, (средняя скорость ветра) имеют постоянное направление с запада на восток. Диапазон изменения скорости ветра, принимаемый при расчетах, составляет величину 0-100 мс_| При расчетах переходных процессов бывает необходимо проверить влияние градиента скорости ветра по высоте. Под градиентом скорости ветра понимается изменение скорости вет ра на перепаде высот A1Ve [мчГ'-км'1].
Технологические возмущения. Под технологическими возмуще ниями понимаются возмущения, обусловленные случайным измене нием взаимного расположения конструктивных элементов ЛА. Эти изменения не должны выходить за пределы технологических до пусков.
Перечислим основные технологические возмущения:
1.Эксцентриситет центра масс. Вызывает возникновение вред ных возмущающих моментов от силы тяги и полной аэродина мической силы. Максимальное значение эксцентриситета состав ляет 5 мм.
2.Эксцентриситет тяги. Служит причиной возникновения воз мущающих моментов. Максимальное значение эксцентриситета тяги достигает значения 5 мм.
3.Перекос тяги. Приводит к возникновению вредных моментов. Максимальное значение угла, характеризующего данный перекос,
достигает 10' 4. Перекос стабилизаторов. Вызывает отклонение составляющих
полной аэродинамической силы и аэродинамического момента. Мак симальная величина перекоса стабилизатора доходит до 10'
5. Перекос отсеков. Перекосом отсеков называется угловое от клонение геометрической оси отсека от геометрической оси ЛА. Пе-
рекос отсеков вызывает отклонения составляющих полной аэроди намической силы и аэродинамического моменте. Максимальная ве личина перекоса отсеков доходит до 10'.
13.5. Рулевые органы ЛА
Под рулевыми органами будем понимать устройства, разви вающие управляющие силы и моменты, обеспечивающие стабилиза цию движения ЛА относительно программной траектории. В качест ве рулевых органов используются воздушные и газовые рули, поворотные камеры основного двигателя, рулевые двигатели, реак тивные сопла, камеры основного двигателя с впрыском газа в закритическое пространство сопла, отклоняемый головной отсек. Воздуш ные рули чаще всего устанавливаются на стабилизаторах ЛА. Газо выми рулями называются рули, установленные на обрезе реак тивного сопла и обтекаемые реактивной струей двигателя ракеты.
При повороте воздушных и газовых рулей возникают управ ляющие моменты, разворачивающие ЛА. Однако газовые рули сни жают эффективную тягу двигателя и вносят потери в максимальную дальность стрельбы.
Поворотные камеры основного двигателя и рулевые двигатели представляют собой камеры сгорания, способные поворачиваться относительно оси, перпендикулярной продольной оси ЛА.
Достоинством данного вида рулевых органов является эффек тивность управления относительно боковой и нормальной осей свя занной системы координат.
Стремление уменьшить нагрузку на рулевой привод и снизить
тем самым его вес, габариты |
и потребляемую мощность привело |
к разработке новых способов |
создания управляющих моментов, |
к числу которых относится способ, основанный на впрыске газа или жидкости в закритическое пространство сопла камер основного дви гателя.
Реактивные сопла применяются главным образом для создания небольших управляющих моментов относительно продольной оси
ракеты. Эти управляющие органы просты по устройству. Они ис пользуются на вторых ступенях ракет.
Отклоняемый головной отсек —отклоняемая головная часть ЛА позволяет управлять движением ЛА по каналам рыскания и тангажа.
Глава 14 СТАБИЛИЗАЦИЯ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ ЖЕСТКОГО ЛА
14.1. Структурная схема системы стабилизации
Рассмотрим движение ЛА без учета упругих колебаний корпуса и колебаний жидкого наполнения. Используя упрощенную систему уравнений (13.9), (13.10), построим структурную схему системы ста билизации. Для решения данной задачи запишем уравнения движе ния ЛА в операторной форме и разрешим их относительно измеряе мых координат:
, ч |
-Ь ^8(р) +М ч{р) |
(14.1) |
У(л)= |
n2 - h - *— - |
|
|
р +0.„ |
|
z(p) =-b24\\i(p) +Fz(p). |
(14.2) |
Структурная схема системы стабилизации представлена на рис. 14.1. Здесь (Vv (р) - передаточная функция автомата стабилиза
ции по каналу СУС; W2 (р) - передаточная функция автомата стаби лизации по каналу ССЦМ.
М р )
Sz(p)
Под автоматом стабилизации будем понимать комплекс прибо ров и устройств, обеспечивающий управление движением ЛА. В ав томат стабилизации входят чувствительные элементы, вычислители, рулевые приводы, преобразователи информации.
0(р)
Рис. 14.2
Учитывая отличие собственных частот колебаний СУС и ССЦМ (см. подразд. 13.2), на первом этапе будем осуществлять исследова ние СУС без учета влияния на ее динамику движения центра масс ЛА. Структурная схема СУС приведена на рис. 14.2.
14.2.Анализ устойчивости системы угловой стабилизации
Будем считать, что система разомкнута и отсутствует автомат угловой стабилизации (АУС).
Передаточная функция разомкнутой системы имеет вид
ч(р) |
1 |
(14.3) |
|
Щ р) = M v(p) |
P2+bvv |
||
|
Запишем характеристическое уравнение разомкнутой системы:
Анализ устойчивости СУС осуществим для следующих случаев. Случай 1: Ъ <О, ЛА статически неустойчив. При учете знака
коэффициента 6МД), характеристическое уравнение запишется в виде
P 2 - b v v = 0 . |
(14.5) |
Используя критерий устойчивости Гурвица, можно отметить, что система структурно неустойчива.
Определим корни характеристического уравнения:
Р\.2=± A/ V - |
О4-6) |
Качественный вид переходного процесса в системе представлен на рис. 14.3.
Случай 2: > О, ЛА статически устойчив. Тогда корни харак
теристического уравнения имеют вид
P\,2=±y^K v - |
(14.7) |
Переходный процесс в системе представляет собой незатухаю щие колебания (рис. 14.4).
Рис. 14.4