Моделирование непосредственного управления подъемной силой
Рассмотрим модель продольного короткопериодического движения самолета при наличии управляющих воздействий пилота на колонку штурвала и включенных автомате непосредственного управления подъемной силой и автомате продольной управляемости. Модель содержит уравнение состояния, уравнения входа и выхода, законы управления ручного контура, автомата продольной управляемости и автомата непосредственного управления подъемной силой:
хпк (I) = АпкхП1[ (I) + BLuni[ (I),
yn«(t) = хПк (t)>
нЦЛО = A5p(t) + AS8(t),
0],
[A5a(t)]T = [Д5зПУ№ A5*Hync(t)],
(t) = DS, AxB(t),
і f АПУ *чАПУ * /.ч
A5 H (t) — H її,- AxB(t),
Amz(t) |
<*<DEtO>t 3<йЕ. С О |
&(dz, 8, |
|||
где xnll(t) = |
Да (I) Д»(0 |
. Апк = |
^и, ЮЕ 0 ^ |
Ву “ » ипк |
0 “«.8, 0 О |
AsАНУПС,, „АНУПС. … Д8У (0 = Dn([ Дх,(і), |
^ІЖ в> |
D |
АПУ |
D АНУПС = ІЛ
ІІВ S
Подставим уравнения выхода (8.7), входа (8.8) и законы управления (8.9)—(8.13) в уравнение состояния (8.6) и возьмем преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях:
(pi — An,)YnJp) = BkDH. AX. fo),
|
|
|
|
Получим вектор передаточных функций по параметрам продольного короткопериодического движения самолета на отклонение пилотом колонки штурвала
WrnC (Р) = = (р! — АП1)_ 1BL D„, = Ф^НУПС(р) ВЇ, Dni.
Переходная матрица состояния продольного короткопериодического движения самолета при включенном автомате непосредственного управления подъемной силой ■
ф« УПС(р) (pI-AnJ’‘ Ф„Г(Р) = ФпЛр).
+ + а«іЛк*;] + а^а^к*;} = |
Тогда с учетом обозначений выражения (3.89):
АНУПС
_ к% (ТауР+ 1) .
Т^Р2 + 2Т„^ар + 1
W^‘(p) = {aa,(Dz [аШгЛ (кш. в + к*,) + а^к*;] +
АНУПС
АНУПС
Р[Тцр2 + 2Т„£ар + 1]
Анализ передаточных функций (8.14)-(8.16) и их сравнение с передаточными функциями самолета, управляемого АПУ (7.25)-(7.27), показывает, что АНУПС не влияет на их структуру, но изменяет характеристики
Я
образующих звеньев. Выбором передаточного коэффициента кх* удается
^АНУПС " ^АНУПС
обеспечить требуемые значения коэффициентов усиления кгау2 и к;у,
а также постоянных времени форсирующих звеньев ТЇ и Ту0 . Это позволяет снизить негативные последствия «моментного» управления продольным движением с помощью руля высоты (рис. 8.4).
Передаточная функция (8.15) отражает, кроме того, «рулевой эффект» отклонения ОНУПС. При повороте вектора скорости отклонение 8у вызывает изменение первоначального угла атаки. «Рулевой эффект» отклонения 256
Рис. 8.4. Структурная схема замкнутой системы «самолет — АНУПС»
Му создает запаздывание в управлении перегрузкой и при необходимости может быть скомпенсирован отклонением руля высоты. Условие компенсации вытекает из приведенной на рис. 8.4 структурной схемы:
ТцР2 + 2Ttt4aP + 1
|
Если ввести составляющую (8.18) в закон управления АПУ, то рулевой эффект отклонения ОНУПС будет скомпенсирован.
Рассмотрим модель продольного длиннопериодического вынужденного движения самолета при наличии управляющих воздействий пилота через автомат непосредственного управления подъемной силой с законом управления (8.1). Тогда уравнение состояния (3.94) можно записать в виде
хпд(1) = АПДХПД(1) + В£дД5уНУПС(1), (8.19)
или
AV Тур2 + 2TV 4v Р + 1 ’ |
(8.20) |
k£k£<t, p+1) " т^р2 + 2Tv^vP+ 1 ‘ |
(8.21) |
Сравнивая передаточные функции (8.20) и (8.21) с передаточными функциями самолета в длиннопериодическом движении на управляющие 9 За*. 948 257
воздействия пилота через руль высоты, приходим к выводу, что управление длиннопериодическим движением посредством АНУПС обладает существенно меньшей инерционностью, чем управление посредством руля высоты.
Аналогичным образом проводится исследование продольного длиннопериодического вынужденного движения самолета при наличии управляющих воздействий пилота через автомат непосредственного управления силой лобового сопротивления. Инерционность управления длиннопериодическим движением с помощью такого автомата существенно меньше инерционности традиционного управления через руль высоты.
Маневры самолета в продольной плоскости осуществляются пилотом энергичным отклонением колонки штурвала. При включенных автоматах непосредственного управления подъемной силой и продольной управляемости это воздействие преобразуется в одновременное согласованное отклонение руля высоты и ОНУПС. На этапе короткопериодического движения происходит формирование новых значений угловой скорости тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки:
(Люг)уст = lim {Ax„w££(p)} = к^Дх,,
р->0
Дауст = lim {AxBW^*(p)} = к®*Дх„,
р-*0
Дпу, = lim (Дхв W^(p) W^-(p)} = Y Ру. кд’Дх„.
Выбором передаточных коэффициентов кх> и кА, функциями которых являются коэффициенты усиления по угловой скорости тангажа и углу атаки, можно обеспечить требуемую эффективность продольного управления. ‘
Переходные процессы описываются переходными функциями:
АНУПС
4 (т;Р+1)
ТоР2 + 2Te^ap + 1 ‘
Выбором передаточных коэффициентов кх _ и кх*, функциями которых являются постоянные времени Ту и Туа, можно обеспечить требуемый вид переходных процессов при отклонении пилотом колонки штурвала.
258