Разработка системы автоматического управления вертолётом

Размещено на http://www.allbest.ru/

"Разработка системы автоматического управления вертолётом"

Содержание

Введение

1. Типы вертолётов

1.1 Классификация

1.2 Типы органов управления

1.2.1 Несущие винты

1.2.2 Рулевые винты

1.2.3 Стабилизаторы

1.3 Режимы полёта

2. Математическая модель объекта

2.1. Упрощенное рассмотрение динамики движения вертолёта

2.2. Соотношение для сил и моментов на несущем винте

2.3. Продольная балансировка

2.4. Уравнения продольного движения

2.5. Коэффициенты уравнений продольного движения

3. Синтез законов управления

4. Моделирование

5. Заключение

6. Список использованных источников

Введение

В связи с расширением области применения вертолетов увеличивается роль автоматизации их полета. На большинстве режимов полета вертолеты являются неустойчивыми. Наихудшие характеристики устойчивости и управляемости вертолеты имеют на режиме висения, который является для них специфическим и используется при выполнении многих задач. К их числу относится работа вертолетов в качестве летающих кранов, поиск подводных лодок, испытания радиотехнических средств и приборов, спасательные и другие работы. Причиной неустойчивости вертолетов на режиме висения является отсутствие восстанавливающего момента по отклонению относительно центра масс и малое демпфирование этого движения. Также мало демпфирование вертикального движения вертолетов, а выше зоны "воздушной подушки" отсутствует и вертикальная восстанавливающая сила. Статическая устойчивость вертолетов по углу атаки на режимах горизонтального полета недостаточна или отсутствует; демпфирование вращательного движения у них в десятки раз меньше, чем у самолетов такой же массы. Боковое движение вертолетов на режиме горизонтального полета хотя и устойчиво, но характеризуется малым поперечным и путевым демпфированием и зависит от неустойчивого продольного движения. Устойчивость и управляемость вертолетов можно улучшить путем использования горизонтального и вертикального оперений. К сожалению, этот способ неэффективен на режиме висения и малых скоростей. Неустойчивость вертолета вынуждает летчика непрерывно вмешиваться в управление, чтобы обеспечить устойчивость замкнутой системы "вертолет - летчик". Эта часть работы утомляет летчика и затрудняет пилотирование.

Основным путем улучшения устойчивости и управляемости вертолета является использование автоматических средств, среди которых наибольшее распространение получили автопилоты.

Современные автопилоты, устанавливаемые на вертолетах, выполняют функции системы автоматической стабилизации, а также облегчают управление вертолетом. Летчик может полностью передать управление автопилоту, а свое внимание сосредоточить на выполнении других задач.

Вертолет по сравнению с самолетом имеет ряд особенностей. Несущая система вертолета подвижна относительно фюзеляжа и одновременно выполняет функции рулей. Поэтому управление движением центра масс вертолета и вращением относительно центра масс, например в продольной плоскости, осуществляется не двумя, как у самолета, а только одним органом - автоматом перекоса. При его отклонении, кроме изменения горизонтальной силы, одновременно возникает момент относительно центра масс. Управление вертолетом по высоте полета осуществляется непосредственным изменением подъемной силы при изменении угла общего шага несущего винта. Несущий винт является сложной аэродинамической системой, которая имеет собственную динамику и вносит запаздывание в управление. Рулевые приводы системы управления вертолетом нагружаются силами, содержащими периодические составляющие, генерируемые несущим винтом, чего нет у самолета. Эффективность органов управления самолетом пропорциональна скоростному напору, в то время как у вертолета она мало зависит от скоростного напора. Например, управляющие моменты тангажа и крена одновинтового вертолета создаются отклонением несущего винта, тяга которого в установившемся режиме примерно равна силе тяжести вертолета при всех значениях скоростного напора. Вследствие указанных особенностей для вертолета нельзя использовать самолетные автопилоты. Задача автоматизации полета вертолетов должна решаться с учетом их специфики.

При создании первых автопилотов для вертолетов основное внимание обращали на обеспечение устойчивости вертолета. Стремление превратить вертолет в стабилизированную платформу приводило к большим значениям передаточных чисел автопилота. Весь диапазон отклонения органов управления при этом мог быть использован автопилотом. Управление вертолетом осуществлялось отклонением специального дополнительного органа - серворучки, электрические сигналы которой подавались в сумматор автопилота. В случае отказа автопилота мог возникнуть возмущающий момент, соответствующий полному отклонению органа управления, что создавало угрозу безопасности полета.

По мере совершенствования вертолетов и накопления опыта их эксплуатации вопросы безопасности приобрели особую остроту. Стало ясно, что эти вопросы могут быть решены лишь путем создания всережимного автопилота иной схемы, обеспечивающего возможность пилотировать вертолет обычными рычагами управления и не создающего опасных ситуаций при отказах. Настойчивые поиски привели к созданию автопилотов, сервоприводы которых включаются в систему управления вертолета таким образом, что органы управления могут отклоняться независимо летчиком и автопилотом (дифференциальная схема включения сервоприводов). Безопасность полета обеспечивается ограничение отклонения органа управления автопилотом на величину 10-25% от полного хода органа управления. Большой вклад в создание автопилотов для вертолетов внесли И.А. Михалев, О.В. Успенский, В.Д. Саюров, И.С. Дмитриев, И.А. Эрлих, Э.А. Петросян и др.

Автопилот, удерживая заданное положение вертолета в пространстве, выбрасывает сигналы, противодействующие управлению летчиком. Для ослабления этих сигналов в каналах тангажа и крена используются компенсационные датчики, вырабатывающие электрические сигналы, зависящие от отклонения рычага управления. В процессе управления курсом и высотой полета происходит отключение сигналов по рысканию и высоте. Автопилот, созданный на основе указанных принципов, стабилизирует вертолет на заданном режиме полета, а в режиме управления он улучшает динамические характеристики вертолета, вследствие чего значительно облегчается работа летчика и уменьшается погрешность управления.

1. Типы вертолётов

Вертолёт является пока единственным типом летательного аппарата вертикального взлёта и посадки, нашедшим широкое применение. Он достиг этого уровня гораздо позже самолёта ввиду сложности устройства и значительности проблем, вставших на пути его практической реализации. Первые удачно летавшие вертолёты появились в 1930-х гг. Серийное производство вертолётов началось только в 1942-1950 гг., когда самолёты уже достигли уровня совершенства. До сих пор сохраняется значительное разнообразие типов вертолётов, в отличие от самолётов, где давно установился практически единственный тип - моноплан. Характеристики различных типов вертолётов в общем близки. Современные вертолёты - достаточно совершенные летательные аппараты. Так, максимальная скорость их полёта достигает 320-350 км/ч, динамический потолок (в поступательном полёте) -3-5 км, статический потолок (на висении) - 1-2 км. Полезная нагрузка вертолётов составляет от 0,5-1 т для лёгких машин (массой 1-2 т) и до 5-12 т для тяжёлых (массой 10-45 т).

1.1 Классификация

Со времени появления в начале ХХ века первых вертолётов было испытано большое количество их конструктивных схем. В настоящее время продолжают появляться новые схемы вертолётов и их несущих винтов. В зависимости от определяющего признака существует несколько видов классификации вертолётов:

По количеству несущих винтов

· Одновинтовые с рулевым винтом.

· Двухвинтовые.

· Многовинтовые.

По взаимному расположению несущих винтов

· Двухвинтовые продольной схемы.

· Двухвинтовые поперечной схемы.

· Двухвинтовые сосной схемы.

· Двухвинтовые с перекрещивающимися винтами.

По типу несущих винтов

· С шарнирным креплением лопастей.

· С шарнирным креплением лопастей, имеющих сервозакрылки типа Каман.

· С шарнирным креплением лопастей и стабилизирующим стержнем типа Хиллер.

· С креплением лопастей типа Дершмидта.

· С бесшарнирным креплением лопастей. Здесь следует выделить несущие винты: с очень жесткими лопастями типа Сикорский; с лопастями средней жесткости типа Бёльков; с лопастями на упругих стержнях и пластинах типа Хьюз и Вестланд "Линкс"; с бесшарнирным креплением лопастей и управляющим гироскопом Локхид.

По типу привода несущих винтов

· С механическим приводом с помощью механической трансмиссии от поршневого или газотурбинного двигателя.

· С реактивным приводом. Их, в свою очередь, можно разделить на вертолёты с турбокомпрессором и соплами для истечения воздуха на концах лопастей (с холодным циклом); с турбокомпрессором и горелками на концах лопастей для сжигания подаваемой турбокомпрессором горючей смеси (с горячим циклом); с реактивными двигателями на концах лопастей.

1.2 Типы органов управления

1.2.1 Несущие винты

Основное назначение несущего винта (НВ) вертолёта - создание подъёмной и пропульсивной силы. Одновременно он используется для создания на вертолёте управляющих моментов, т. е. для управления вертолётом. Наиболее распространён в настоящее время шарнирный несущий винт. В последнее время появились винты с бесшарнирным креплением лопастей, имеющие ряд преимуществ.

1.2.2 Рулевые винты

С помощью несущего винта на одновинтовом вертолёте создаются управляющие моменты по тангажу и крену. Для создания управляющего момента по рысканью служит рулевой винт.

Этот винт обычно имеет шарнирное крепление лопастей и по конструкции аналогичен несущему. На нём имеется управление только общим шагом. По расположению относительно концевой балки рулевой винт обычно является толкающим для уменьшения потерь от воздействия индуктивного потока на концевую балку. Интересно отметить, что величина тяги рулевого винта на режиме висения зависит от направления его вращения.

1.2.3 Стабилизаторы

На одновинтовых вертолётах вблизи рулевого винта устанавливается стабилизатор, основным назначением которого является некоторое улучшение динамической устойчивости вертолёта в поступательном полёте и изменение балансировки вертолёта в нужную сторону при изменениях режима полёта. В ряде случаев стабилизатор выполняют управляемым и связанным либо с управлением общим шагом, либо с продольным управлением. Иногда стабилизатор выполняют свободно устанавливающимся в потоке на режиме висения для уменьшения создаваемых им продольного момента и потери тяги.

1.3 Режимы полёта

Вертолёт может выполнять ряд специфических режимов полёта: висение, развороты на висении, вертикальный набор высоты и снижение, перемещения вбок и назад (со сравнительно небольшой скоростью). При неработающих двигателях возможна авторотация, т.е. безмоторное планирование. В этом случае несущий винт работает в режиме ветряка. На этом режиме возможна посадка на неподготовленную площадку.

Следует различать режимы висения относительно воздушной массы и земли. Последний с точки зрения аэродинамики является полётом с малой воздушной скоростью (равной скорости ветра) вперед, вбок или назад в зависимости от направления вертолёта относительно ветра.

Остальные режимы полёта вертолёта с поступательной скоростью аналогичны режимам полёта самолёта: горизонтальный полёт, набор высоты и снижение, развороты и т.д. Появившиеся в последнее время боевые вертолёты способны выполнять элементы высшего пилотажа.

Диапазон допустимых скоростей горизонтального полёта в зависимости от высоты имеет вид, показанный на рис. 1.1.

Рис. 1.1. Область допустимых скоростей и высот полета вертолета.

Различают статический потолок - максимальная высота висения и динамический потолок - максимальная высота при поступательном полёте.

Для вертолётов с одним двигателем существуют опасные области скоростей и высот (на рис. 1.1 заштрихованы). В случае отказа двигателя при полёте в области 1, вертолёт не успеет перейти на режим установившейся авторотации, и приземление произойдёт с большой вертикальной скоростью. В случае отказа двигателя при полёте в области 2 вертолёт начнёт быстро терять высоту и лётчик может не успеть выполнить маневр, чтобы предотвратить столкновение с землёй.

2. Математическая модель объекта

2.1 Упрощенное рассмотрение динамики движения вертолёта

Основой для вывода и использования упрощенных уравнений движения вертолёта является допущение о замене несущего винта с его сложной динамикой - равнодействующей силой. При этом предполагается, что маховое движение лопастей изменяется мгновенно при изменениях параметров движения вертолёта (скорость, угол атаки, угловая скорость) и углов общего и циклического шага лопастей.

Как правило, при таком рассмотрении не учитываются связи между продольным и боковым движениями и эти движения рассматриваются отдельно. При анализе продольного движения рассматриваются следующие уравнения:

; (2.1)

; (2.2)

; (2.3)

В уравнениях (2.1), (2.2), (2.3) учитываются только переменные и .

Входными величинами являются продольный наклон кольца автомата перекоса ? и величина общего шага ц₀.

2.2 Соотношение для сил и моментов на несущем винте

Зависимости сил и моментов на несущем винте от параметров движения должны быть известны для определения параметров движения, соответствующих установившемуся режиму полета, балансировочных положений органов управления и для определения коэффициентов уравнений движения вертолета (производных устойчивости).

В практике расчетов устойчивости балансировочные отклонения управления и производные устойчивости определяются на основании данных детального аэродинамического расчета, выполняемого с помощью ЦВМ.

Основу упрощенного метода определения названных величин составляет импульсная теория несущего винта. В импульсной теории рассматривается несущий винт с постоянными углами установки лопастей по азимуту. В то же время для уравновешивания сил и моментов, действующих на вертолет, необходимо определенное введение циклического шага, зависящее от режима полета. Для получения возможности применения выводов импульсной теории к винту с переменным циклическим шагом вводится понятие эквивалентного несущего винта.

2.3 Продольная балансировка

Рассмотрим силы и моменты, действующие на вертолет в продольной плоскости (имеем ввиду одновинтовой вертолет).

На рис. 2.1 приведена схема действия упомянутых сил и моментов.



Рис. 2.1. Схема сил и моментов, действующих на вертолет в установившемся режиме полета (продольное движение).

Начало координат лежит в центре масс вертолета. Ось y связной системы координат параллельна оси несущего винта, ось x направлена вперед. Ось y_g земной системы координат направлена вертикально. Как обычно, - угол тангажа вертолета; - угол атаки несущего винта и вертолета; - угол наклона траектории. Рассмотрим уравнения равновесия вертолета:

(2.4)

где X, Y, M_z - соответственно суммы сил, действующих на вертолет вдоль осей x и y и моментов относительно оси z.

В развернутом виде они равны (без учёта продольной и боковой сил и крутящего момента рулевого винта):

 (2.5)

Значение X_Ф может быть подсчитано по формуле

, (2.6)

где S_вр - площадь эквивалентной вредной пластинки фюзеляжа.

Величиной Y_ф, если вертолет не имеет крыла, можно пренебречь.

Величину продольного момента фюзеляжа можно подсчитать по формуле:

. (2.7)

Здесь U_ф - объем эквивалентного тела вращения, проекция которого в плане совпадает с проекцией фюзеляжа в плане; К_ф - поправочный коэффициент, зависящий от удлинения фюзеляжа l/D (l - длина, D - наибольший диаметр эквивалентного тела вращения). Эмпирическая зависимость K_ф от l/D приведена на рис.2.2.

Рис. 2.2. График для определения коэффициента момента фюзеляжа

Для типичных вертолетных "обрубленных" фюзеляжей значение K_ф, полученное из графика, следует уменьшить на 15-20%. Величина Дб₀ - угол атаки фюзеляжа, соответствующий M_zф=0.

Величина Y_ст определяется по формуле

, (2.8)

где S_ст - площадь стабилизатора; a_ст находится из выражения , где - удлинение стабилизатора; l_ст - размах стабилизатора;

, (2.9)

где ц_ст - угол установки стабилизатора; Дб_ст находится по формуле

.

Полученные зависимости позволяют определить значения основных параметров, соответствующих установившимся режимам полёта вертолёта. Зависимости отклонения органов управления вертолёта от основных параметров полёта называются балансировочными кривыми. Оценим приближенно характер основных балансировочных кривых.

Для упрощения положим k=0. Тогда имеем

(2.10)

(2.11)

(2.12)

Будем полагать углы б и х малыми, тогда уравнения (2.5) приближенно запишутся в виде

; (2.13)

; (2.14)

. (2.15)

Первые два уравнения равновесия сил определяют положение эквивалентного несущего винта в пространстве. Их можно рассматривать независимо от третьего уравнения.

Действительно, уравнение (2.13) можно преобразовать к виду

, (2.16)

в котором оно не зависит от отклонения управления ?.

Положение же фюзеляжа вертолета в пространстве определяется уравнением равновесия моментов (2.15).

2.4 Уравнения продольного движения

Уравнения продольного движения в связанных осях для правой системы координат имеют вид (2.1), (2.2), (2.3):

(2.17)

В правых частях уравнений (2.17) стоят суммарные силы и моменты, действующие на фюзеляж вертолета. Они сложным и нелинейным образом зависят от многих переменных. Для установившегося режима полета их можно линеаризовать обычными методами, представив правые части в виде

(2.18)

Для упрощения написания частные производные будем обозначать следующим образом:

, и т. д.

Значения производных сил, отнесенные к массе вертолета M, и производных моментов, отнесенных к моменту инерции вертолета, будем обозначать тильдой:

, и т. д.

Систему (2.17) в линеаризованном виде с добавлением кинематического соотношения можно записать окончательно в виде

 (2.19)

Продольное движение можно представить в виде блок-схемы (рис.2.3). Летчик, пилотируя вертолет, замыкает систему по нескольким контурам: угла и угловой скорости тангажа (W₁, W₂), продольного поступательного перемещения (W₃) и вертикального поступательного перемещения (W₄). При применении на вертолете автоматической системы повышения устойчивости некоторые контуры (показаны пунктиром) замыкаются дополнительно автоматической системой.

Систему (2.19) можно также представить в векторной форме

, (2.20)

где- вектор состояния;

- вектор управления;

; ;

A и B - соответственно матрицы 4?4 и 4?2.

Элементы матриц A и B определяются аэродинамическими характеристиками несущего винта и фюзеляжа вертолета и, вообще говоря, зависят от режима полета. Поскольку в большинстве своем эти элементы являются частными производными сил и моментов, действующих на вертолет по параметрам движения, их иногда называют производными устойчивости.



Рис. 2.3. Блок-схема продольного движения с летчиком в контуре управления

Решения матричного уравнения (2.20) при u?0: определяют собой движение вертолета с фиксированным управлением, т.е. характеристики собственной устойчивости вертолета. Собственное движение вертолета с фиксированным управлением, очевидно, будет определяться корнями характеристического уравнения, которое можно записать в виде: или в развернутом виде

. (2.21)

Левая часть уравнения (2.21) представляет собой характеристический многочлен 4-го порядка относительно s, коэффициенты которого зависят от производных устойчивости.

2.5 Коэффициенты уравнений продольного движения

"Поступательное" демпфирование создается за счет фюзеляжа и несущего винта. Дифференцируя выражение (2.6), получаем составляющую от фюзеляжа .

Составляющая от несущего винта равна , или с учетом , где определяется из выражения

На режиме висения величину следует находить по формуле: .

Суммарная производная равна

Сопротивление вследствие изменения угла атаки

.

Эта производная не оказывает большого влияния ни на статическую, ни на динамическую устойчивость вертолета, поэтому составляющей от фюзеляжа можно пренебречь и учитывать только часть, даваемую несущим винтом:

, или ,

где определятся по формуле

.

На режиме висения .

Сопротивление вследствие изменения общего и циклического шага

; .

Эти производные влияют на балансировочные характеристики вертолета. В отдельных случаях величина влияет на реакцию вертолета при отклонении управления на режиме висения. Они определяются из соотношений

;

,

где , находятся из зависимостей:

;

.

Производная подъемной силы по скорости полета

Эта производная, всегда положительная для самолетов, для вертолетов обычно положительна только на малых скоростях полета. На больших скоростях она становится отрицательной. Ее влияние на динамику вертолета невелико, но на больших скоростях полета она может способствовать динамической неустойчивости. Производная определяется по формуле

, где

;

.

Вертикальное демпфирование

Этот параметр, соответствующий для самолета градиенту подъемной силы крыла по углу атаки , для вертолета на малых скоростях полёта определяет характер вертикальных перемещений.

Эта производная сравнительно велика и поэтому вертикальные движения вертолета сильно демпфированы. Ее значение слабо зависит от скорости полета и определяется для режимов полета с поступательной скоростью выражением

,

где определяется по формуле

Для режима висения , где находится из зависимости

Подъемная сила, обусловленная изменением общего и циклического шага

;

Значения этих производных важны как с точки зрения балансировки, так и с точки зрения реакции вертолета на управляющее воздействие. Первая определяет реакцию вертолета в вертикальном направлении на малых скоростях полета. На больших скоростях оба параметра сильно влияют на вертикальную перегрузку.

Их можно найти по формулам:

;

,

где определяется по формуле

Для режима висения определяется с помощью приведенных приближенных зависимостей, а величина .

Производная продольной устойчивости по скорости

Эта производная обусловлена влиянием несущего винта, фюзеляжа и стабилизатора. Она определяет градиент балансировочного отклонения ручки управления по скорости полета, т. е. продольную статическую устойчивость вертолета. При вертолет статически устойчив и, наоборот, при - статически неустойчив. Для большинства вертолетов на висении и на малых скоростях полета, с ростом скорости уменьшается и далее меняет знак.

Рассмотрим вначале часть производной, обусловленную несущим винтом, помня, что . Ее можно представить в виде

,

где - радиус инерции вертолета относительно оси z; ; .

Составляющую производной момента фюзеляжа можно получить дифференцированием выражения (2,7):

Можно показать, что

, тогда

Составляющая производной момента стабилизатора получается дифференцированием выражения

.

Имеем .

Суммарное значение производной продольного момента по скорости полета

.

Указанное выражение справедливо для больших скоростей полета. На малых скоростях и висении стабилизатор и фюзеляж будут давать момент на кабрирование, вызываемый силами сопротивления от вертикальной обдувки индуктивным потоком несущего винта. Этот момент будет изменяться при изменении поступательной скорости в результате отклонения индуктивного потока несущего винта на угол, равный или . Смещение центра давления сил сопротивления , где - расстояние по вертикали между центром втулки и центром давления сил сопротивления.

Сила сопротивления

,

где ; - площадь проекции фюзеляжа и стабилизатора на плоскость xOz, а приращение продольного момента

Полное выражение производной для имеет вид

.

Производная продольной устойчивости по углу атаки

Как и в предыдущем случае, на величину этой производной влияют несущий винт, фюзеляж и стабилизатор. Ее значение велико как для балансировки, так и для динамической устойчивости вертолета. соответствует статической устойчивости.

Составляющая этой производной от несущего винта определяется по формуле

Составляющие:

от фюзеляжа ,

от стабилизатора .

Суммарная производная вертолета () .

Для режима висения .

Продольное демпфирование

Величина эта является определяющей для динамической устойчивости вертолета и его реакции на отклонение управления. Она отрицательна и обусловлена несущим винтом и стабилизатором. Для получения хорошей управляемости на большинстве вертолетов требуется увеличение продольного демпфирования. Это достигается применением рассмотренных стабилизирующих устройств типа Белл и Хиллер, увеличением разноса ГШ, применением безшарнірних несущих винтов или, наконец, введением автоматических систем повышения устойчивости. Составляющая производной от несущего винта определяется выражением

,

справедливым и для режима висения.

Составляющая от стабилизатора

На режиме висения ее можно не учитывать.

Суммарная производная

Продольный момент от общего шага

Производная обусловливает в общем нежелательную связь продольного движения с общим шагом. Она определяется несущим винтом:

Эффективность продольного управления

Этот весьма важный параметр, сильно влияющий на управляемость вертолета, определяется по формуле

3. Синтез законов управления

Автоматическая стабилизация вертолёта по углу тангажа на режиме висения

На режиме висения и околонулевых скоростях зависимость угла тангажа от движения центра масс является слабой. Постоянная времени , соответствующая первому уравнению (2.20) на порядок больше постоянной времени . Следовательно, характерные для стабилизации короткопериодические движения по углу можно исследовать без учета .

Движение центра масс по вертикали также слабо влияет на , так как суммарная сила несущего винта в исходном режиме проходит приблизительно через центр масс и небольшие изменения ее величины при стабилизации вертолета по высоте слабо влияют на . Поэтому для исследования стабилизации вертолета по углу тангажа система (2.20) 4-го порядка заменяется уравнением второго порядка:

. (3.1)

Закон управления шагом винта запишется в виде:

(3.2)

В работе рассматривается управление общим шагом винта.

Структурная схема имеет следующий вид



Рис. 3.1. Структурная схема управления.

;

.

На режиме висения

;

.

;

;

Ниже представлен сигнальный граф, соответствующий рассмотренной выше структурной схеме (Рис. 3.1):



Рис. 3.2. Сигнальный граф.

;

;

; (3.3)

.

Основным звеном в замещающей схеме является третье с передаточной функцией второго порядка

(3.4)

(3.5)

Вид и время переходного процесса в основном определяются этим звеном. Два первых звена с малыми постоянными времени T₁ и T₂ описывают быстропротекающие переходные процессы и лишь незначительно изменяют проходящее через них управляющее воздействие .

Практически не влияя на вид суммарного переходного процесса, они вносят небольшое динамическое запаздывание, равное сумме постоянных времени этих звеньев:

T_п=T₁+T₂;

T₁=0.0313;

T₂=0.134.

Полное время переходного процесса (время регулирования) будет: , где время переходного процесса основного звена (3.4). Передаточные числа находятся из передаточной функции основного звена (3.4). Напишем ее в виде:

(3.6)

где - относительный коэффициент затухания,

- коэффициент усиления,

, .

Из сравнения коэффициентов знаменателей передаточных функций (3.5) и (3.6) и учитывая выражения для ; ; ; , находим формулы для расчёта передаточных чисел , :

(3.7)

где .

, .

Исходя из перерегулирования , выбираем ;

;

;

;

;

.

4. Моделирование

Понятие моделирование САУ вертолета очень объемное, поэтому в курсовом проекте я возьму один из частных случаев и буду подробно работать с ним. Одним из наиболее трудных по технике пилотирования маневров является приведение вертолета в режим висения в заданной точке пространства при произвольном начальном движении вертолета. Если имеются измерительные системы, выдающие необходимую информацию, т.е. контролирующие как угловое положение, так и относительные координаты центра массы вертолета, то процесс выхода в заданную точку может быть автоматизирован. Естественно рассмотреть задачу аналитического конструирования управлений для выхода в заданную точку пространства. Для простоты решения рассмотрим сначала линейную модель объекта в виде совокупности записанных выше автономных уравнений продольного и бокового движений. Задачу приведения вертолета в режим висения в заданной точке пространство естественно формулировать как квазитермальную. При этом, однако, оптимальные управления будут нестационарными.

Возможна и нетерминальная постановка задачи приведения в заданную точку пространства, порождающая стационарные оптимальные управления. Ограничимся здесь именно такой постановкой задачи (нетерминальной без граничного условия).

Обобщенный объект в данном случае неустойчив. Поэтому согласно общей методике синтеза нетерминальных уравнений введен множитель exp(-2t/T). Аналогично решается задача синтеза управлений боковым движением вертолета и скоростью вращения несущего винта.

Итак, на примере одной (в какой-то мере частной) задачи мы научились решать задачу синтеза управлений. Этой задачи вполне достаточно в рамках моего текущего курсового проекта.

5. Заключение

вертолет продольный движение винт танжаг

В результате проделанной работы был изучен материал по тематике "вертолёт как объект управления", рассмотрены основные силы и моменты, действующие на вертолёт в продольном движении. На основании этих сил и моментов была составлена математическая модель объекта. По составленной математической модели далее был проведен синтез законов управления вертолётом (для случая автоматической стабилизации вертолёта по углу тангажа на режиме висения). В заключение было произведено моделирование структурной схемы управления вертолётом в среде Matlab на основе полученных ранее коэффициентов.

На рис. П1 представлена структурная схема продольного движения вертолета. Она включает в себя управление вертолетом как по тангажу, так и по высоте. Результат моделирования на уровне этой схемы представлен на рисунке П3. Он не удовлетворяет требованиям устойчивости, поскольку при моделировании осталось неучтенным управление по высоте. На рис. П4. представлена структурная схема продольного движения вертолета, в которой рассматривается только управление вертолетом по углу тангажа. Результат моделирования на уровне этой схемы показал, что синтез законов управления вертолетом по углу тангажа выполнен верно. На рисунке П6. представлена структурная схема продольного движения вертолета (вариант 2?). В данном случае звено "вертолет" имеет более сложную структуру. Результат моделирования на уровне схемы вновь не удовлетворяет требованиям устойчивости, поскольку в этом случае также необходимо учесть управление вертолетом по высоте. Таким образом, моделирование показало необходимость провести синтез законов управления по высоте (на режиме висения). Данный вопрос послужит темой для рассмотрения в следующем курсовом проекте.

6. Список использованных источников

1. Есаулов С.Ю. и др. "Вертолёт как объект управления". Москва, 1977г.

2. Кожевников В.А. "Автоматическая стабилизация вертолёта". Москва, 1977г.

3. Боднер В.А. "Системы управления летательными аппаратами". Москва, 1973г.

Размещено на Allbest.ru