Синтез систем автоматического регулирования: Методические указания к выполнению курсовой работы, страница 6

5. Система стабилизации тангажа самолета

Система предназначена для стабилизации движения самолета по тангажу. Функциональная схема изображена на рис.5.

На схеме обозначено: Х - сила лобового сопротивления; Y - подъемная сила; G - сила тяжести; М_Z - суммарный момент, приложенный к самолету относительно оси z; Р - сила тяги;  - угол наклона траектории;  - углы атаки и тангажа; V - вектор скорости.

Бортовая система управления по каналу тангажа включает датчики информации, автопилот, выполняющий функцию регулятора, и привод рулей высоты. В качестве датчиков информации используются датчик углового положения (ДУП) и датчик угловой скорости (ДУС).

Сигнал с ДУП в виде напряжения , пропорционального действительному значению угла тангажа самолета , сравнивается с напряжением задатчика , так что на автопилот поступает напряжение , пропорциональное отклонению y угла тангажа от требуемого значения. Сигнал с ДУС представляется напряжением , пропорциональным угловой скорости самолета , относительно поперечной оси z.

Уравнения возмущенного движения самолета, линеаризованные относительно некоторого режима полета, имеют вид [3]

 

где a - отклонение угла атаки от номинального значения; d - отклонение угла поворота руля высоты; f - приведенное внешнее возмущение (безразмерная величина), природой которого могут быть вертикальные составляющие порывов ветра, сброс груза, находящегося не в центре тяжести самолета и др.;  - параметры самолета.

Система работает следующим образом. При действии внешнего возмущения f изменяется суммарный момент , что приводит к изменению угла тангажа самолета и появлению сигналов  с датчиков информации. По этим сигналам в автопилоте формируется управляющее напряжение и на рулевой привод, который изменяет угловое положение руля высоты так, что возникающий при этом аэродинамический момент компенсирует изменение момента , и угол тангажа самолета становится близким к заданному.

Исходные данные для проектирования приведены в таблице 5.

Примечания:

1. В качестве объекта управления принять самолет и рулевой привод. При этом привод считать безинерционным звеном с коэффициентом передачи .

2. При анализе системы считать, что внешнее возмущение  носит ступенчатый характер.

Таблица 5

№ варианта	Показатели качества				Параметры самолета							Коэффициент передачи рулевого привода	Параметры измерителей		Внешнее возмущение
	Ошибка стабилизации	Время регулирования	Показатель колебательности	Радиус устойчивости									ДУП	ДУС
1	0.5	3.0	1.1	-	0.105	0.63	3.63	0.645	3.4	1.3	1.27	1.5	0.7	1.2	2
2	0.6	2.0	-	0.8	0.28	1.0	5.56	0.88	16.0	1.3	1.6	1.6	0.6	1.3	2
3	0.5	4.0	1.2	-	0.207	0.92	4.26	0.58	2.9	1.2	1.2	2.0	0.5	0.8	5
4	0.4	4.0	-	0.7	0.47	1.2	3.67	1.0	4.48	1.3	1.5	1.2	0.8	1.3	4
5	0.6	2.0	1.3	-	0.22	0.8	4.0	0.8	5.1	0.25	0.25	0.8	1.2	1.4	8
6	0.7	4.0	-	0.8	0.82	1.5	6.81	0.71	5.3	1.0	1.5	0.6	1.3	1.5	5
7	0.8	3.0	1.2	-	0.23	1.8	5.0	0.62	9.4	1.2	1.2	1.0	1.0	1.5	7
8	0.5	3.0	-	0.9	0.51	1.75	6.38	0.71	12.3	1.0	1.0	1.3	0.6	0.8	4
9	0.4	2.0	1.4	-	0.32	1.3	5.31	1.2	15.0	1.3	1.3	1.4	0.7	1.5	6
10	0.5	3.0	-	0.8	0.43	1.42	7.4	0.82	14.6	1.0	1.0	1.2	0.8	2.0	7
11	0.9	2.0	1.3	-	0.52	1.8	8.52	1.5	12.4	1.5	2.0	2.0	0.5	1.2	10
12	1.0	4.0	-	0.9	0.9	1.7	7.2	0.98	11.8	2.0	0.9	2.1	0.4	1.2	10
13	0.5	2.0	1.2	-	0.81	2.0	9.1	1.03	7.3	0.8	3.0	1.7	0.5	1.3	8
14	0.4	3.0	-	0.85	0.71	1.1	8.1	0.91	10.8	1.1	2.0	1.1	0.9	1.6	10
15	0.6	4.0	1.1	-	0.87	1.3	7.8	0.81	11.2	1.5	3.0	1.2	0.8	1.3	9