Система стабилизации самолета по углу тангажа

    Системы автоматического управления полетом  должны:

1. улучшать устойчивость и управляемость ЛА на всех режимах полета;
2. обеспечивать управление угловыми движениями ЛА, движением центра масс, наведение на цели;
3. быть пригодной для включения в работу в любом положении ЛА;
4. иметь связь с системой управления при посадке и взлете;
5. предусматривать устройства для ограничения предельных режимов по перегрузкам, углам крена, угловым скоростям.[1]

    Летательный аппарат совершает полет в  переменных внешних условиях при  непрерывных возмущениях, которые  нарушают заданный режим полета. Для  поддержания режима полета неизменным или для изменения его по определенному  закону необходимо воздействовать на органы управления ЛА или, другими словами, необходимо осуществлять управление полетом.[2]

    Благоприятное влияние автоматики на процесс управления самолетом

проявляется в  улучшении качества переходных процессов  возвращения

самолета к  исходному режиму по угловым параметрам после непроизволь-

ного отклонения под действием внешних возмущений. Так осуществляется

автоматическая  стабилизация углового положения самолета.[5] Кроме того,

автоматика помогает пилоту улучшить качество переходных процессов

вывода самолета на новый режим полета по угловым  параметрам после

целенаправленного воздействия пилота на соответствующие  органы управ-

ления. Так осуществляется автоматическое управление угловым поло-

жением самолета.

    При автоматическом управлении угловым  положением самолета прихо-

дится решать три взаимосвязанные задачи управления углами тангажа,

крена и курса. Соответственно различают три основных вида средств

автоматического управления угловым положением самолета: автопилоты

угла тангажа, автопилоты угла крена и автопилоты курса.[3] В последнее

время задача автоматического  управления углом тангажа часто решается

совместно с  задачей автоматического управления нормальной перегрузкой.

Поэтому автопилоты нормальной перегрузки целесообразно  также отнести

к средствам  автоматического управления угловым  положением самолета.[5]

    Необходимость управления углом тангажа

обусловлена статичностью самолета как объекта управления по этой

координате в  продольном короткопериодическом движении под действием

внешнего момента  тангажа или вертикального ветра. При решении этой

задачи пилот, наблюдая за изменением угла тангажа по указателю

авиагоризонта, воздействует на колонку штурвала и  отклоняет руль

высоты таким  образом, чтобы самолет удерживал  требуемое значение угла

тангажа или изменял его соответствующим образом. Для освобождения

пилота от необходимости  ручной стабилизации и управления продольным

короткопериодическим  движением самолета служат автопилоты угла

тангажа.[1] 

    1.4. Патентный обзор

     Существует  множество вариантов практической реализации системы стабилизации самолета по углу тангажа. Для изучения существующих способов реализации системы стабилизации угла тангажа самолета был проведен патентный поиск по теме «Система стабилизации самолета по углу тангажа».

     Все рассмотренные патенты представлены в приложении А.

    2 АНАЛИЗ И СИНТЕЗ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО  УПРАВЛЕНИЯ 

    В данном разделе будут решаться задачи анализа и синтеза системы  стабилизации самолета по углу тангажа.

     Этапы синтеза включают в себя формирование функциональной и структурной схем разрабатываемой системы стабилизации, определения передаточных функций  отдельных элементов системы, разомкнутой  и замкнутой системы по задающему  и возмущающему воздействиям. Также  будет  проведен статический и  динамический расчеты системы.

     На  этапах анализа строятся временные  и частотные характеристики разомкнутой  и замкнутой системы управления, выполняется анализ устойчивости исходной и скорректированной системы.

     Для решения задач анализа и синтеза  системы управления необходимы математические модели всех звеньев, входящих в состав системы автоматического управления.

    Чтобы исследуемая система стабилизации была работоспособной и удовлетворяла требуемым показателям качества, в начале необходимо провести анализ функциональных свойств нескорректированной системы, далее осуществить, если требуется,  синтез последовательного корректирующего устройства методом ЛАЧХ. 

    2.1 Описание объекта управления

       В качестве объекта управления был  взят средний самолет АН-148.

       Ан-148 — украинско-российский ближнемагистральный пассажирский самолёт, рассчитанный на перевозку от 70 до 99 пассажиров.

       Конструкторские решения, примененные в самолетах  семейства Ан-148, обеспечивают новым воздушным лайнерам ряд преимуществ. Одно из них — значительно более высокий уровень защищенности двигателей и крыла от повреждений посторонними предметами, обусловленный схемой самолета «высокоплан с двигателями на пилонах под крылом». Ан-148 может безопасно работать на слабоподготовленных, галечных, грунтовых, обледеневших и заснеженных взлетно-посадочных полосах. Наличие вспомогательной силовой установки, бортовой системы регистрации состояния систем, а также высокий уровень эксплуатабельности и надежности позволяют использовать самолеты семейства практически на любых аэродромах. Благодаря удобному по высоте расположению подпольных грузовых отсеков, при загрузке-выгрузке багажа не требуется применение специальных наземных средств.

   Для самолетов семейства Ан-148  разработан новый двигатель Д-436-148. Он оснащен системами автоматического управления и контроля, которые оптимизируют работу двигателя на всех участках полета, повышают его надежность, сокращают расход топлива и стоимость обслуживания.

Семейство Ан-148 обеспечивает:

1. широкий диапазон функциональных возможностей;
2. разнообразие применения по приоритетам заказчика;
3. высокую экономическую эффективность;
4. современный уровень технического и эксплуатационного совершенства;
5. возможность применения со слабооснащённых аэродромов, с малой прочностью покрытия и сложными воздушными подходами.

 

        Ан-148 имеет такие характеристики:

    Основные  летно-технические характеристики:

    Максимальная  взлетная масса, кг                                      34500

    Максимальная  масса платной нагрузки, кг                      10000

Крейсерская скорость, км/ч                                                750

    Высота  полета, м                                                                  10100

    Потребная длина ВПП, м                                                    1600-1800м;

    Двигатели

    - количество x тяга, кН                                                           2*63,7

    -тип                                                                                 ТРДД Д-36 серии 4А

    Размах  крыла, м                                                                           29

    Длина самолета, м                28.5

    Высота  самолета, м              10,1

Основные функции  САУ:

• Стабилизация углов крена, тангажа, угла наклона траектории и курса, путевого угла;
• Стабилизация барометрической высоты;
• Стабилизация вертикальной скорости;
• Выход на заданный эшелон полета;
• Автоматический заход на посадку;
• Отработка управляющих сигналов ВСС;
• Предотвращение выхода на недопустимые режимы полета;
• Стабилизация скорости, числа М через автомат тяги;
• Уход на второй круг.

На рисунке 2.1.1 представлено наглядное изображение самолета АН-148.

Рисунок 2.1.1 – Семейство АН-148 
 

     2.2.Математическое  описание объекта управления

     Математическая  модель описывает угловое и тракторное движение совместно и является основой  описания и исследования процессов  в контурах управления и основой  синтеза этих контуров. Математическая модель строится для описания определенной группы свойств реального неограниченно  сложного объекта управления. Эту  модель необходимо использовать, когда  невозможно разделить угловое и  тракторное движение самолета (этап приземления). Однако полет можно разделить  на короткопериодическое (угловое) и длиннопериодическое (траекторное).

     В современный период развития летательных  аппаратов при решении многих задач управления приходится использовать сложные математические модели управляемых  объектов. Это связано как с  развитием конструкции и летно-технических  данных самолетов, так и с расширением  задач управления (автоматическое управление на всех режимах полета, обеспечение  безопасности средствами автоматики).

     Сложность математических моделей  объектов управления и сложность решаемых ими задач  требуют соответствующих средств  и методов исследования и проектирования систем управления – автоматизации  проектирования этих систем. Вычислительные машины в сочетании с методами аналитического конструирования и  другими методами автоматизации  проектирования позволяют обеспечить синтез систем управления сложными объектами. Простейшие модели позволяют наглядно, хотя и грубо, представить самые  основные закономерности или свойства объекта. Синтез на основе простейших моделей дает простые структуры  систем управления.

     Для описания простейших линейных моделей  наряду с дифференциальными уравнениями  применяются передаточные функции, логарифмические частотные характеристики, временные характеристики.

     В данном разделе будет рассмотрена  математическая модель самолета как  объекта управления.

     Построение  линеаризованной математической модели объекта управления по заданной нелинейной модели

     Обычно  полёт самолёта рассматривают как  движение в пространстве абсолютно  жёсткого тела. При составлении уравнений  движения используют законы механики, позволяющие в самом общем  виде записать уравнения движения центра масс самолёта и его вращательного  движения вокруг центра масс.

     Продольное  движение будет вестись с использованием связанной ОXYZ и полусвязанной ОX_eY_eZ_e систем координат. За начало координат обеих систем принимается точка, в которой расположен центр тяжести самолета. Ось ОX связанной системы координат проводится параллельно хорде крыла и называется продольной осью самолета. Нормальная ось ОY перпендикулярна оси ОX и расположена в плоскости симметрии самолета. Ось ОZ перпендикулярна к осям ОX и ОY, а следовательно, и к плоскости симметрии самолета. Она называется поперечной осью самолета. Ось ОX_e полусвязанной системы координат лежит в плоскости симметрии самолета и направлена по проекции на неё вектора скорости. Ось ОY_e перпендикулярна оси ОX_e и расположена в плоскости симметрии самолета. Ось ОZ_e перпендикулярна к осям ОX_e и ОY_e.