birmaga.ru
добавить свой файл

1
Вариант №2


Автоматическая система управления боковым движением тяжелого транспортного самолета при посадке на необорудованную взлетно – посадочную полосу.

Введение

Рассматривается автоматическая система управления боковым движением тяжелого транспортного самолета на завершающем этапе посадки на необорудованную взлетно – посадочную полосу. При подлете к ВПП летчик имеет информацию о параметрах самолета и может оценивать угловое положение самолета относительно оси ВПП. Однако расстояние до бровки ВПП, в точке принятия пилотом решения о посадке, может варьироваться (в пределах 800-1400 м). При этом информация о расстоянии до ВПП пилоту известна только приблизительно. При выходе в точку на высоте 60 м от уровня земли пилот принимает решение, либо о совершении посадки, либо об отказе на посадку. Данное решение принимается в зависимости от положения самолета относительно оси ВПП. После принятия решения о посадке пилот прицеливает ось самолета на терминальную точку, которая находится на высоте 15 м над бровкой ВПП. Временем прицеливания можно пренебречь. В терминальной точке, перед процессом выравнивания и завершением посадки самолет должен иметь значения угла курса, угла крена и бокового промаха относительно оси ВПП в пределах допустимых значений. Использование системы стабилизации программной траектории, задаваемой пилотом при прицеливании на терминальную точку, должна обеспечивать нахождение контрольных параметров в допустимом диапазоне для приведенных условий неопределенности, а также обеспечивать необходимую точность приземления при возмущениях в виде бокового ветра.

Описание объекта управления.

Самолет имеет четыре органа управления: силу тяги, руль высоты, руль направления и элероны. Для управления боковым движением используются руль направления и элероны. Полное пространственное движение самолета при посадке описывается следующей нелинейной системой дифференциальных уравнений 12-го порядка:


Здесь фазовые переменные: x g , y g , z g - координаты центра масс самолета в земной системе координат; ; V xg ,V yg ,V zg - абсолютные скорости; , ,углы тангажа, рысканья и крена;

 x , y , z - Угловые скорости в связанной системе координат. В связанной система координат ось OX направлена по строительной оси самолета, ось OY лежит в плоскости симметрии и направлена вверх, ось OZ завершает правую тройку координат.


Скоростной напор q вычисляется по формуле , где - Vˆ воздушная скорость самолета; M x qslmx ; M y qslmy ; M z qslmz - аэродинамические моменты; ; I x , I y , I z , I xy - - моменты инерции самолета; ; J I x I y I xy . Управление самолетом осуществляется за счет силы тяги p, отклонений руля высоты  e , руля направления  r и элеронов  a. Компоненты скорости ветра wxg , w yg , wzg влияют на составляющие Vˆxg ,Vˆyg ,Vˆzg вектора воздушной скорости: Vˆxg Vxg wxg; Vˆyg V yg w yg; Vˆzg Vzg wzg . G

Числовые характеристики линеаризованной модели самолета.

В качестве модельного объекта принимается самолет типа ТУ-154. За номинальную траекторию принимается движение объекта по прмолинейной глиссаде с постоянной скорость без вращений и без воздействия ветра . Угол скольжения 0 при движении объекта по номинальной траектории принимаем равным нулю. Угол наклона  глиссады выбирается пилотом (расчетчиком) на этапе прицеливания на бровку ВПП. Номинал воздушной скорости Vˆ0 в начале движения задается. Линеаризованная система практически распадается на подсистемы вертикального и бокового каналов. Влиянием подсистем друг на друга можно пренебречь. В качестве исходных данных для расчета номинального движения в линеаризованной системе принимаются:


 2 0 40' ; Vˆ0 72.2; wxg 05 м / с; w yg 0 wzg 0 0 . Значения  0 , 0 , , x 0 , y 0 , , z 0 , e0 , , r 0 , a 0 равны нулю. Для бокового канала уравнения имеют вид: x Ax Bu Gw, где: x (z g ,Vzg , , y ,, x , a , r ) T ; u( r , a )T ; ww zg .

Числовые значения матриц A,B,G имеют вид:

При управлении боковым движением самолета необходимо учитывать ограничения на
(то есть максимальные отклонения руля направления и элеронов не должны превышать  100 ).

В точке начала снижения (на высоте 60 м) боковое смещение самолета от оси ВПП принять равным 50 м. Время подлета t p самолета к бровке ВПП (терминальная точка на высоте 15 м.) принять лежащим в диапазоне 15..22 с. Принять также, что пилот осуществляет точное прицеливание оси самолета на терминальную точку в точке начала снижения. Угол доворота  0 самолета принять лежащим в диапазоне 50...80.



 0 50 при t p 22c и 0 80 при t p 15c

в зависимости от неизвестного расстояния до ВПП.

Боковой промах по оси OZ в терминальной точке полета (высота 15 м над бровкой ВПП) принять в пределах 6 м. При этом угол направления оси OX самолета в терминальной точке должен лежать в пределах 40 от направления оси ВПП, а угол крена не превышать 50.
Постановка задачи проектирования.

1. Провести анализ динамических и частотных характеристик объекта управления.


2. Провести моделирование посадки самолета из точки снижения в терминальную точку.

Решить задачу выбора начальных уставок (стабилизирующих положений ) руля направления  r0 и угла элеронов  a0 ( для 0 5 при t p 22c и 0 8 при t p15c)

, при которых самолет будет попадать в окрестность терминальной точки. Оценить возможное отклонение параметров z g , ,от допустимых значений. 3. Провести моделирование посадки самолета для выбранных значений  r 0 и  a0 при сдвиге бокового ветра wzg10 м/с на 5 секунде полета длительностью 2 с. Оценить возможное z g , ,от допустимых значений при боковом сдвиге ветра.

4. Провести расчет регулятора, в виде обратной связи по состоянию, для стабилизации номинальной траектории движения при выбранных  r 0 и  a0 (для 0 5 при t p 22c и

 0 80 при t p 15c ). При расчете регулятора принять, что параметр z g недоступен измерению (первое уравнение объекта при синтезе можно не рассматривать) . Время переходного процесса на отклонение руля направления  r не должно превышать 5 секунд , а перегулирование было не более 25%. В качестве исполнительного органа в замкнутой системе принять руль направления  r. Оценить предельные углы отклонения руля высоты  r.

5. Провести моделирование посадки самолета (для полной системы уравнений объекта) с

рассчитанной системой управления. Оценить разброс параметров z g , ,в терминальной точке для любого из заданного диапазона ( для 0 50 при t p 22c и 0 80 при t p 15c). Оценить динамику самолета с системой управления на горизонтальный сдвиг ветра. 6. Включить в систему управления демпфер по угловой скорости x для управления элеронами  a . Подобрать моделированием коэффициент усиления демпфера, при котором будет приемлемое улучшение переходных процессов. Провести моделирование улушенной системы при воздействии бокового ветра. Оценить разброс параметров z g , ,с улучшенной системой управления. Оценить предельные углы отклонения руля высоты  r и элеронов  a.


7. Рассчитать математическое ожидание и дисперсии параметров z g , ,в терминальной точке при воздействии бокового ветра в виде случайного стационарного процесса со средним значением wzg3 м/с и спектральной плотностью

; 0.3; 0.2 .

Для расчета использовать уравнения моментов и формирующий фильтр.

Примечание. Расчет передаточных функций осуществлять с использованием метода Леверье – Фадеева.