система автоматического управления самолетом по углу тангажа

Формула изобретения

Система автоматического управления самолетом по углу тангажа, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа, первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, интегратор, объект управления (самолет) и датчик угла, выход которого соединен со вторым входом первого сумматора, выход объекта управления через последовательно соединненые датчик угловой скорости, дифференциатор, второй усилитель и третий сумматор соединен со вторым входом второго сумматора, а выход датчика угловой скорости через третий усилитель подключен ко второму входу третьего сумматора, отличающаяся тем, что она содержит датчик параметра, задатчик параметра, блок умножения и четвертый сумматор, выход интегратора через блок умножения соединен с третьим входом сумматора, выход датчика параметра через четвертый сумматор подключен ко второму входу блока умножения, а выход задатчика параметра соединен со вторым входом четвертого сумматора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области систем автоматического управления нестационарными объектами, а именно к системе управления самолетом по углу тангажа.

Известна система автоматического управления самолетом по углу тангажа, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа, первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, интегратор, объект управления (самолет) и датчик угла, выход которого соединен со вторым входом первого сумматора, выход объекта управления через последовательно соединенные датчик угловой скорости, дифференциатор, второй усилитель и третий сумматор соединен со вторым входом второго сумматора, а выход датчика угловой скорости через третий усилитель подключен ко второму входу третьего сумматора, (прототип) [1].

К недостаткам известного технического решения задачи относится то, что в системе происходит сокращение нуля объекта управления, что приводит к неуправляемости и ненаблюдаемости объекта управления [2], а так же то, что при изменении параметров объекта управления изменяется и вид переходного процесса на выходе системы управления, кроме того, сокращение нуля передаточной функции объекта управления не позволяет использовать положительное действие нуля на вид переходного процесса, которое обеспечивается только при частичной компенсации нуля с повышением быстродействия и времени переходных процессов в системе.

С целью исключения вышеперечисленных недостатков система содержит датчик параметра, задатчик параметра, блок умножения и четвертый сумматор, выход интегратора через блок умножения соединен с третьим входом сумматора, выход датчика параметра через четвертый сумматор подключен ко второму входу блока умножения, а выход задатчика параметра соединен со вторым входом четвертого сумматора.

На чертеже представлена система автоматического управления самолетом по углу тангажа, где приняты следующие обозначения:

1 - задатчик угла тангажа,

2, 3, 4, 5 - соответственно первый, второй, третий и четвертый сумматоры,

6, 7 - соответственно первый и третий усилители,

8 - интегратор,

9 - объект управления (самолет),

10 - блок умножения,

11 - датчик параметра,

12 - задатчик параметра,

13 - датчик угловой скорости,

14 - датчик угла (тангажа),

15 - дифференциатор,

16 - второй усилитель,

V(t) - угол тангажа

V₃(t) - сигнал задания угла тангажа

U(t) - сигнал управления

U_o(t) - сигнал на выходе первого усилителя

Разность сигналов V₃ и V после усиления первым усилителем 6 проходит через второй сумматор 3 и интегратор 8 и поступает в качестве сигнала управления U(t) на вход объекта управления 9. С датчика угловой скорости 13 сигнал поступает через дифференциатор 15 и второй усилитель 7 соответственно на первый и второй входы третьего сумматора 4, на выходе которого формируется сигнал обратной связи по скорости тангажа и ускорению в виде их суммы. Результирующий сигнал с выхода третьего сумматора 4 поступает на второй вход второго сумматора 3, на выходе которого получается сигнал алгебраической суммы сигнала U₀(t), сигнала с выхода третьего сумматора 4 и сигнала с выхода блока умножения 10.

Передаточная функция объекта управления 9 (самолета) по скорости изменения угла тангажа W₀(p) имеет вид [1]

,

где p - оператор Лапласа, c₁ , c₂, n_B - квазистационарные коэффициенты (скорость их изменения во времени приблизительно равна нулю). А фильтр с переменным параметром образован вторым сумматором 3, интегратором 8, блоком умножения 10, четвертым сумматором 5, датчиком параметра n _B·n₂₂ 11 и задатчиком параметра 12, что позволяет обеспечить желаемый нуль системы управления [3].

Согласно [3] при заданном и положении нуля системы, равном желаемому значению =const, можем записать

,

где , - значения коэффициентов корректирующего динамического звена с передаточной функцией W_к(p)

,

Который реализуется в виде соединения второго сумматора 3, блока умножения 10 и интегратора 8 с передаточной функцией W_u(p)

.

При этом n_B, n₂₂ - измеряемые параметры, - задается, а рассчитывается по формуле

.

Параметр обеспечит желаемый нуль системы, а это значит, и желаемый переходный процесс.

В процессе полета самолета коэффициенты (параметры) передаточной функции W₀(p) самолета c₁, c₂, n₂₂ и n _B определяются по известным зависимостям как функции скорости полета и высоты [1]. Для обеспечения заданных желаемых характеристик полета самолета по каналу тангажа коэффициенты усиления первого, третьего и второго усилителей 6, 7 и 16 соответственно подстраивают (на чертеже не показано), чтобы изменить положение полюсов системы управления и обеспечить устойчивость и желаемое качество переходных процессов. Это приводит к компенсации влияния изменения коэффициентов c₁, c₂ и n_B передаточной функции W_o(p) на вид переходных процессов в системе управления самолетом путем изменения положения полюсов системы на плоскости корней [2, 3].

Таким образом, на положение нулей можно в системе влиять, что дает системе дополнительные возможности по улучшению характеристик переходных процессов - по повышению быстродействия системы управления.

Целенаправленное изменение положения нуля в системе обеспечивается путем указанного на чертеже соединения второго сумматора 3, интегратора 8, блока умножения 10, четвертого сумматора 5, датчика параметра 11 и задатчика параметра 12.

Таким образом, технический эффект от использования системы управления заключается в улучшении качества переходного процесса, повышении быстродействия и времени переходного процесса. Достигается это путем регулирования положения нуля системы на плоскости корней (а не уничтожения нуля объекта управления).

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительной частью формулы изобретения.

Источники информации

1. Боднер В.А, Теория автоматического управления полетом. - М.: Наука, 1964, с.85 (прототип).

2. Петров Б.Н., Рутковский В.Ю., Земляков С.Д., Адаптивное координатно-параметрическое управление нестационарными объектами. - М.: Наука, 1980.

3. Лащев А.Я. Синтез модального управления. Материалы докладов 9 всероссийской НТК "Повышение эффективности средств обработки информации на базе математического моделирования", ч.2 - Тамбов. 2009. с.288-294.