Автопилот легкого самолета без гироскопических датчиков углов ориентации

• Автор: Ганева, Али Алхаде
• Шифр специальности: 05.11.16
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2002
• Место защиты: Казань
• Количество страниц: 158 с. : ил

ОГЛАВЛЕНИЕ

Основные обозначения

Введение

1. Актуальность темы. Цель работы

2. Выбор метода решения задачи

3. Основные понятия, определения и положения геометрического программирования

4. Структура диссертации

Глава 1. Разработка структуры системы автоматического управления

полетом легкого самолета. Законы управления системы. Математические модели движения самрлета

1.1. Структурная схема системы автоматического управления полетом легкого самолета

1.2. Построение автопилота для легкого самолета и его законы управления
1.2.1. Блок-схема курсового прибора и особенности его функционирования
1.2.2. Оценка возможностей косвенной стабилизации угла крена
1.2.3. Блок - схема комбинированного датчика угловой скорости рыскания
1.2.4. Особенности стабилизации самолета в продольном
движении
1.2.5 Схема контура парирования ветровых возмущений
1.2.6. Законы управления автопилота в каналах руля направления и элеронов
1.2.7. Закон управления автопилота в канале руля высоты
1.3. Математические модели движения самолета
1.3.1 Уравнения бокового движения самолета
1.3.2 Уравнения продольного движения самолета
Глава 2. Определение оптимальных характеристических полиномов для систем регулирования пятого порядка в случае минимизации интегрального квадратичного критерия качества обобщенной формы при ограничении суммы или произведения корней полинома
2.1. Постановка задачи и сведение ее к задаче геометрического программирования
2.2. Построение двойственного пространства
2.3. Вывод максимизирующих уравнений
2.4. Определение минимизирующего вектора прямой программы и оптимальных коэффициентов характеристического полинома
2.5 Решение системы максимизирующих уравнений
2.6. Частные случаи
2.7. Оптимальные характеристические полиномы для различных вариантов передаточных функций системы регулирования
Глава 3 Определение оптимальных характеристических полиномов для системы регулирования пятого порядка в случае минимизации интегрального квадратичного критерия качества обобщенной формы при ограничении суммы и произведения корней полинома
3.1. Формулирование задачи
3.2. Построение двойственного пространства
3.3. Составление максимизирующих уравнений
3.4. Определение минимизирующего вектора прямой программы А и оптимальных коэффициентов характеристического полинома
3.5. Решение системы максимизирующих уравнений
3.6. Частные случаи
Глава 4 Оптимизация параметров системы автоматического управле-

4.1. Выбор критерия качества
4.2. Выбор оптимальных параметров системы автоматического управления боковым движением самолета
4.2.1. Выбор оптимальных параметров автопилота боковой стабилизации по критерию качества ^
4.2.2. Выбор оптимальных параметров автопилота боковой
стабилизации по критерию
4.3. Стабилизация угла рыскания самолета
4.4. Выбор оптимальных параметров системы управления в канапе тангажа
Заключение
Литература
Приложение
Приложение 1. Принятые обозначения и расчетные формулы для уравнений движения самолета
Приложение 2. Результаты моделирования системы "самолет -автопилот" при выборе параметров в каналах руля на-
правления и элеронов по критерию качества #
Приложение 3. Результаты моделирования системы "самолет-автопилот" при выборе параметров в каналах руля направления и элеронов по критерию качества
Приложение 4 Результаты моделирования системы "самолет-автопилот" в режиме управления углом рыскания самолета

Определим до каких пределов можно устранить крен спирально неустойчивого самолета, если для целей стабилизации угла крена выберем серийный датчик угловой скорости типа ДУС-Мб с массой 320 г, обладающий среди приборов этой конструкции самым низким порогом чувствительности, не превышающим 0,05 град/с при температурах +20 + 50 °С, и имеющий предел измерения б град/с. Этот датчик угловой скорости использовался в автопилоте АП-6Е, предназначенном для самолетов ИЛ-18, ТУ-104, ТУ-124. [1]
Будем считать, что скорость полета легкого самолета не превышает

км/ч. Тогда при скорости полета V=200 км/ч из формулы tgy =-------- находим, что

при цг = 0,05град/с |yj = 0,2834°; что соответствует 17 угловым минутам.
Эта точность сравнима с той, которую может обеспечить при стабилизации крена современная гировертикаль типа МГВ-1 с массой 5,6 кг, имеющая погрешность выдерживания вертикали с включенной коррекцией на подвижном основании, равную ±15 угловым минутам.
Способствовать возвращению самолета в горизонтальное положение может и сигнал, пропорциональный углу скольжения Р самолета, который при необходимости можно заменить сигналом датчика перегрузки п2 самолета относительно оси OZ. Эквивалентность сигналов датчика угла скольжения и перегрузки нетрудно проследить, рассмотрев пример разворота самолета в горизонтальной плоскости с постоянной угловой скоростью виража Qs при постоянной скорости полета V (рис. 1.4).
Найдем результирующее ускорение, действующее относительно оси OZ связанной системы координат. Для этого спроектируем на ось OZ центростремительное ускорение ац и кажущееся ускорение, вызванное действием вертикальной составляющей подъемной силы. Получим
аг = ацсоау- gsmy.