Методы анализа и синтеза релейных систем с цифровым управлением и их применение для синтеза воздушно-динамических рулевых приводов

• Автор: Феофилов, Сергей Владимирович
• Шифр специальности: 05.13.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2002
• Место защиты: Тула
• Количество страниц: 138 с. : ил

Содержание
Введение
Глава 1. Исследование периодических движений в системах с линейным объектом управления

1.1. Определение параметров периодических движений.

1.2. Исследование устойчивости периодических движений

1.2.1. Критерий устойчивости в малом

1.2.2. Приближенный усиленный критерий устойчивости.

1.3. Квазистохастические процессы в релейноимпульсных

системах с неустойчивым объектом управления

Выводы по главе.

Глава 2. Периодические движения и режим слежения в

системах с ограничителями.
2.1. Математическая модель объекта, содержащего ограничители
в форме механических упоров
2.2. Особенности фазового годографа для объектов
с ограничителями.
2.3. Аналитическое построение фазового годографа.
2.4. Численные способы построения фазового годографа.
2.5. Определение устойчивости периодических движений.
2.6. Линеаризация по полезному сигналу систем
с ограничителями в объекте управления
2.7. Режим слежения с системе с неустойчивым объектом
управления.
Выводы по главе.
Глава 3. Синтез системы управления воздушнодинамического рулевого привода с цифровым уиравлеием.
3.1. Математическая модель воздушнодинамического
рулевого привода.
3.2. Фазовые годографы привода
3.3. Формирование структуры системы и контроль
автоколебаний.
3.4. Алгоритм синтеза и оптимизации системы
3.5. Анализ синтезированной системы методом
цифрового моделирования.
Выводы по главе
Заключение.
Литература


В таких условиях обеспечить пропорциональность отклонения рулей величине входного сигнала можно, если организовать автоколебательный режим работы привода. Так как малогабаритные ракеты указанного класса вращаются вокруг своей оси, то входным сигналом для привода является гармоническая функция, амплитуда которой может изменяться от нуля до некоторого максимального значения. Изменяется также частота сигнала в связи с изменением частота вращения ракеты. Выходной сигнал привода (отклонение рулей) в этом случае является почти периодической функцией, в которой можно выделить основную составляющую, соответствующую частоте входного сигнала, и высокочастотные составляющие, порожденные "автоколебаниями”. Во вращающихся ракетах очень важно, чтобы привод не вносил фазового запаздывания, так как это приводит к ошибкам формирования вектора перегрузки (особенно опасны ошибки в направлении вектора перегрузки). Ошибки в формировании вектора перегрузки приводят к спиралеобразному движению ракеты, что отрицательно сказывается на точности наведения ракеты на цель и может являться причиной срыва процесса наведения. Воздушно-динамический привод как объект управления (ОУ) является существенно нелинейной динамической системой. Нелинейность привода обеспечивается, прежде всего, наличием в нем механических упоров, которые приводят к нелинейностям специфического вида. Движение такого привода описывается дифференциальными уравнениями с разрывными правыми частями, разрывными (в результате удара об упор) являются и его фазовые траектории. Это существенно затрудняет синтез для привода закона управления и его оптимизацию. Качество и точность наведения ракеты на цель существенно зависят от ошибок, которые вносит привод в формирование вектора перегрузки. Чем меньше эта ошибка, тем выше качество процесса наведения (ракета меньше "раскачивается" на траектории), тем выше вероятность поражения цели. Ошибка в формировании вектора перегрузки определяется системой управления привода. Располагая соответствующими методами синтеза, можно минимизировать ошибку привода и тем самым повысить качество процесса наведения. Настоящая работа в частности направлена на разработку метода синтеза воздушно-динамических рулевых приводов малогабаритных управляемых ракет. Метод должен содержать в себе оптимизацию системы по точности. Это позволит обеспечить минимизацию ошибок привода на всех режимах работы. Разработка указанного метода является непростой задачей, так как с одной стороны указанные приводы, как уже отмечалось, содержат ограничители в виде жестких механических упоров. С другой стороны, вследствие изменения скорости ракеты и плотности воздуха, параметры привода могут изменяться в широких пределах (для зенитных управляемых ракет малой дальности в сотни и более раз). Далее, к приводам малогабаритных управляемых ракет предъявляются очень жесткие требования но габаритам и стоимости. Это исключает применение каких-либо сложных систем управления, т. Дополнительные сложности вызывает также дискретность управляющего сигнала, как по уровню, так и по времени, вызванная цифровой реализацией системы управления приводом. Все это и определяет актуальность представляемой работы. Теория пневматических и газовых приводов рассматривалась в работах В. Н. Челомея, Г. В. Крейнина, Е. В. Герц, Б. М. Подчуфарова, Е. Е. Шорникова, С. В. Костина и других авторов. Обширная литература посвящена отдельным вопросам проектирования газовых приводов летательных аппаратов. Построение нелинейных и линеаризованных моделей пневматических рулевых приводов занимают большое место в работах Б. М. Подчуфарова [], и Е Е. Шорникова [], []. В [] предложен алгоритм и критерии проектирования приводов, позволяющие в значительной степени формализовать синтез новых исполнительных устройств. Задача синтеза релейного автоколебательного привода, содержащего ограничение по выходной координате, рассмотрена в работах Бабичева [5], [6]. В другой работе [7] В. И. Бабичев предлагает подход к синтезу автоколебательных сервомеханизмов, основанный на методе Цыпкина, который позволяет добиться лучших результатов по сравнению с методом гармонической линеаризации.