Система управления движения беспилотного транспортного средства. Дипломная (ВКР). Транспорт, грузоперевозки.
👉🏻👉🏻👉🏻 ВСЯ ИНФОРМАЦИЯ ДОСТУПНА ЗДЕСЬ ЖМИТЕ 👈🏻👈🏻👈🏻
Вы можете узнать стоимость помощи в написании студенческой работы.
Помощь в написании работы, которую точно примут!
Похожие работы на - Система управления движения беспилотного транспортного средства
Скачать Скачать документ
Информация о работе Информация о работе
Скачать Скачать документ
Информация о работе Информация о работе
Скачать Скачать документ
Информация о работе Информация о работе
Скачать Скачать документ
Информация о работе Информация о работе
Скачать Скачать документ
Информация о работе Информация о работе
Нужна качественная работа без плагиата?
Не нашел материал для своей работы?
Поможем написать качественную работу Без плагиата!
Система
управления движения беспилотного транспортного средства
γ - угол тангажа;- высота
полета, м;- ускорение свободного падения, м/с;
р - массовая плотность воздуха, кг/м3; - скорость полета, м/с;
ω - проекция угловой
скорости на ось z связанной системы координат, рад/с;
а - угол атаки, рад;- площадь крыльев, м2;
δрв - угол отклонения
руля высоты, рад;- масса ЛА, кг;
Ха - сила лобового сопротивления, Н;а - подъемная сила, Н;
Сх - коэффициент лобового сопротивления;- момент инерции по оси
О2, кг*м2;- коэффициент момента аэродинамической силы по оси ОZ;
γа- угол наклона
траектории, рад;г - секундный расход горючего; в - секундный расход топлива;
А, В, С, D - матрицы состояния, управления, наблюдения
соответствующих размерностей;
Сх - коэффициент лобового сопротивления;- момент инерции по оси
О2, кг*м2;- коэффициент момента аэродинамической силы по оси ОZ;
γа- угол наклона
траектории, рад;г - секундный расход горючего; в - секундный расход топлива;
А, В, С, D - матрицы состояния, управления, наблюдения
соответствующих размерностей;
АФЧХ - амплитудо-фазочастотная характеристика;
ЛАЧХ - логарифмическая амплитудо-частотная характеристика;
ЛФЧХ - логарифмическая фазо-частотная характеристика;
ЭНП - экстраполятор нулевого порядка;
САУ - система автоматического управления;
МГВ - малогабаритная гировертикаль;
. Состояние проблемы и постановка задач проектирования
. Анализ и синтез цифровой системы продольного канала автопилота
.1 Формирование структурной схемы системы
.2 Получение линеаризованной математической модели
.3 Формирование функциональной схемы системы
.6 Определение показателей качества системы
.7 Определение показателей качества системы
.8 Информационное и приборное обеспечение цифровой системы
продольного канала автопилота
.1 Разработка принципа функционирования микропроцессорного блока
.2 Разработка функциональной схемы управляющего вычислителя
.3 Выбор функциональных элементов контролера системы
.4 Создание принципиальной электрической схемы управляющего
вычислителя
.5 Разработка программного обеспечения
. Разработка технологического процесса сборки платы управляющего
вычислителя
.2 Разработка технологической схемы сборки
. Экономическое обоснование разработки
.1 Расчет себестоимости и цены изготовления платы МБ
.1 Анализ вредных и опасных факторов на производстве
.2 Мероприятия по уменьшению и ликвидации вредных факторов
В настоящее время проектирование
систем автоматического управления летательными аппаратами (ЛА) занимает одно из
наиважнейших мест в задаче самолетостроения. Достижение конечной цели и
эффективность ее реализации невозможно без применения высокотехнологичных
систем автоматического управления (САУ).
Современный этап развития САУ
характеризуется широким внедрением принципов адаптации, применением бортовых
цифровых устройств для формирования алгоритмов управления и контроля,
применением систем встроенного контроля состояния техники в полете, повышением
надежности средств получения и переработки информации и исполнения команд
управления. При использовании синтеза и технической реализации системы управления
(СУ) полетом учитываются требования надежности и эксплуатационной пригодности.
При синтезе СУ учитываются также динамические свойства ЛА, описываемые их
математическими моделями (ММ), и возмущения, близкие к реальным. Для анализа и
синтеза систем используются различные методы (метод приближения передаточных
функций, частотные методы, интегральные критерии и т.д.).
Исходя из того, что ЛА является
сложным объектом управления и при этом он должен обладать такими качествами как
надёжность, устойчивость, нечувствительность к возмущающим воздействиям,
быстродействием, именно поэтому, при проектировании необходимо применение
передовых технологий, а также цифровых САУ.
1. Состояние проблемы и постановка
задач проектирования
При управлении самолетом будем
исходить из положения, что самолет это техническое средство, выполняющее
некоторую летную операцию. Летная операция представляет собой совокупность
упорядоченных действий, которые включают в себя определенные операции. Целью управления
самолетом является обеспечение успешного выполнения операции в целом, а
следовательно, и всех ее этапов в отдельности. Т.е. должны выполняться:
крейсерский полет (по заданному
маршруту);
смена высоты крейсерского полета
сохранением скорости (смена эшелона);
разнос или торможение на постоянной
высоте;
полет по глиссаде посадки и
приземление.
Управление самолетом на этапе
снижения и посадки представляет собой наиболее сложную задачу. Сложность ее
связана с тем, что на этом этапе полет происходит вблизи земли и становятся
более жесткими требования к точности стабилизации угловых и линейных
параметров. Для обеспечения управления самолетом при посадке применяются
различные системы захода на посадку, облегчающие ориентирование и позволяющие
удерживать самолет на глиссаде посадки. На посадочных режимах при ограниченном
времени летчику приходится пользоваться показаниями большого количества
приборов, что затрудняет переработку снятых показаний и выработку управляющих
сигналов.
Управление самолетом при посадке
должно осуществляться с высокой точностью: отклонение центра масс от глиссады
не должно превышать в вертикальной плоскости ±0,5 м и в горизонтальной
плоскости ±5м, при приземлении соответственно ± 0,5 и ± 5м; скорость самолета
должна быть на 20-30% больше критической скорости, для этой цели используются
автоматы скорости.
Одним из основных требований к
автоматической системе посадки является ее надежность. Вероятность появления отказа
системы, приводящего к катастрофе, не должна превышать 10".Требуемая
надежность достигается путем резервирования.
Беспилотный летательный аппарат
имеет нормальную аэродинамическую схему - наличие ярко выраженных
горизонтального и вертикального элементов оперения - стабилизаторов и киля,
расположенных в хвостовой части фюзеляжа за центром масс самолета;
расположение аэродинамических
органов управления (рулей направления и высоты) в хвостовой части фюзеляжа за
центром масс самолета;
отсутствие каких-либо
аэродинамических плоскостей или органов управления перед центром масс;
крыло, как правило, сравнительно
большого удлинения расположено в районе центра масс самолета.
Фюзеляж двухпалубной схемы разбит на
ряд герметичных отсеков специализированного назначения - грузовую кабину(если
есть необходимость в ней). Отсек где расположена система автоматического
управления. Самолет не имеет двигателей его запускают
Основные летно-технические
характеристики:
максимальная взлетная масса-175 кг;
максимальная дальность полета-
1.5-3км;
скорость захода на посадку- 230-260
км/ч;
стреловидность крыла по передней
кромке- 90град .
В данной работе рассмотрим систему
управления угловыми параметрами движения, т.е. углом атаки и тангажа.
Управление этими параметрами в режиме посадке имеет очень большое значение, так
как любые их отклонения от заданных (требуемых) значений могут привести к
катастрофе. СУ продольным каналом обеспечивает управление углами атаки и
тангажа в зависимости от изменения угла и угловой скорости тангажа 3. Угол
тангажа γ измеряется с помощью
малогабаритной гировертикали. Угловая скорость измеряется с помощью датчика
угловой скорости (ДУС). Рассчитанные вычислителем управляющие воздействия
отрабатываются рулем высоты с помощью сервопривода.
Угол атаки а с помощью датчиков
измерять сложно, поэтому при необходимости его значение рассчитывают, используя
значение измеряемых параметров.
Следуя техническому заданию - целью
данной работы будет проектирование цифровой нелинейной системы управления
беспилотным транспортным средством, которая будет использоваться в реальных
условиях. В данной работе получим электрическую принципиальную схему цифрового
вычислителя, разработаем его технологический процесс сборки, докажу его
экономическую выгодность при изготовлении и анализ вредных и опасных факторов,
которые могут повлиять на работу механизмов и жизнедеятельность людей, обслуживающих
данное устройство. Начальная математическая модель и внешние возмущающие
воздействия будут рассчитаны после получения статических и динамических
характеристик системы.
В результате осмотра литературных
источников, которые приведены в дополнении и в списке использованной
литературы, можно сделать предположение, что данная проблема возникает очень
часто и существует много различных способов ее решения. Эта работа посвящена
проектированию и разработке цифровой нелинейной системы управления беспилотным
транспортным средством. Очень много литературных источников посвящены
разработке и проектированию нелинейных систем.
Известный радиолокационный частотный
способ измерения дальности к примеру: высоты полета ЛА над землей. Согласно
этому способу бортовой передающей антенной излучают с борта ЛА вниз непрерывный
периодический частотно-модулированный сигнал с законом симметрической
треугольной формы изменения частоты, принимающей бортовой антенной и приемником
принимают на борту отбитый от сигнал прямой волны передатчика, выдиляют
разностную частоту прямого и отбитого от земли сигнала с помощью смесителя
приемника и измеряют разностную частоту и находят по ней высоту.
Недостатком этого способа есть то
что бортовой приемник должен иметь широкий спектр пропускания, потому что
частотно-модулированный зондированный сигнал имеет широкий спектр. В широкий
спектр пропускания приемника попадают радиопомехи, которые могут сорвать
процесс измерения высоты.
Наиболее подходящим к предложенному
есть радиолокационный фазовый способ измерения дальности, к примеру: высоты
полета ЛА над землей. Он заключается в том что излучают с борта ЛА вниз
непрерывный сигнал высокой несущей частоты f, который модулирован по амплитуде
низкой частотой F, принимают приемной антенной и приемником отбитой от земли
сигнал, выделяют амплитудным детектором приемника из принятого сигнала
напряжение низкой частоты F, фазовым измерителем измеряют сдвиг фаз ψ выходного напряжения
приемника низкой частоты F относительно напряжения генератора передатчика и
вычисляют высоту полета ЛА над землей по этому сдвигу фаз.
Известная бортовая измерительная
система, которая имеет бортовой передатчик непрерывного сигнала несущей частоты
f, который модулирует по амплитуде низкой частоты F, и передающую антенну,
приемник и с приемной антенной, в котором выделяют амплитудным детектором
приемника с принятого сигнала напряжение низкой частоты F, фазовым измерителем
измеряют сдвиг фаз ψ выходного напряжения приемника низкой частоты относительно
напряжения генератора передатчика и определяют высоту полета ЛА над землей по
этому сдвигу фаз.
Недостатком данного способа и
устройства есть то, что они не могут использоваться в диапазоне коротких и
средних радиоволн в связи со сложностью обеспечения высокой развязки между
передающей и принимающей антеннами.
В основу изобретения поставлена
задача усовершенствования фазового способа измерения малых высот полета ЛА над
землей, в котором за счет излучения с борта непрерывного синусоидального
сигнала постоянной амплитуды на частоте коротковолнового или средневолнового
диапазона, приема на борт отбитого от земли сигнала и прямого сигнала
передатчика и измерение сдвига фаз принятого суммарного сигнала на высокой
частоте относительно зондированного сигнала передатчика обеспечивается
вычисление высоты полета по этому сдвигу фаз.
В основу изобретения также
поставлена задача усовершенствования устройства измерения малых высот полета ЛА
над землей путем выполнения передающей и принимающей антенн в виде коротких
горизонтальных симметричных вибраторов. Они расположены на одной линии вдоль
фюзеляжа ЛА, передатчика в виде генератора непрерывных синусоидальных колебаний
постоянной амплитуды на частоте коротковолнового или средневолнового диапазона,
приемника прямого усиления в виде усилителя высокой частоты, фазового
измерителя сдвига фаз выходного напряжения приемника и передатчика на высокой
частоте, вычислителя высота полета ЛА.
Поставленная задача решается тем что
для измерения малых высот полета над землей излучается непрерывный сигнал
зондирования с помощью бортовой передающей антенны, принимается отбитый от
земли сигнал с помощью принимающей антенны и измеряется с помощью принимающей
антенны и измеряется сдвиг фаз, согласно изобретению излучают непрерывный синусоидальный
сигнал постоянной амплитуды на частоте коротковолнового или средневолнового
диапазона, принимают также прямой сигнал передающей антенны с помощью бортовой
принимающей антенны, измеряют сдвиг фаз суммарного сигнала прямой и отбитой от
земли волны на высокой частоте с выхода приемника относительно сигнала
передатчика, дополнительно измеряют отношение амплитуды выходного напряжения
приемника и передатчика на высокой частоте, а высоты полета ЛА над землей
находят по результату этих измерений путем решения с помощью бортового
вычислителя.
Предложенный способ обеспечивает
возможность измерения малых высот полета в рамках от поверхности земли до
половины длины волны передатчика в диапазоне средних или коротких радиоволн.
Сигнал зондирования есть непрерывным синусоидальным сигналом постоянной
амплитуды с очень узким спектром поэтому можно использовать приемник с очень
узкой полосой пропускания, что существенно улучшает защиту измерительной
системы от радиопомех.
2. Анализ и синтез цифровой системы
продольного канала автопилота
.1 Формирование структурной схемы
системы
В данной работе рассмотрим систему
управления угловыми параметрами движения, т.е. углом атаки и тангажа.
Управление этими параметрами в режиме посадке имеет очень большое значение, так
как любые их отклонения от заданных (требуемых) значений могут привести к
катастрофе. СУ продольным каналом обеспечивает управление углами атаки и
тангажа в зависимости от изменения угла и угловой скорости тангажа «9. Угол
тангажа 19 измеряется с помощью малогабаритной гировертикали. Угловая скорость
измеряется с помощью датчика угловой скорости (ДУС). Рассчитанные вычислителем
управляющие воздействия отрабатываются рулем высоты с помощью сервопривода.
Структурно контур управления углами
атаки и тангажа состоит из трех блоков, что можно представить в виде рис. 1.1.
Рисунок 1.1- Функциональная схема
системы управления углами атаки и тангажа
САУ - система автоматического управления;
2.2 Получение линеаризованной
математической модели
Полет самолета можно представить в
виде двух движений: движения центра масс по траектории и движения самолета как
твердого тела относительно центра масс. В соответствии с этим полученные
подсистемы уравнений, описывающие кинематику и динамику полюса твердого тела,
формируют полную исходную систему уравнений состояний и допущений. Эта система
включает в себя:
уравнения кинематики полюса объекта;
уравнения движения твердого тела
относительно полюса или уравнения углового движения;
уравнения кинематики углового
движения.
В соответствии со спецификой
исходных нелинейных уравнений наиболее удобными для линеаризации является метод
малых возмущений.
Для дальнейшего формирования
дифференциальных уравнений относительно возмущающих параметров состояния нужно
сформировать систему требуемого или опорного движения на основе приведенной
выше исходной системы уравнений.
Для решения системы уравнений требуемого
движения используем заданный режим полета - снижение по глиссаде самолета.
Режим представлен в виде совокупности законов изменения траекторных и угловых
параметров объекта:
=VT(t); γAt=γaT; (1.1)=XCt(t); αT=αT(T);=YCt(t); γaT≡0;≡0; ψaT≡0;
Подставляя эти зависимости в
уравнения требуемого движения, получаем более простую систему уравнений
опорного движения объекта. Решение системы уравнений требуемого движения
сводится к определению параметров состояния, как функции времени: VT(t), VT(t),
αT(t),γT(t). Для нахождения
этих параметров решаем систему дифференциальных уравнений, т.е. уравнения 2,4,
5 и 14.
Для указанных выше параметров,
подлежащих определению, с учетом режима полета получим систему следующего вида:
Так как в рассматриваемом режиме
полета углы атаки и тангажа принимают достаточно малые значения, то заменяем sinαT(t)=αT и sinγT(t)=γT. Тогда:
Применяя методы декомпозиции и малых
возмущений к исходной системе уравнений ММ самолета, получим упрощенную
линейную модель объекта управления, описывающую его продольное движение.
Продольное движение описывается
следующими уравнениями:
) уравнения кинематики относительно
первой и второй осей базовой СК; уравнения движения динамики характерной точки
относительно первой и второй проекционной СК;
) уравнение углового движения
относительно оси ОZ;
) уравнение кинематики углового
движения относительно оси ОZ;
) уравнения связи, описывающие
взаимосвязь между углами Эйлера-Крылова, характеризующим взаимное положение
базовой и проекционной СК.
В продольном движении с учетом
изменения следующих параметров: угла тангажа γ, угла наклона траектории γа, угла атаки а, скорости ЛА - V, высоты полета - Vс, угловой
скорости ω2,
получим систему дифференциальных уравнений продольного движения в таком виде:
На втором этапе
линеаризации упрощенной ММ введем вариации параметров состояния:
Реальные значения
переменных состояния через их требуемые значения и вариация будут выглядеть
так:
Произведем линеаризацию
ММ с учетом того, что мы управляем только угловыми параметрами, параметры m(B)
и m(Г) являются функциями высоты и скорости, а, следовательно, в режиме
снижения по глиссаде меняются мало. Будем считать их константами также, как и
угол γа, равный -2,3град.
Су - коэффициент подъемной силы по
углу атаки;
- коэффициенты
аэродинамического момента по углу атаки.
отклонению руля высоты и
угловым скоростям соответственно.
.3 Формирование
функциональной схемы системы
Функциональная схема
системы управления представлена на рис. 1.2:
Рисунок 1.2-
Функциональная схема системы управления углами атаки и тангажа
МГВ - малогабаритная гировертикаль;
Угол атаки а с помощью датчиков
измерять сложно, поэтому при необходимости его значение рассчитывают, используя
значение измеряемых параметров. В данном случае обратная связь по углу атаки не
применяется.
Представим ранее полученную линейную
систему уравнений в форме Коши:
Исходя из
тактико-технических характеристик ЛА, приведенных ниже, получим расчетные
параметры ММ.
Геометрические данные:
S= 1.046 м2, L= 4.05 м.
Массово-инерционные
характеристики: m=175 кг, Izz=62,8*106
Аэродинамические
характеристики: Су =1.2; tу =-0.12; Сх =0.48;
С*п =0.88; tx =
3.8-10-3; тz =-0.17; тo-4.8-10'3.
Тяговые характеристики:
Р=6*229,5 кН; Уг=236 м/с;тв =80 кг/с;
Данные высоты, скорости
углов: У'г=Уо=70 м/с; Ут=Уо=400 м;
Расчетные параметры
матриц:=0,019; а12=-0,265; а13=-2,1*10-4; b11=-0.376;
а21=1; а22=-9,79;
а23=0,0196; b21=6*10-4;
а31=1; а32=0;
а33=0; b31=0.
= . (1.9)
Используя средства
МАТLАВ на основе матриц А, В, С, D получим передаточные функции:
Передаточные функции
объекта получены ранее с помощью пакета МАТLАВ. Найдем передаточные функции
датчиков первичной информации, рулевой машинки, устройств согласования 1 и 2,
усилительного блока.
В качестве блока УС1 и
УС2 выбираем пропорциональные звенья. При выборе коэффициента для УС1 будем
исходить из того, что напряжение питания потенциометрического измерителя МГВ
равно ±27 В и максимальное выходное напряжение также равно ±12 В. Входное
напряжение вычислителя напряжение - 10 В, поэтому:ус1(S)=Кус1=10/13,5=0,74 В/В.
Напряжение питания
измерителя типа микросин ДУС равно 36 В, тогда для УС2:ус2(S)=Кус2=10/36=0,278
В/В..
Для усилителя:
Wу(S)=Ку=Uву/Fрв = 10/0.262 = 38. 17 В/рад,
где FРВ - максимальное
отклонение руля высоты; ву - максимальное выходное напряжение вычислителя.
В качестве передаточной
функции сервопривода выберем апериодическое звено с постоянной времени Т=0,1 с:
(2.1)
В качестве датчика
угловых скоростей возьмем поплавковый ДУС с передаточной функцией
колебательного звена:
В качестве датчика угла
ранее была выбрана малогабаритная гировертикаль, которая является
пропорциональным звеном. Считаем измеряемый угол равным ± 12,5°, напряжение
питания потенциометрических измерителей равным 27 В, а выходное напряжение
равно ± 13,5 В, тогда:
Под устойчивостью свободного
движения ЛА понимается его способность возвращаться в исходное состояние после
окончания действия возмущения.
Анализ устойчивости можно произвести
по корням характеристического уравнения матрицы состояния А. Так как корни
характеристического уравнения совпадают с собственными значениями матрицы А, то
используем команду damp(А) в среде МАТLАВ:
.02е-003 +2.70е-0021 1.47е-001
2.73е-002
.02е-003 -2.70е-0021 1.47е-001
2.73е-002
С помощью команды step получим
следующие переходные процессы:
Рисунок 1.3- Переходная
характеристика системы по ω
Рисунок 1.4- Переходная
характеристика системы по а
Рисунок1.5-Переходная характеристика
системы по γ
Так как все корни
характеристического уравнения лежат в левой полуплоскости, то система
устойчива, но, исходя из переходных процессов (рис.1.3, 1.4, 1.5) показатели
быстродействия не удовлетворяют требованиям ТЗ. Следовательно, необходима
коррекция системы.
.7 Синтез цифрового корректирующего
устройства
Параметрический синтез заключается в
нахождении коэффициента обратной связи К1 и К2 закона управления, для
обеспечения требуемого качества и быстродействия системы управления.
Целью синтеза является определение
коэффициентов обратной связи, которые минимизируют некоторые квадратичные
критерии качества.
Объект управления и измерительная
система описываются зз - моделью. Синтез дискретного регулятора для непрерывной
системы будем проводить с помощью команды МАТLАВ - lqrd (Kd,S,L)=lqrd (А, В, Q,
R., Тз).
Эта команда рассчитывает матрицу
коэффициентов обратных связей К, для непрерывной модели с законом управления
8РB =К1γ + К2γ, которая минимизирует
квадратичный критерий качества передаточной функции:
Далее выполняем
преобразование непрерывной модели в дискретную с экстраполятором нулевого
порядка и находим решение по алгоритму синтеза дискретной системы.
Синтез параметров
дискретной системы можно выполнить двумя способами.
Первый предполагает
нахождение 2-передаточной функции приведенной непрерывной части системы, в
которую входит экстраполятор нулевого порядка (ЭНП). Затем используется синтез
в 2-плоскости. Второй способ предполагает синтез в S-плоскости, но с учетом
динамических свойств ЭНП. Передаточную функцию ЭНП можно представить в
следующем виде:
Выберем для цифровой
системы период дискретности, используя три метода.
Значение wmах
определяется из условия Lск(w) <-15 дБ на среднечастотном участке желаемой
ЛАЧХ с наклоном -20дБ/дек.
В этом методе период
дискретности (Т) определяется из обеспечения устойчивости:
где Ώт
- максимальная скорость задающего воздействия;
εт
- максимальное угловое ускорение.
Из трех периодов
дискретности выберем наименьший. Это облегчает условие устойчивости и приводит
к повышению точности регулирования. Принимаем период дискретности Т<0.04с.
2.6 Определение показателей качества
системы
Так как все корни
характеристического уравнения лежат в левой полуплоскости, то система
устойчива, но, исходя из переходных процессов (рис.) показатели быстродействия
не удовлетворяют требованиям ТЗ. Следовательно, необходима коррекция системы.
Под управляемостью самолета понимают
способность изменять параметры своего движения при отклонении управляющих
органов.
Система должна быть управляемой по
состоянию, если ранг матрицы управляемости системы равен порядку системы.
С помощью пакета МАТLАВ получим:
U=сtгb(АB)> а затем, используя команду rank(U), получаем, что ранг равен 3,
следовательно, система полностью управляемая.Система является полностью
наблюдаемой, если ранг матрицы наблюдаемости равен порядку системы:
О- [Ст: АТСТ:...: (AТ n-1СТ]; Q =
obsv(А,С).
Командой Rank(Q) определяем ранг
матрицы наблюдаемости, он равен 3, значит, система полностью наблюдаема.
На основе анализа динамических
характеристик можно сделать вывод, что ОУ устойчив. Переходные процессы,
представленные на рис. 1.3, 1.4, 1.5, не обладают требуемым качеством, и время
переходных процессов превышает заданное. Таким образом, для уменьшения времени
переходного процесса в закон управления введем пропорциональную составляющую, а
для достижения лучшего качества управления ЛА
Введем дифференциальную
составляющую. Значит, в качестве первичного закона управления выбираем
пропорционально-дифференциальный закон управления по γ
и γ, который имеет такой вид -
.7 Определение
показателей качества системы
На данном этапе
проектирования выполняется проверка соответствия показателей качества
управления скорректированной системы требованиям ТЗ. Если все показатели
качества скорректированной системы удовлетворяют требованиям ТЗ, то найденный
алгоритм работы принимается к реализации. Если какой-либо из показателей
качества управления скорректированной системы не соответствует требованиям ТЗ,
то необходимо вернуться к этапу синтеза алгоритма управления и соответствующим
образом изменить форму желаемой ЛАЧХ разомкнутой системы.
Оценка качества
производится по переходным характеристикам замкнутой системы и по частотным
характеристикам разомкнутой системы.
Рассмотрим переходные
характеристики скорректированной замкнутой системы (рис 1.7 - 1.8). Оценим
основные показатели качества управления: установившуюся ошибку εуст;
длительность переходного процесса tnn и перерегулирование σ.
Установившуюся ошибку
оцениваем по переходным характеристикам при I ≥ 0. Из рисунка следует,
что Еуст=0. Требования по точности в установившемся режиме выполняются.
Переходный процесс
считается закончившимся в тот момент времени, после которого переходная
характеристика уже не выходит за пределы заданного поля допуска.
Для оценки длительности
переходных процессов tnn рассмотрим рис 1.7. На рисунке проводим две
горизонтальные прямые, ограничивающие поле допуска. Одну прямую проводим на
уровне γуст + ∆γуст, другую - на
уровне γ- ∆γуст, где γ- установившееся значение переходной характеристики по задающему
воздействию, А =0,05 - величина, задающая поле допуска.
Рисунок 1.6 - Переходный
процесс скорректированной системы
Из рис. 1.6 следует, что tnn =2c что
удовлетворяет требования ТЗ, так как оно меньше допустимого, т.е. tnn < Зс.
Перерегулирование סּ (по задающему воздействию) определяем по формуле:
Следовательно,
требования ТЗ выполняются. При невыполнении этих требований необходимо
расширить среднечастотный участок желаемой ЛАЧХ разомкнутой системы.
По логарифмическим
частотным характеристикам разомкнутой системы L(w) и Ψ(w)
находим запасы устойчивости по амплитуде L3=19.2 дБ и по фазе Ψ3=68.7
град. Эти показатели удовлетворяют требованиям ТЗ.
Рисунок 1.6 - Частотные
характеристики замкнутой системы
Рисунок 1.8- ЛАЧХ и ЛФЧХ
разомкнутой скорректированной системы
Рисунок 1.9 - ЛАЧХ и
ЛФЧХ замкнутой скорректированной системы
По АЧХ замкнутой системы
находим показатель колебательности:
М =Aзамкмач(w)/Азамк(0)
= 1; частоту резонанса wрез=10 рад/с.
Эти показатели
удовлетворяют требованиям ТЗ: М < Мдоп- 1.5.
.8 Информационное и
приборное обеспечение цифровой системы продольного канала автопилота
Для данной системы
управления самолёта в продольном движении используется пропорционально-дифференциальный
закон управления, который повышает быстродействие системы и увеличивает запас
устойчивости.
Для реализации закона
необходимо сформировать алгоритм управления. В данной работе алгоритм
реализуется управляющим вычислителем, схема которого представляет собой
микропроцессорную систему.
В качестве блока УС1 и
УС2 выбираем пропорциональные звенья. При выборе коэффициента для УС1 будем
исходить из того, что напряжение питания потенциометрического измерителя МГВ
равно ±27 В и максимальное выходное напряжение также равно ±12 В. Входное
напряжение вычислителя напряжение - 10 В, поэтому:
ус1,(S)=Кус1=10/13,5=0,74
В/В. (2.8)
Напряжение питания
измерителя типа микросин ДУС равно 36 В, тогда дляУС2:
УС2(S)=Кус2=10/36=0.278
В/В. (3.2)
Для усилителя: Wy(S)=Ку=Uву/δрв=10/0.262=
38.17 В/рад, (3.3)
где δрв
- максимальное отклонение руля высоты,ву - максимальное выходное напряжение
вычислителя.
В качестве передаточной
функции сервопривода выберем апериодическое звено с постоянной времени Т=0.1 с:
В качестве датчика
угловых скоростей возьмем поплавковый ДУС с передаточной функцией
колебательного звена:
В качестве датчика угла
ранее была выбрана малогабаритная гировертикаль, которая является
пропорциональным звеном. Считаем измеряемый угол равным ± 12,5
Похожие работы на - Система управления движения беспилотного транспортного средства Дипломная (ВКР). Транспорт, грузоперевозки.
Реферат На Тему Развитие Саморегуляции В Процессе Обучения
Реферат по теме Сущность, структура и субъекты политических процессов
Основные тенденции в развитии конституционного права
Реферат по теме Методи рефінансування центральним банком комерційних банків
Курсовая работа по теме Детские и юношеские сообщества: прошлое, настоящее, будущее
Внедрение Проекта В Компанию Курсовая
Норма Слов Сочинение Егэ
Курсовая работа: Чужая речь и способы ее передачи
Реферат по теме Методика аудиторської перевірки розрахунків з робітниками та службовцями по заробітній платі
Реферат по теме Концепции образования и подготовки специалистов для экологической безопасности
Восстановление Физической Работоспособности Человека Курсовая Работа
Эссе Мой Любимый Журнал
Сочинение На Тему Необычные Животные
Описание Храма На Реке Нерли Сочинение
Реферат по теме Шестое чувство--боль
Курсовая работа по теме Создание геодезической основы для тахеометрической съемки
Реферат: FDR Biography Essay Research Paper Franklin D
Итоговая Контрольная Работа 1 Класс Музыка
Реферат по теме Стойкость, мужество, героизм русского воина в войне 1812 года
Реферат: Проблемы и перспективы вексельного обращения на примере векселей Сбербанка РФ
Реферат: Мовні і жанрові особливості наукового стилю
Похожие работы на - Цифровая сеть с интеграцией услуг ISDN
Реферат: Государственный нотариат