Войти в мой кабинет
Регистрация
ГОТОВЫЕ РАБОТЫ / РЕФЕРАТ, РАЗНОЕ

Цифровая двухконтурная система стабилизации летательного аппарата для реализации метода наведения

cool_lady 190 руб. КУПИТЬ ЭТУ РАБОТУ
Страниц: 19 Заказ написания работы может стоить дешевле
Оригинальность: неизвестно После покупки вы можете повысить уникальность этой работы до 80-100% с помощью сервиса
Размещено: 25.02.2021
СС строятся согласно принципу следящих систем на основе отрицательных обратных связей (ОС). Замкнутая система должна быть устойчивой, а также хорошо демпфированной. С целью правильной работы системы нужно выбирать частоту среза СС выше частоты СН. Так же стоит учесть, что при слишком широкой полосе пропускания, будет увеличено количество шумов на выходе, в связи с этим возрастают динамические ошибки. Так как СС работает в 2 режимах: стабилизации и отработки сигнала управления, то расчёт проведём для каждого режима по отдельности. Кроме того, так как ЛА описывается нелинейными уравнениями, то после линеаризации уравнений появляется необходимость в проведении расчётов для нескольких режимов полёта ЛА.
Введение

Одной из главных частей СУ полётом считается система стабилизации (СС), она предназначена для стабилизации и управления ЛА. Улучшение устойчивости и управляемости – главное предназначение СС. В БПЛА СС осуществляет выдачу сигналов управления при самонаведении и телеуправлении по 2 каналам наведения. В процессе исследования СС рассматривается по нескольким частям: по каналу тангажа, крена, рыскания. Между ними аэродинамические и инерционные перекрёстные связи. Большое воздействие СС оказывает на повышение точности наведения и снижение перекрёстных связей между каналами. Качество СС обусловливается возможностью парирования внешних возмущений и степенью воздействий переменности характеристик ЛА на динамические процессы отработки угла тангажа, крена и рыскания.
Содержание

Введение 2 Основная часть 3 1 Анализ литературы 3 1.1 Цели и задачи выпускной квалификационной работы 4 2 Особенности ракет как динамических систем 5 2.1 Состав системы управления 6 2.2 Аппаратура системы управления. Функции системы управления 6 3 Синтез регулятора 10 3.1 Оптимизация по полному процессу 12 3.2 Оптимизация по участкам полёта 15 4 Заключение 18 5 Список использованной литературы 19
Список литературы

1. Романова И.К. Траектории полета летательных аппаратов, учебное пособие, 2017 – 149с 2. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета – М. Машиностроение, 1973г – 616 с 3. Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотным летательным аппаратом – М. Машиностроение, 1973г – 528 с. 4. Душин С.Е., Зотов Н.С., Имаев Д.Х., Теория автоматического управления, 2005 – 567с 5. Романова И.К. Методы синтеза системы управления летательными аппаратами, учебное пособие, 2017г – 156с
Отрывок из работы

Основная часть Анализ литературы В книге «Динамика полета» Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С изложены вопросы аэродинамики, описана динамика полета БПЛА. Рассмотрены уравнения движения ЛА, задачи динамики полета и динамические свойства ЛА как объекта управления. В книге «Динамика систем управления беспилотным летательным аппаратом» Лебедев А.А., Карабанов В.А. излагаются принципы построения систем стабилизации и наведения, рассмотрены методы расчёта этих систем, исследуются процессы стабилизации и наведения и, в частности анализируется точность наведения. Учебное пособие «Методы синтеза системы управления летательными аппаратами» Романова И.К. посвящено методам обеспечения качества управления техническими объектами. Описаны внутренние контуры систем стабилизации, модели измерительных и исполнительных элементов. Приведена методика синтеза двухконтурной системы стабилизации с учетом свойств реальной аппаратуры. В книге «Теория автоматического управления» Душин С.Е., Зотов Н.С., Имаев Д.Х изложены основы теории управления, которые включают общие сведения о системах управления и их моделях, методы анализа и синтеза непрерывных и дискретных систем, методы анализа нелинейных систем, а также методы оптимизации систем управления. В учебном пособие «Траектории полета летательных аппаратов» Романова И.К. изложены вопросы формирования и исследования математических моделей. Описывается метод построения модели, рассмотрено формирование моделей, которые используются при описании системы наведения и стабилизации. Цели и задачи выпускной квалификационной работы Цель – синтез двухконтурной системы стабилизации ракеты в продольной плоскости для реализации метода наведения. Задачи: Математическое описание и компьютерное моделирование движения ракеты в продольной плоскости Структурная и функциональная схема системы стабилизации ракеты Синтез регулятора системы стабилизации Компьютерное моделирование системы стабилизации Особенности ракет как динамических систем Ракеты совместно с СУ формируют замкнутые динамические системы, в которых процессы представляются сложной системой дифференциальных уравнений. Движение ракет разделяется на: 1) движение ЦМ; 2) движение вокруг ЦМ; 3) упругие колебания корпуса. Первоначально при исследовании метода управления рассматривается движение ЦМ, как абсолютно твердого тела. Движение ЦМ является неустановившимся, причем и движение и параметры ракеты значительно меняются в течение полета, все это зависит от секундного сжигания топлива и с переменной скоростью в атмосфере перемещения ракеты. От расхода топлива зависит масса, момент инерции, положение центра тяжести ракеты, от высоты и скорости ракеты – изменение величины скоростного напора. Аэродинамические свойства – коэффициенты аэродинамической силы, положение центра давления, меняются от высоты, скорости, углов атаки. Скачкообразные изменения характеристик ракеты и движения проявляют значительное воздействие на динамический свойства ракеты как объекта управления, к примеру, эффективность органов управления, отклик ракеты на отклонение органов управления. Движение ракеты как абсолютно твердого тела характеризуется в общем случае шестью степенями свободы и описывается системой дифференциальных уравнений. Так же если принять во внимание упругие колебания, то в таком случае количество степеней свободны существенно увеличится. Нелинейность системы дифференциальных уравнений обусловлена присутствием аэродинамических сил и моментов от параметров движения, ограничений на отклонения органов управления, параметров элементов системы управления (СУ). Влияние множественных случайных возмущений в полете обуславливает стохастический характер системы дифференциальных уравнений. Целый ряд факторов влияет на совокупность возмущений: погрешности в изготовлении ракеты, несоответствие параметров атмосферы, ветер, геометрические параметры. От формализованной модели ракеты меняется состав возмущений, на который оказывают большое влияние подобные свойства: количество ступеней, схема действия, вид движения, а также её главные характеристики. Исследование динамики начинается с формирования математической модели полета: ее составления и последующего упрощения до необходимого уровня, в связи с поставленной задачей. Состав системы управления Подготовка, пуск, полет на всем участке, техническое обслуживание ракеты – предназначение СУ. СУ включает в себя: аппаратуру технического обслуживания, контрольно-пусковую, контрольно-испытательную, бортовую аппаратуру, систему прицеливания и навигации. Бортовая аппаратура СУ предназначена для управления и стабилизации полета ракеты и обеспечения требуемой точности наведения в заданном диапазоне. Аппаратура системы управления. Функции системы управления Бортовая СУ состоит из командно-гироскопического прибора, дискретно-аналогового вычислительного устройства, блока бортовой автоматики, рулевого привода, датчиков угловых скоростей, турбогенераторного источника питания, бортовой кабельной сети. Командно-гироскопический прибор сохраняет в инерциальном пространстве заданную ориентацию измерительных элементов, формирует сигналы, пропорциональные ускорению ракеты, сигналы, пропорциональные углам отклонения ракеты по осям рыскания и крена и относительно программного угла тангажа, формирует также программные углы тангажа. Дискретно-аналоговое вычислительное устройство состоит из дискретного вычислительного устройства, аналогового вычислительного устройства и блока питания. Дискретное вычислительное устройство является специализированной вычислительной машиной параллельного действия с жестким программным управлением. Оно осуществляет прием и запись чисел полетного задания, управление шаговым двигателем программного механизма тангажа, прием и преобразование в цифровой код сигналов с гироинтегратора, вычисление управляющих воздействий. Аналоговое вычислительное устройство предназначено для осуществления реализации алгоритмов угловой стабилизации и наведения ракеты. Формирует команды управления, подающиеся на РП, по сигналам, поступающим с измерителей; Аналоговое вычислительное устройство состоит из трех независимых каналов: тангажа, рыскания и крена. Блок бортовой автоматики предназначен для коммутации и межприборных цепей и необходимых переключений схемы, связанных с подготовкой ракеты к старту и работой приборов в полете. Рулевой привод предназначен для перемещения органов управления ракетой на углы, пропорциональные величине и полярности управляющих сигналов, поступающих от аналогового вычислительного устройства. В процессе полета ракеты СУ решает три основные задачи: Наведение на цель — обеспечение полёта ракеты в соответствие с траекторией, указанной в полётном задании. СН должна принимать во внимание настоящее и программное состояние ракеты и вносить поправки с помощью двигателей и рулей отклонения ракеты от указанного курса, которые возникают вследствие возмущений. Стабилизация полета — учёт внешних и внутренних возмущений и компенсация их с учетом возможных значений, допустимых для данной ракеты. СС обеспечивает устойчивый полет ракеты. Качество реализации автомата стабилизации оказывает большое влияние на предельные размеры полезной нагрузки, а также на возможности оптимизации конструкции ракеты с целью снижения ее массы. Управление расходом топлива — обеспечение максимально эффективного расхода топлива и полного выгорания компонентов. Работа системы управления расходом топлива вызывает возмущения в работе автомата наведения и автомата стабилизации. 3. Система стабилизации ракеты по углу тангажа Система состоит из:элемента сравнения (свободного гироскопа с потенциометрическим датчиком, характеризуемым коэффициентов Кп); усилителя с коэффициентом усиления Ку, и гидравлического рулевого механизма. Приняв за выходную координату ракеты угол тангажа: x(t)??_2 (t) , за входную координату – угол поворота руля m_1 (t)??(t) , определим передаточную функцию в виде: G(s)=(?_2 (s))/(m_1 (s) )=(?(s+r))/(s(s^2+b?s+a)(s+c)) Характеристики передаточной функции будут полиномами, зависящими от времени. Определим их: b(t)=1.386-0.2375t+2.025?10^(-2) t^2-6.869?10^(-4) t^3+9.988?10^(-6) t^4-5.245?10^(-8) t^5 ?(t)=-29.58+11.274t-1.484t^2+8.8?10^(-2) t^3-2.37?10^(-3) t^4+2.91?10^(-5) t^5-1.33?10^(-7) t^6 ?(t)=1.132-0.45t+3.86?10^(-2) t^2-2.45?10^(-3) t^3+7.7 ?10^(-5) t^4-1.08?10^(-6) t^5+5.47?10^(-9) t^6 r(t)=0.3688-3.8031?10^(-2) t^2+2.21216?10^(-3) t^2-3.9037?10^(-5) t^3+2.2437?10^(-7) t^4 c(t)=-0.317+3.22?10^(-2) t-1.445?10^(-3) t^2+3.318?10^(-5) t^3-3.693?10^(-7) t^4+1.592?10^(-9) t^5 Допустим, что время начала полета соответствует 6 секунде. Значения полином примем со сдвигом на 6 секунд. Опишем математическую модель нестационарного колебательного звена уравнением: (d^2 x_1 (t))/(dt^2 )+b(t) (dx_1 (t))/dt+?(t) x_1 (t)=?(t)m_1 (t) Опишем математическую модель нестационарного форсирующего звена уравнением: (x(t))/dt+c(t)x(t)=(dx_1 (t))/dt+r(t)x_1 (t) На рис1 изображена структурная схема модели. На линиях связи указаны переменныеХ1, Хи их производные (Х1’’, Х1'', X') согласно уравнениям звеньев. На рисунке зелёным цветом изображена часть, соответствующая колебательному звену, а жёлтым цветом часть, соответствующая форсирующему звену. Параметрыa(t), b(t), с(t), r(t) задаются в виде коэффициентов усиления, в блоках типа «усилитель». Параметр?(t)задается в коэффициенте усиления интегрирующего звена. Рис 1. Структурная схема модели. Программная траектория, заданный угол тангажа u(t)=1+0.5sin?(?t/30). На рис. 2. приведены графики параметров ракеты. В качестве начала полета принимаем значение t = 6, в функции полиномов для расчета параметров используется значение (time+6), где time – текущее время моделирования. Рис 2. Графики изменения параметров ракеты. Синтез регулятора На рис. 3. представлен регулятор, на базе нечёткой логики, который мы будем рассматривать в данной работе. На вход подается рассогласование между заданным углом тангажа и реальным. Блок задержка на шаг квантования обеспечивает дискретизацию преобразования непрерывного сигнала в дискретный с шагом дискретизации 0,01 сек. Ещё две задержки, на шаг дискретизации производят вычисление разностными методами первой и второй производной. Блоки фазификации реализуют расчёт значений термов для отклонения, скорости изменения и ускорения. На выходе из каждого блока фазификации мы получаем вектор термов для лингвистических переменных. (см. таблицу 1) Таблица 1 Лингвистическая переменная Термы Отклонение Больше, норма, меньше Скорость изменения Растет, не изменяется, падает Ускорение изменения Увеличивается, постоянна, уменьшается Блоки демультиплексоры разбирают вектора на отдельные термы, которые передаются в блоки логической обработки согласно правил нечеткого вывода. Результат работы нечеткого вывода тоже имеет три лингвистические переменные: «уменьшать», «не изменять», «увеличивать». Запишем в виде схемы правила логического вывода: Если больше и растёт и скорость роста увеличивается => уменьшаем. Если норма и не изменяется и постоянна => не изменяем Если меньше и падает и скорость падения увеличивается => увеличиваем Рис. 3. Схема нечёткого регулятора В качестве функции принадлежности при денацификации используются треугольные функции с общим основанием (см. рис. 4)
Не смогли найти подходящую работу?
Вы можете заказать учебную работу от 100 рублей у наших авторов.
Оформите заказ и авторы начнут откликаться уже через 5 мин!
Похожие работы
Реферат, Разное, 22 страницы
220 руб.
Реферат, Разное, 18 страниц
180 руб.
Реферат, Разное, 14 страниц
140 руб.
Реферат, Разное, 18 страниц
180 руб.
Реферат, Разное, 17 страниц
200 руб.
Служба поддержки сервиса
+7(499)346-70-08
Принимаем к оплате
Способы оплаты
© «Препод24»

Все права защищены

Разработка движка сайта

/slider/1.jpg /slider/2.jpg /slider/3.jpg /slider/4.jpg /slider/5.jpg