CC BY
77
УДК 681.51
С.В. Минчук, асп., 89105578484, minchuk@programist.ru,
А.Г. Ефромеев, асп., 89105533511, age47@mail.ru,
О.В. Горячев, д-р техн. наук, проф., зав. кафедрой, 89109467257, olegvgor@rambler.ru (Россия, Тула, ТулГУ)
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВРАЩАЮЩИМСЯ ПО КРЕНУ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ
Представлена система управления вращающимся по крену летательным аппаратом. В качестве исполнительного элемента системы управления использован вентильный электрический двигатель с позиционной модуляцией.
Ключевые слова: вращающийся по крену летательный аппарат, вентильный двигатель.
Одним из перспективных способов управления вращающимися по крену летательными аппаратами (ЛА) является применение стабилизированного основания (СО) с закрепленными на нем бортовой аппаратурой и управляющими элементами. При этом существенно снижаются требования к характеристикам бортовой навигационной системы (БНС).
Для стабилизации угла крена СО необходимо иметь исполнительный элемент (ИЭ) создающий момент, компенсирующий внешние возмущающие моменты и способный вращать СО в противоположную вращению ЛА сторону со скоростями и ускорениями необходимыми для стабилизации угла крена на всем протяжении полета.
В качестве ИЭ используется вентильный электрический двигатель встраиваемой конструкции, причем ротор двигателя закреплен на вращающейся части ЛА, а статор - на СО. Привод на основе указанного исполнительного двигателя стабилизирует основание относительно горизонта, создавая вращающий момент, противоположный направлению вращения ЛА. Для стабилизации угловая скорость ИЭ равна угловой скорости ЛА по крену и противоположна её по направления. В качестве ошибки для стабилизации используется угол отклонения СО от заданного положения.
При синтезе описанной системы управления электроприводом коррекции ЛА возникает ряд сложностей, вызванных изменением в процессе эксплуатации возмущающих воздействий (пусковые и аэродинамические перегрузки определяющие трение в узлах вращения СО), нелинейность объекта управления (ОУ), связанная с вращением ЛА, сложным законом изменения частот вращения ЛА по крену и т.д.
Для синтеза законов управления необходимо располагать математической моделью ИД описывающей указанные особенности работы ОУ. Двухфазный двигатель серии ДБМ можно описать следующими ДУ:
114
г =■
Т*аР
1
гЬ =
Т*ъР
^ - г + 2 0
п *а п Р
V ЯФ ЯФ )
— - г*Ъ + ^-СОБ 2 §
Т? О Р
V ЯФ ЯФ У
б' = Р'- «лак,
где Т*а.Ъ=Ь*а.Ъ/Яф - постоянная времени статорной обмотки; Ь*а = Ь*Ъ - индуктивность обмотки фазы; Яф - сопротивление обмотки фазы; 9, 9' -угол; скорость поворота ЛА относительно СО, р , Р' - угол, скорость поворота СО относительно заданного; эффициент противо-ЭДС; г*а, г*Ъ - мгновенные значения токов обмоток фаз; и*а, и*Ъ - мгновенные значения напряжений обмоток фаз; 2Р - число пар полюсов ИД; юлак - частота вращения ЛА относительно СО.
Электромагнитный вращающий момент можно записать как
МЭ = Ст (* СО5 2р® - 51П 2pe),
где ст - коэффициент момента.
Уравнение механического равновесия имеет вид
3- • —£+М»=М=,
где Мн - момент нагрузки; Зр - приведенный момент инерции статора и СО.
Принимая ряд допущений и делая заключения о равенстве нулю проекции тока статора на продольную ось во вращающейся системе координат, математическая модель исследуемой вентельной машины упрощается и становится аналогичной модели двигателя постоянного тока:
и = Я, г + Ь + с 9';
* ф * * ^ е ,
мэ = стг*; (1)
, —2Р ( )
3„Р • Л! МЭ М „ ;
в' = Р-,
где г* - мгновенное значение эквивалентного тока статора, и* - мгновенное значение эквивалентного напряжения статора.
Структурная схема модели (1) представлена на рис. 1. Пунктирной линией выделена часть структуры, имитирующая работу идеальной БНС.
В процессе моделирования и проверки разработанных алгоритмов управления на входы Мн и юлак модели подаются сигналы, характерные для конкретного ЛА.
Анализ модели (1) показывает, что для стабилизации СО на вход двигателя необходимо подать напряжение
и = юс + М^ Я.. (2)
ст хч е ф ЧУ
Рис. 1. Структурная схема модели ИД
Вторая составляющая уравнения (2) может быть спрогнозирована исходя из доступных параметров работы ЛА. Также она может быть скомпенсирована системой управления. Первая составляющая юлаксе * 0'се что
обусловлено 0'□ р', а при полной стабилизации 0' = р'. Делая допущение о том, что 0' = р', перепишем выражение (2): ыСТ = се0'. Тогда управляющее напряжение стабилизирующее СО, будет складываться из составляющих ист и обратных связей по ошибке стабилизации по углу и скорости крена СО относительно заданного положения. Структурная схема системы стабилизации крена СО представлена на рис. 2.
Рис. 2. Структурная схема системы стабилизации крена СО
Управляющее напряжение
^УПР = (Р - Гз )^ф (р) - (Р - Гз) ку - Р ’ к&,
116
где Щ(р) - передаточная функция фильтра; у3 - задающий угол крена (для стабилизации по горизонту равен нулю); к%, кю - коэффициенты обратных связей по ошибке и скорости крена СО относительно заданного положения.
Для улучшения качества работы системы стабилизации возможно использование адаптивного алгоритма настраивающего значение параметров къ, кю в зависимости от режимов работы привода стабилизации и величины ошибки крена.
На рис. 3 представлены переходные процессы при стабилизации СО по крену при заданных функциях юлак(0 и Мн(ґ). Полученная динамическая ошибка стабилизации позволяет сделать вывод о пригодности предложенной структуры системы управления для рассматриваемой задачи.
300
250
200
150
100
50
а о.Ш! рад/с
/ : ;
..../ : : .V
/ і ;
/ : :
/ ; :
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
2.5
1.5
0.5
» 0
п Є, ІСРград
10 15 1.с 5 10 15 I. С
, Мн, Н/м
ГЛ : :
V ;
/ * :
/ і :
:
'1 \ ;
0.8
0.Б
0.4
0.2
п Р.град
/
\
і
10 15 с 5 10 15 I. С
' |3\град/с
і ^уггр - В
/~\1 :
і ■ '■ \
1 : ■
; ;
: :
: :
'! : :
0.3
0.2
0.1
0
-0.1
-0.2
-0.3
10 15 5 10 15 I. С
Рис. 3. Переходные процессы стабилизации крена СО
Таким образом, разработана система управления приводом стабилизации части высокодинамичного вращающегося по крену объекта. Получена упрощённая математическая модель привода стабилизации с вентильным исполнительным двигателем. Предложена структура системы управления таким приводом и представлены результаты её моделирования в системе Matlab.
Список литературы
1. Фираго Б.И., ПавлякЛ.Б. Регулируемые электроприводы переменного тока. Минск: Техноперспектива, 2006. 363 с.
S.V.Minchuk, A.G.Efromeev, O.V.Goryachev
THE LIST ROTATING AIRCRAFT CONTROL SYSTEM
The list rotating aircraft control system is described. As the final control element switched motor with a positional modulation is used.
Key words: rotating aircraft, switched motor.
Получено 03.10.11
УДК 681.5.01
Н.В. Фалдин, д-р техн. наук, проф.,
А.В. Моржов, канд. техн. наук, доц., (4872) 35-38-35 (Россия, Тула, ТулГУ)
СИНТЕЗ ЛОКАЛЬНЫМ МЕТОДОМ ОПТИМАЛЬНОГО ПО БЫСТРОДЕЙСТВИЮ РУЛЕВОГО ПНЕВМОПРИВОДА
Излагается синтез оптимального по быстродействию рулевого пневмопривода, работающего в релейном режиме. Привод как объект управления содержит жесткие механические упоры, которые приводят к разрыву фазовых траекторий системы. Синтез выполняется локальным методом.
Ключевые слова: пневмопривод, оптимальное управление, быстродействие, синтез, локальный метод.
Введение
Одна из сложных проблем, которую приходится преодолевать при синтезе оптимальной по быстродействию системы, обусловлена высоким порядком объекта управления. В работе эта проблема решается применением локального метода синтеза. Особенностью локального метода является то, что он ориентирован на получение оптимального закона управления для ограниченной области начальных состояний, т.е. начальных состояний, которые реально могут иметь место в синтезируемой системе. Это дает возможность существенно уменьшить размерность пространства,
