Система стабилизации средне — магистрального грузопассажирского самолета АН-74 в ПРОДОЛЬНОМ движении

По полученным графикам можно сделать вывод, что при повышение коэффициента усиления регулятора приводит к увеличению быстродействия и уменьшению статической ошибки регулирования. Исследуемая система управления в канале продольного движения — устойчива, но требует улучшения показателей качества.

2.8 Синтез дискретной системы

Коррекцию в САУ можно производить не только с помощью аналоговых, но и с помощью цифровых устройств. Преимуществом цифровых корректирующих устройств является то, что их можно включать в различные места схемы (цифровая обработка информации в датчиках, цифровые регуляторы (ЦР) для каждого объекта управления, для каждого канала, в обратные связи).В системе управления с обратной связью функции регулятора или корректирующего устройства может выполнять цифровой компьютер. Компьютер получает и обрабатывает сигнал в цифровом (численном) виде, а не в виде непрерывной переменной. В цифровой системе управления обязательно присутствует компьютер, входной и выходной, сигнал которого представлены в виде числового кода. Преобразование непрерывного сигнала в цифровую форму осуществляет аналого-цифровой преобразователь (АЦП), Выходной сигнал компьютера (цифровой) преобразуется в непрерывную форму с помощью цифроаналогового преобразователя (ЦАП).Цифровая система оперирует с данными, получаемыми из непрерывного сигнала путем выборки его значений в равноотстоящие моменты времени.

В результате получается временная последовательность данных, называемая дискретным сигналом. По месту включения КУ системы с последовательной коррекцией, очень важным этапом синтеза КУ является выбор периода квантования. Период квантования в дискретной системе управления определяем по формуле:. (2.16)Подставив значения, получили Т0.16 с. Следующий этап построения дискретной системы корректирующего устройства выполняется следующим образом: заменим экстраполятор нулевого порядка и непрерывное корректирующее устройство одним микроконтроллером. Для построения микроконтроллера необходимо найти z — преобразование от передаточной функции непрерывного корректирующего устройства с учетом выбранного периода квантования. Определения z — преобразование от передаточной функции непрерывного корректирующего устройства будем производить в приложении пакета MATLAB с использованием соответствующих команд:>> p=c2d (a, 0.16) Sampling time: 0.16Получим:. (2.17)Выражение представляет собой дискретную передаточную функцию корректирующего устройства — вычислителя продольного канала. Таким образом, был произведен синтез и анализ дискретной системы. Показатели качества спроектированной системы удовлетворяют всем требованиям технического задания. Построение дискретной системы будет осуществляться в среде пакета MATLAB с использованием приложения Simulink. Для этого введено в непрерывную систему дискретный элемент (ZOH) — экстраполятор нулевого порядка. Модель исследуемой дискретной САУ, построена в приложении пакета MATLAB — Simulink, представлена на рис.

2.11Рисунок 2.11 — Схема моделирования дискретной системы

Используя модель дискретной системы, представленную на рис. 2.12, строим переходные характеристики САУ. Переходная характеристика дискретной системы по углу тангажа:

Рисунок 2.12 — Результат моделирования дискретной системы по углу тангажа по задающему воздействию

Рисунок 2.13 — Результат моделирования дискретной системы по углу тангажа по возмущающему воздействию

Основные показатели качества дискретной САУ в режиме стабилизации самолета АН-74 имеют следующие значения:

1) время переходного процесса при ступенчатом воздействии — =45с;2) перерегулирование =9%.Таким образом, дискретная система удовлетворяет требования технического задания по всем рассматриваемым показателям качествам управления.

3 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ЧАСТЬЭкспериментальную часть представленного проекта осуществляем на универсальном лабораторном стенде. Стенд состоит из двух частей: аналоговой и цифровой. Аналоговая часть включает в себя аналоговую вычислительную машину МН-7, электромеханический блок с усилителем мощности, смонтированные на одном столе, а цифровая состоит из платы сопряжения, расположенной в стенде налогового моделирующего стенда, и платы, установленной в персональном компьютере. Общий вид лабораторного стенда:

Рисунок 3.1 — Внешний вид лабораторного стендаблок питания;

— электронно-лучевой индикатор;

— панель управления;

— наборное поле;

— электромеханический блок:

а) двигатель;

б) генератор;

в) тахогенератор;

г) импульсный датчик числа оборотов;- усилитель мощности;

7 — плата сопряжения;- розетка;- тумблер. Графическое представление функциональной схемы исходной САС, построенной по принципу управления по задающему воздействию, представлено на рис. 3.

2.Рисунок 3.2 — Функциональная схема исходной САСНа рис. 3.2 приняты следующие обозначения:

ОАС — объект автоматической стабилизации;

УАС — устройство автоматической стабилизации;

УМ — усилитель мощности;

РМ — рабочий механизм;

ЭД — электродвигатель;UУ (t) — напряжение управления;UЗ (t) — задающее воздействие;

Мвр (t) — вращающий момент двигателя на РМ;Мс (t) — момент сопротивления;fi (t) — возмущающие воздействия;

Эi (t) — подводимая энергия.

3.1 Определение масштабных коэффициентов и номиналов элементов схемы САУНеобходимость определения масштабных коэффициентов обусловлена ограниченным набором номиналов элементной базы стенда. В связи с этим не во всех случаях можно реализовать на стенде необходимые значения входных и исходных сигналов, коэффициентов передачи и постоянных времени элементов системы и системы в целом. Определение масштабных коэффициентов и номиналов элементов схемы усилителя мощности. Уравнение вход-выход для УМ в следующем виде: .(3.1)На основании технических характеристик УМ и универсального стенду, определяем масштабные коэффициенты УМ, значения которых следующие,(3.2)где — масштабный коэффициент УМ за входом;

входное напряжение УМ, реализованного на стенде;(3.3)где — масштабный коэффициент УМ за выходом;

выходное напряжение УМ, реализованного на стенде;(3.4)где — масштабный коэффициент УМ за временем. Подставив полученные значения масштабных коэффициентов, выражение (3,2) -(3,4), у выражение (3.1), получаем следующие значения постоянной времени и коэффициента передачи УМ, реализованного на стенде:.(3.5)Схема набора усилителя мощности на универсальном лабораторном стенде представлена на рис. 3.

1.Рисунок 3.1 — Схема набора УМНа основании выражений (3.5) и (3.6) и схемы набора УМ (рис. 3.1), получаем следующие номиналы элементов схемы УМ: (3.6)где R=1 МОм. Определение масштабных коэффициентов и номиналов элементов схемы рулевой машины. Для удобства определения и реализации масштабных коэффициентов, запишем передаточную функцию РМ, выражение (2.6), в виде двух передаточных функций в следующем виде: (3.7)где — передаточная функция РМ без интегрирующей составляющей;

функция интегрирующей составляющей РМ. Передаточная функция РМ без интегрирующей составляющей имеет следующий вид:(3.8)Передаточная функция интегрирующей составляющей РМ имеет следующий вид:.(3.9)На основании передаточных функций РМ, выражение (3.8) и (3.9), записываем уравнение вход-выход для РМ в следующем виде:;(3.10)=.(3.11)На основании технических характеристик РМ и универсального стенда, определяем масштабные коэффициенты РМ, значение которых следующие:(3.12)где — масштабный коэффициент РМ без интегрирующей составляющей за входом;

— входное напряжение РМ без интегрирующей составляющей, реализованной на стенде; град/В,(3.13)где — масштабный коэффициент РМ без интегрирующей составляющей за выходом;

напряжение РМ без интегрирующей составляющей, реализованной на стенде;,(3.14)где — масштабный коэффициент РМ за временем; град/В,(3.15)где — масштабный коэффициент интегрирующей составляющей РМ за входом;

— входное напряжение интегрирующей составляющей РМ, реализованной на стенде; град/В,(3.16)где — масштабный коэффициент интегрирующей составляющей РМ за выходом; исходное напряжение интегрирующей составляющей РМ, реализованной на стенде. Подставив полученные значения масштабных коэффициентов, выражение (3.10) -(3.14), у выражение (3.11), и, выражение (3.16) — (3.17) у выражение (3.12) получаем следующие значения постоянной времени и коэффициента передачи РМ, реализованной на стенде:;(3.17)(3.18)Схема набора рулевой машины на универсальном лабораторном стенде представлена на рис. 3.

2.Рисунок 3.2- Схема набора РМНа основании выражений (3.16) — (3.18) и схемы набора РМ, рисунок 3.2, получаем следующие значения номиналов элементов схемы:(3.19)где Rо=1МОм, Со=0,1 мк

Ф;,(3.20)R=1МОм.Определение номиналов элементов схемы сумматора. Схема набора сумматора на универсальном лабораторном стенде представлена на рис. 3.

3.Рисунок 3.3 — Схема набора сумматора

На основании схемы набора сумматора, рис. 3.3, записываем уравнение, которые реализует сумматором в следующем виде:.(3.21)Выражение (3.21) выполняется при выполнении следующих условий: R1=R=Rо.(3.22)На основании выражений (3.22), получаем следующие номиналы элементов сумматора: R1=R=Rо=1 МОм;Определение масштабных коэффициентов и номиналов элементов схемы усилителя. Дополнительный усилитель используется для инвертирования сигнала с целью получения необходимого знака сигнала. На основании этого получаем следующее значение коэффициента передачи дополнительного усилителя, реализованного на стенде:.(3.23)Схема набора дополнительного усилителя на универсальном лабораторном стенде представлена на рис. 3.

4.Рисунок 3.4 — Схема набора усилителя

На основании выражения (3.23) и схемы набора усилителя, рис. 3.4, получаем следующие номиналы элементов дополнительного усилителя,(3.24)Rо=R=1 МОм.

3.2 Анализ функциональных свойств САУАнализ функциональных свойств САУ реализованной на универсальном лабораторном стенде будем осуществлять по переходным характеристикам системы. Переходная характеристика САУ по задающему действию:

Рисунок 3.5 — Переходная характеристика САУ по задающему действию

Переходная характеристика САУ по возмущающему действию:

Рисунок 3.6 — Переходная характеристика САУ по возмущающему действию

На основании этого, основные показатели качества САУ в режиме стабилизации продольного движения АН-74, реализованной на универсальном лабораторном стенде.

1)перерегулирование — = 0;2)время переходного процесса — = 6 с. Представленные значения показателей качества САУ отличаются от значений полученных в пункте 3, это объясняется ограниченным набором номиналов элементной базы универсального лабораторного стенда.

4 КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬПроизведем проектирование специализированного вычислителя, построенного на базе микроконтроллера МК51, которая реализует полученный закон управления.

4.1 Преобразование алгоритмов управления для реализации в вычислителе

Входной информации для вычислителя является сигнал с датчика угла тангажа, что представляются уравнениями однополярных сигналов в диапазоне 0.10 В. Это отвечает изменению в диапазоне углов −25…+25 град. Выходной информацией является сигнал управляющего воздействия также приведенный к диапазону амплитуд 0.10 В. Поскольку входной параметр алгоритма поступает непосредственно с соответствующего датчика, то первоначальная обработка не нужна. Передаточная функция вычислителя имеет вид:.(4.1)Переходим к уравнению цифрового регулятора в оригиналах: Y[kT0]=Y[(k-2)T0]-2Y[(k-1)T0]-5.02U[(k-2)T0]+0.88U[(k-1)T0]—3.7U[kT0]. 4.2 Построение функциональной схемы вычислителя

Вычислитель включает в себя такие блоки: процессорный блок, блок параллельного ввода и АЦ-преобразования, блок последовательного ввода, блок параллельного вывода и ЦА-преобразования. Все блоки объединены физически раздельными шиной адреса (ША) разрядностью m=16, шиной данных (ШД) разрядностью m=8 и сигналами управления. Функциональная схема вычислителя представлена на рис. 4.1Рисунок 4.1 — Функциональная схема вычислителя4.

3 Выбор элементной базы

Необходимо выбрать следующие элементы: микроконтроллер, микросхемы АЦП и ЦАП, операционные усилители, резисторы и конденсаторы. Формат входных и выходных данных определяет точность представления информации в цифровом виде. Требуемая длина разрядной сетки определяется:(4.2)где — разрядность аналого-цифрового преобразователя (АЦП), — дополнительные разряды для компенсации вычислительной погрешности. Значение рассчитывается исходя из обеспечения точности преобразования не хуже точности измерений, следовательно,; 0.

5%.Абсолютная погрешность АЦ-преобразования составляет,(4.3)где — максимальное значение сигнала, принимаемого с датчика. Вес младшего разряда выходного кода АЦП определяется как:. (4.4)Тогда. (4.5)Принимаем значение =8 разрядов, т. е. АЦП должен быть как минимум 8-разрядным. Поскольку необходимо предусмотреть обработку данных в знаковом формате, то количество значащих разрядов равно, т. е. условие (4.7) не выполняется. Поэтому окончательно принимаем разрядность АЦП, а обработку данных будем выполнять в формате n=16, соответственно количество дополнительных разрядов n=6, полностью покрывает возможную вычислительную погрешность. Значение кода, получаемого с АЦП, непосредственно соответствует уровню входного сигнала в вольтах, но не выражает значения параметра в физических единицах. Машинное представление физического значения параметра и код АЦП связаны соотношением, (4.6)где — коэффициент преобразования АЦП; - максимальное значение выходного кода АЦП, определяемое его разрядностью, (2.7) — коэффициент передачи датчика и схемы нормализации сигнала для измерения угла тангажа. Учитывая заданные значения параметров алгоритма и сравнительную вычислительную простоту, реализуем машинную обработку информации в формате (фиксированная запятая — дробовая арифметика) разрядность n=16. Поскольку при реализации алгоритма данные будут представлены в формате ФЗ — ДА с требованием к значению любого параметра, то стоит выполнить операционное масштабирование вычислительного алгоритма. Тип процессора выбираем из соображений наилучшего соотношения быстродействие/энергопотребление.

Таким образом, выбран ATmega16 — 8-разрядный микроконтроллер семейства AVR, предназначенный для встраиваемых приложений. Заданный период дискретности составляет =0.002с=200мкс. Тактовая частота используемого микроконтроллера ATmega16 МГц, следовательно, период импульсов для таймера ATmegа16 составит =2мкс. Максимальный интервал времени, реализуемый таймером =65 535мкс. Поскольку >, то данный период дискретности может быть реализован только аппаратными средствами ATmegа16 (таймер в 16-битовой конфигурации счетного регистра).Учитывая рассчитанную разрядность АЦП и диапазон входных сигналов, а также необходимость прямого сопряжения АЦП с ATmega16, выбираем ИС АЦП типа К1113ПВ1 (имеет вход «сброса-запуска» и выход «готовность данных», время преобразования =32мкс).Основным параметром при выборе ЦАП является разрядность выходного кода.

Выбираем ИС типа КR572РА1 (10-разрядный ЦАП). Схема включения этой ИС требует использования операционных усилителей на выходе в качестве повторного сигнала. Для этих целей используем операционные усилители типа TL072 Полный алгоритм функционирования вычислителя для реализации алгоритма стабилизации состоит из таких этапов:

прием кода АЦП со значением угла тангажа, продолжительность ожидания сигнала готовности от АЦП контролируется программно;

масштабирование и преобразование формата для ;реализация вычислительных алгоритмов соответственно к соотношению;

ожидание завершения периода вычисления, реализованное через организацию пустого цикла с выходом по прерыванию от таймера;

запись стартового числа и переход к пункту 1. Реализация вычислительных зависимостей в соответствии с алгоритмом представлена на рис. 4.2 Рисунок 4.2 — Блок-схема работы вычислителя

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данном дипломной проекте была разработана система стабилизации средне — магистрального грузопассажирского самолета АН-74 в продольном движении. При установившемся движении ЛА должны быть достигнуты: заданное время переходного процесса, точность выполнения команд, слабая реакция на внешние возмущения, оптимальность полета (минимальная затрата топлива, минимизация времени полета, максимальная дальность и т. д.), безопасность полета. Система стабилизации предназначена для измерения значений параметров состояния, сравнения их с требуемыми, и, в случае отклонения, коррекции значений управляющих воздействий для уменьшения ошибок полета. В результате выполнения дипломного проекта были рассмотрены возможные методы и пути решения задачи в целом, сформирована структурно-функциональная схема канала системы стабилизации, разработаны математические модели ЛА как объекта управления и проанализированы его динамические свойства, структура и принципы управления объектом, произведен приближенный параметрический синтез аналогового и цифрового регулятора. Было проведено проектирование платы и построение алгоритмов управления вычислительного устройства, разработка технологического процесса сборки платы вычислительного устройства. Экспериментальную часть представленного проекта осуществлено на универсальном лабораторном стенде. Решены вопросы экономического обеспечения разработки и безопасности жизнедеятельности. Полученные результаты удовлетворяют требованиям технического задания по динамическим, массово-габаритным характеристикам спроектированного канала системы управления.

ЛИТЕРАТУРА

1. Летов А. М. Динамика полета и управление. М.: Наука, 1969 г., 232 с.

2. Беллман Р. Динамическое программирование. ИЛ, 1960 г.

3. Болтянский В. Г. Математические методы оптимального управления. М.: Наука, 1966 г.

4. Кротов В. Г., Гурман В. И., Букреев В. З. Новые методы вариационного исчисления в динамике полета. М.: Машиностроение, 1969 г.

5. Соколов Ю. Н. Компьютерный анализ и проектирование систем управления. Харьков: «ХАИ», 2005 г., 260 с.

6. Моделирование динамических систем в среде SIMULINK/Кортунов В. И, Дыбская И. Ю. — Харьков: ХАИ, 1999 г., 131 с.

7. Микропроцессоры: В 3 кн. Кн. 1: Архитектура и проектирование микро

ЭВМ.Организация вычислительных процессов / Под ред. Л. Н. Преснухина. — Мн.:Высшая школа, 1987. 8. Павлов В. А., Понырко С. А., Хованский Ю. М. Стабилизация летательныхаппаратов и автопилоты. М.: Высшая школа, 1964 г., 484 с.

9.Боднер В. А. Системы управления летательными аппаратами. Машиностроение, 1973 г.

10. Михайлов И. А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Машиностроение, 1987 г.

11. Бородин В. Т. Рыльский Г. И. Пилотажные комплексы и системы управления самолетов и вертолетов. Машиностроение, 1978.

12. Системы стабилизации летательных аппаратов. Вартанян В. М., Борушко Ю. М., Сысун А. И. — Харьков: ХАИ, 1989 г., 86 с.

13. Потемкин В. Г. Система Маtlab: справочное пособие. М: ДИАЛОГ-МИФИ, 1997 г., 350 с.

14. Байбородин Ю. В. и др. Бортовые системы управления полетом. Транспорт, 1975.

15. Гуськов Ю. П., Загайнов Г. И. Управление полетом самолетов. Машиностроение, 1980 г.

16. Шаталов А. С. и др. Летательные аппараты как объекты управления. Машиностроение, 1972 г.

17. Михайлов А. С. и др. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М.: Машиностроение, 1974 г.

18. Тангеев Ю. И. и др. Системы стабилизации. М.: Машиностроение, 1974 г.

19. Синяков А. Н., Шаймарданов Ф. А. Системы автоматического управления ЛА и их силовыми установками. М.: Машиностроение, 1987 г.

20. Заболотный В. А. Проектирование технологических процессов сборки электронных устройств приборов и систем управления летательных аппаратов. Харьков: ХАИ, 1997 г., 43 с. Приложение АОбщий вид самолета Ан-74−300ТКПриложение БМатематическая модель объекта управленияG=mg=186 200м/, где g=9.

8.;;;гдекг/;;;;;(1) (2)(3)