Решение задач оптимального управления с использованием математической системы MATLAB и пакета имитационного моделирования SIMULINK. Сивохин А.В - 232 стр.

UptoLike

ВУЗ: 

ПГУ | Пенза

Составители: 

Рубрика: 

232
Самолет по отношению к вектору скорости полета обладает значительно
большей инерцией, чем по отношению к угловым координатам υ и α.
Поэтому в некоторых случаях в уравнениях (11.18) можно приближенно
положить v = 0, полагая, что за время изменения величин υ и α скорость
полета практически не изменится. Тогда вместо системы (11.18) можно
рассматривать систему, справедливую для горизонтального полета (θ
0
= 0) и
характеризующую угловые движения самолета:
(11.19)
(υ -α ) = n
22
α ;
(p
2
+n
33
p)υ +(n
0
p+n
32
)α= -n
в
δ
в
В этих уравнениях члены, характеризующие внешние возмущения, опущены.
Рис.11.5 – Структурные схемы самолета.
а – структурная схема самолета по углу атаки; б – структур-
ная схема самолета по углу тангажа.
Решая уравнения (11.19) относительно величин υ и α, и разделив эти величины
на б
в
, получим
)(
)(
21
2
22
cc
p
nn
pp
p
в
в
++
+−
=
δ
υ
,
(11.20)
)
-
21
2
cc
p
n
p
в
в
++
=
δ
α
,
где с
1
=n
0
+n
22
+n
33;
c
2
= n
32
+n
22
n
33 . 
  Самолет по отношению к вектору скорости полета обладает значительно
большей инерцией, чем по отношению к угловым координатам υ и α.
Поэтому в некоторых случаях в уравнениях (11.18) можно приближенно
положить v = 0, полагая, что за время изменения величин υ и α скорость
полета практически не изменится. Тогда вместо системы (11.18) можно
рассматривать систему, справедливую для горизонтального полета (θ0 = 0) и
характеризующую угловые движения самолета:

                                                                             (11.19)
                                (υ -α ) = n22α ;
                                (p2+n33p)υ +(n0p+n32)α= -nвδв
  В этих уравнениях члены, характеризующие внешние возмущения, опущены.




                   Рис.11.5 – Структурные схемы самолета.
            а – структурная схема самолета по углу атаки; б – структур-
                            ная схема самолета по углу тангажа.

  Решая уравнения (11.19) относительно величин υ и α, и разделив эти величины
на бв, получим
                            υ                − nв ( p + n 22)
                                        =                                ,
                           δ    в
                                                    2
                                            p ( p + c1 p + c 2)
                                                                                 (11.20)
                            α                           - nв
                                        =                            ,
                            δ       в       p
                                                2
                                                    + c1 p + c 2)


где с1=n0+n22+n33; c2= n32+n22n33 .
                                                               232

Страницы