Решение задач оптимального управления с использованием математической системы MATLAB и пакета имитационного моделирования SIMULINK. Сивохин А.В - 243 стр.

UptoLike

ВУЗ: 

ПГУ | Пенза

Составители: 

Рубрика: 

243
траектории, связать с боковой составляющей вектора скорости центра масс
самолета:
dt
z
d
1
= Vsin(ψ - β) + U
z
, (11.37)
где z
1
— боковое отклонение от заданной траектории полета;
U
z
— составляющая скорости ветра по оси z.
11.2.6 Линеаризация уравнений бокового движения самолета
Полученные выше уравнения (11.36) и (11.37) бокового движения
являются нелинейными, поэтому непосредственное использование их для
анализа процессов в системах автоматического управления затруднительно.
Для упрощения задачи проведем линеаризацию этих уравнений,
предположив, что боковая сила Z и моменты крена М
х
и рысканья М
у
зависят от параметров режима полета. Опыт показывает, что боковая сила
Z зависит только от боковой составляющей скорости полета V
z
;
зависимостью силы Z от величин и
ω
x
,
ω
y
, б
э
и б
п
можно пренебречь.
Моменты М
х
и М
у
зависят от величин V
z
,
ω
x
,
ω
y
, б
э
и б
п
. Следует
заметить, что момент крена М
х
мало зависит от угла отклонения руля
поворота б
п
.
После ряда преобразований [17] получаем дифференциальные уравнения
бокового движения самолёта как управляемого процесса, которые
устанавливают связь между регулируемыми величинами γ, β,
ω
x
,
ω
y
и
регулирующими факторами б
э
и б
п
:
(p+n
11
)β + n
12
w'
x
+ n
13
w'
y
+n
14
γ = f
1
;
n
21
β + (p+n
22
)w'
x
+ n
23
w'
y
= -n
2э
б
э
+ f
2
; (11.38)
n
31
β + n
32
w'
x
+ (p+n
33
)w'
y
= -n
3э
- n
3п
б
п
+ f
3
;
n
42
w'
x
+ n
43
w'
y
+ p γ = 0, 
траектории, связать с боковой составляющей вектора скорости центра масс
самолета:

                            d z1
                                 = Vsin(ψ - β) + Uz ,                       (11.37)
                            dt
где z1— боковое отклонение от заданной траектории полета;
   Uz — составляющая скорости ветра по оси z.


       11.2.6 Линеаризация уравнений бокового движения самолета


  Полученные выше уравнения (11.36) и (11.37) бокового движения
являются нелинейными, поэтому непосредственное использование их для
анализа процессов в системах автоматического управления затруднительно.
Для   упрощения    задачи     проведем       линеаризацию        этих   уравнений,
предположив, что боковая сила Z и моменты крена Мх и рысканья Му
зависят от параметров режима полета. Опыт показывает, что боковая сила
Z зависит только от боковой составляющей скорости полета Vz;
зависимостью силы Z от величин и        ω x, ω y,   бэ и бп можно пренебречь.
Моменты Мх и Му зависят от величин Vz,              ω x, ω y,    бэ и бп. Следует
заметить, что момент крена Мх мало зависит от угла отклонения руля
поворота бп.
  После ряда преобразований [17] получаем дифференциальные уравнения
бокового    движения    самолёта     как     управляемого       процесса,   которые
устанавливают связь между регулируемыми величинами γ, β,                 ω x, ω y     и
регулирующими факторами бэ и бп:

                       (p+n11)β + n12w'x + n13w'y +n14γ = f1 ;

                       n21β + (p+n22)w'x + n23w'y = -n2э бэ + f2 ;           (11.38)

                  n31β + n32w'x + (p+n33)w'y = -n3э - n3п бп + f3 ;

                             n42w'x + n43w'y + p γ = 0,
                                       243

Страницы