Решение задач оптимального управления с использованием математической системы MATLAB и пакета имитационного моделирования SIMULINK. Сивохин А.В - 244 стр.

UptoLike

ВУЗ: 

ПГУ | Пенза

Составители: 

Рубрика: 

244
где w'
x
= τw
x
; w'
y
= τw
y
; τ =
SV
m
ρ
; f
1
, f
2
, f
3
- возмущения, действующие на
самолёт.
Коэффициенты n
ik
[17] зависят от размаха крыльев l, коэффициента боковой
силы cz, момента крена mx, момента рысканья my, а также коэффициентов
β
=
β
d
m
d
m
x
x
и
β
=
β
d
m
d
m
y
y
, характеризующие поперечную статическую
устойчивость самолёта и устойчивость пути или флюгерную устойчивость.
Если U
z
— боковой порыв ветра, ΔР — разность тяг двигателей,
расположенных по разные стороны от оси самолета, ΔG — изменение веса
самолета, вызывающее крен, то для возмущений f
1
, f
2
, f
3
можно написать
выражения
f
1
= pv
z
+
V
S
P
2
ρ
Δ
+ f'
1
;
f
2
=
l
l
V
S
G
2
2
ρ
Δ
+ f'
2
; (11.39)
f
3
=
l
l
V
S
P
3
2
ρ
Δ
+ f'
3
,
где l
2
— плечо момента крена;
l
3
— расстояние между двигателями, имеющими разные тяги;
f'
1
, f'
2
, f'
3
— возмущения, вызванные стрельбой из бортового оружия,
или возмущения от ударных волн, создаваемых взрывами снарядов
или пролетающими соседними самолетами;
v
z
= U
z
/V — относительная боковая составляющая ветра.
Если полет самолета горизонтален (υ = 0), то в безразмерной форме
ω
'
x
= pγ ;
ω
'
y
= pψ, (11.40)
следовательно, система (2.49) примет следующий вид: 
                                       m
где w'x = τwx; w'y = τwy; τ =             ; f1, f2, f3 - возмущения, действующие на
                                      ρSV
самолёт.

Коэффициенты nik [17] зависят от размаха крыльев l, коэффициента боковой
силы cz, момента крена mx, момента рысканья my, а также коэффициентов
        d mx                 d my
mβx =           и    mβy =        , характеризующие поперечную статическую
         dβ                   dβ
устойчивость самолёта и устойчивость пути или флюгерную устойчивость.

   Если Uz — боковой порыв ветра, ΔР — разность тяг двигателей,
расположенных по разные стороны от оси самолета, ΔG — изменение веса
самолета, вызывающее крен, то для возмущений f1, f2, f3 можно написать
выражения

                                   ΔP
                    f1 = pvz +           + f'1 ;
                                  ρS V 2

                            ΔG l2
                    f2 =            + f'2 ;                                 (11.39)
                           ρS V 2 l

                            ΔP l3
                    f3 =            + f'3,
                           ρS V 2 l

где     l2 — плечо момента крена;
        l3 — расстояние между двигателями, имеющими разные тяги;
        f'1, f'2, f'3 — возмущения, вызванные стрельбой из бортового оружия,
           или возмущения от ударных волн, создаваемых взрывами снарядов
           или пролетающими соседними самолетами;
        vz = Uz/V — относительная боковая составляющая ветра.
   Если полет самолета горизонтален (υ = 0), то в безразмерной форме

                                  ω 'x = pγ ; ω 'y = pψ,                    (11.40)

следовательно, система (2.49) примет следующий вид:
                                              244

Страницы