Xem mẫu
- NGHIÊN CỨU CHUYỂN ĐỘNG CỦA
T qs
KHÍ cô BAY ĐIỀU KHIỂN MỘT V& = g x + x 1 − C x (a)
m m
KÊNH TRÊN SƠ ĐỒ CẤU TRÚC
g (b) (1)
Ω z = Aα α + Aδ δ +
PGS.TS Tô Văn Dực V
Ths Nguyễn Văn Sơn g
Trung tâm KHKT & CNQS Ω y = Bβ β − (c)
V
ở đây
TÓM TẮT 1 α δ qs
Sơ đồ cấu trúc mô tả qúa trình hoạt động Aα = (T x1 + C y qs ), Aδ = C y ,
của khí cụ bay có vai trò quan trọng để nghiên mV mV
cứu, khảo sát chuyển động của khí cụ bay trong 1 β
Bβ = (T x1 + C z qs )
không gian. Bài báo phân tích các phương trình m
trạng thái chuyển động của khí cụ bay dưới tác Trong đó:
động của mô men điều khiển theo một kênh lái và V - Tốc độ bay, Txl - lực đẩy của động cơ theo
đưa ra sơ đồ cấu trúc. Cảm biến tốc độ góc xung trục Ox1, m - khối lượng khí cụ bay, Cx - hệ số
quanh tâm khối là một loại cảm biến đặc biệt lực cản, g – gia tốc của véc tơ tốc độ theo các trục
trong mạch phản hồi của sơ đồ cấu trúc này. OZ, OY, s - diện tích thiết diện đặc trưng, q - tốc
Những kết quả nghiên cứu chuyển động của khí áp. Điều khác so với điều khiển theo 2 kênh là
cụ bay điều khiển một kênh có phần tử cảm biến trong phương trình (1b) có thành phần góc lệch
tốc độ góc trong mạch phản hồi cũng được bài cánh lái δ.
báo đề cập đến. b. Phương trình trạng thái xác định
chuyển động của khí cụ bay một kênh
INVESTIGATION OF ONE-CHANNEL CONTROLLED FLIGHT quanh tâm khối.
VEHICLE ON THE STRUCTURAL SCHEMA
Như ở trên đã giả thiết rằng, các véc tơ
The structural schema of the flight vehicle has
lực đẩy thành phần Tyl = Tzl = 0 nên lực tác dụng
important role for the investigation of its
lên khí cụ bay làm thay đổi hướng bay chủ yếu do
demensinnal movment. The paper analyses the
các mômen lực khí động theo các trục Ox1, Oy1
diffrentinal equation which expresses the state of
và Oz1. Các đại lượng này được biểu diễn bởi
the movment of the flight vehicle by one-channel
công thức sau [1]:
controlled moment only and leads to its structural
schema. The sensor wich measures the angle
speed of one-channel controllrd flight vechile SρV 2
M x1 = m x1 l x1
around its mass center is special element on feed 2
back of this structural schema. The paper sρ V 2 (2)
presents the results of investigation about the the M y1 = m y1l y1 + M dky 1
2
movment of one-channel controlled flight vechile
sρ V 2
with the feed back on the ctructural schema. M z1 = m z1 l z1 + M dkz 1
2
1. ĐẶT VẤN ĐỀ
Đối với khí cụ bay điều khiển 2 kênh trong đó: mx1, my1, mz1 là các hệ số động
(máy bay, các tên lửa cỡ lớn…), phương trình học phụ thuộc vào số M = V/a, a - tốc độ âm
trạng thái của nó đã được trình bày trong nhiều tài thanh, Mdky1, Mdkz1 – các thành phần mô men điều
liệu và việc nghiên cứu chuyển động có điều khiển khí cụ bay chiếu xuống 2 trục Oy1 và Oz1
khiển của loại khí cụ bay này cũng đã được giải do cánh lái tạo ra.
quyết khá trọn vẹn. Song đối với khí cụ bay điều Đối với khí cụ bay điều khiển một kênh
khiển một kênh, vấn đề này vẫn chưa được các thì Mdky1, Mdkz1 được xác định theo biểu thức (3).
cường quốc quân sự công bố. Bài báo thiết lập
các phương trình trạng thái biểu diễn chuyển δ ρV 2
động của khí cụ bay điều khiển một kênh trên cơ M dk = −m p S δ max l sin ω x1tsign[u s (t ) + (3)
2
sở đó xây dựng sơ đồ cấu trúc, nghiên cứu quá
trình bay có điều khiển của khí cụ bay một kênh. + u d (t ) + u tt ]
2. XÂY DỰNG CÁC PHƯƠNG TRÌNH Ở đây: S - diện tích cánh lái, ρ - mật độ
TRẠNG THÁI VÀ SƠ ĐỒ CẤU TRÚC không khí, δmax – góc lệch cánh lái, us(t) – tín hiệu
a. Phương trình trạng thái xác định sai lệch, utt (t) – tín hiệu tuyến tính, ud(t) – tín hiệu
chuyển động của tâm khối khí cụ bay một kênh từ truyền cảm tốc độ góc.
Nếu coi các góc tấn, góc trượt α, β nhỏ Hàm số dấu của tổng 3 tín hiệu điều
và giả thiết các véc tơ lực đẩy thành phần Tyl = Tzl khiển cánh lái, ta có:
và vì cy = cαα + cδ δ , cz = c zβ β , ta nhận được
y y
U dk (t ) = U max sign [us (t ) + ud (t ) + utt ] (4)
hệ phương trình biểu diễn chuyển động của tâm Ở đây Umax – biên độ tín hiệu điều khiển
khối khí cụ bay như sau: [1,3]: và là hằng số. Lệnh điều khiển (4) có dạng như
- (hình1a) lsq , α& α& lsq ,
a z1
α
= − m z1
α
a z1 = − m z1
U dk
y1 M®k
J z1 ν 2
ρν 2
là các hệ số
5' q =
ϕ* 2
1 2 4' 5 1,4 2
c. Phương trình trạng thái xác định chuyển
t2 t4 t
ϕ t động có điều khiển của khí cụ bay một kênh
t1 t3 t5 trong không gian.
3 4',6
3 4 5' 6 5
& &
Khi các góc α, β và α ; β nhỏ theo
[1,2,3] ta có:
a b α = −ω x1 β + ω z 1 − Ω z
&
&
β = ω x1α + ω y1 − Ω y (7)
Hình 1 Ω X = ω x1 .
Xét trạng thái khí cụ bay trong hệ toạ độ Thay phương trình (1b, 1c) vào (7) ta có:
liên kết Ox1y1z1. Tại thời điểm t1 (vị trí 1) cánh lái
ở vị trí cực đại và quay theo khí cụ bay với tốc độ gy
α = −ω x1 β + ω z 1 − Aα α − Aδ δ l −
&
quay là ωx1. Khi quay tới điểm 2 (thời điểm t2) thì ν
udk đổi dấu làm cánh lái lật sang vị trí 3, tương tự β& = ω α + ω − Bβ β +
g z (8)
x1 y1
như thế cho tới thời điểm t5, khi đó khí cụ bay ν
quay đúng được 1 vòng xung quanh trục Ox1. Ω x = ω x1
Tương ứng với góc lệch cực đại của cánh lái, mô
men điều khiển được biểu diễn trên (hình 1b). Về Kết hợp các phương trình (1a), (6), (7),
giá trị, mô men này được xác định bằng phần diện (8) ta nhận được hệ phương trình mô tả chuyển
tích trùng nhau giữa 2 thời điểm 6 và 2. Đó chính động có điều khiển của khí cụ bay một kênh trong
là giá trị trung bình của nó trong một chu kỳ quay. không gian. Từ đó xây dựng được sơ đồ cấu trúc
1 δ ρν2
T
mô tả qu¸ tr×nh điều khiến khí cụ bay một kênh
MdkTB = − m p S lδmax∫ sinωx1tsignus (t) + (5)
[ như hình 2.
T 2 0
+ uï (t) + utt (t)]dt
β
aP+
1
1
trong đó: M dktb - mô men điều khiển trung bình 1
g/v
z
1 β
b1
trong một chu kỳ quay, T – chu kỳ quay của khí ω
y T1P 1
y + B+
βP
cụ bay quanh trục dọc. z1
Giá trị M dktb được biểu diễn bởi véc tơ ω α
v y1
M trên (hình 1b) hợp với trục Oz1 một góc ϕ (ϕ - bz1
ω
x1
góc lệch pha).
g/v
Thay biểu thức (5) vào (2) và theo [3] ta y
nhận được hệ phương trình vi phân xác định 1 1 α
-K5
chuyển động của khí cụ bay quanh tâm khối theo sinω
U 2 x1t T1P 1
z + A+
αP
0t
các trục Ox1, Oy1 và Oz1 như sau: U (ωt+ )
sin x1 ϕ
0 δp β
sig(u+ T u)
n v u+ D α
aP+ 1
a
1
ωx1
ωx1 +ax1 ωx1 = −aδ0δ0
& ω
y1
t
&
ωy1 +ay1ω ωy1 +ax1z1ωx1ωz1 = −ay1ββ −ay1ββ +
& y1 & δ0 -K0
sin
ω
sin x1t
T1P 1 ω
x + x1
ω ω1c sωt
y o x
+ Mdktbsinϕ
1
(6) z1
Ky1z1 (ω1t+)
ω sin x q
ω1t
x oω
c s x1t ωc s x1t
z o
1
ω
cs
o K
ωz1 α α
ωz1 +az1 ωz1 +a ω ω = −az1 α −az1 −aδδp +
g
y1 &
& x1 x1 y1
ϕ
+ Mdktbcos
l x1sq
ởđây: aδo = −mδ0 x1 ,a ω x1
= − m x1
ω x1 l x1 sq , Hình 2
J x1 x1 J x1ν
(J − J ) , y1 ( J y 1 − J x1 ) , 3. MÔ PHỎNG, KHẢO SÁT CÁC
a x1
z1
= −
x1 y1
a x1 = −
J y1
J z1 THAM SỐ CHUYỂN ĐỘNG CỦA KHÍ CỤ
BAY ĐIỀU KHIỂN MỘT KÊNH
β& β& lsq
a y1
β
= −m
β lsq , a y1 = − m y1 , Trên cơ sở sơ đồ cấu trúc (hình 2, mô
y1
J y1 ν2
phỏng, khảo sát các tham sè ®Æc tr−ng cho
a y1
ω y
= −m
ω y1
l 2 sq , ω ω
a z1 z1 = − m z1 z1
l 2 sq , quá trình điều khiển: góc tấn α, góc trượt β
y1
J y 1ν J z 1ν
- và tín hiệu phản hồi từ truyền cảm tốc độ góc
(u d ). Kết quả khảo sát các trường hợp điển
Đồ thị mô phỏng các tham số α, β, u d hình trên đều phù hợp với nguyên tắc chung
trong các trường hợp điển hình được thể hiện điều khiển khí cụ bay trong không gian, song
như (hình 3). chúng ta thấy đối với khí cụ bay một kênh
- Trường hợp khi góc lệch pha (ϕ = góc tÊn vµ gãc tr−ît lu«n dao ®éng víi tÇn sè
0) thì góc tấn α khác không, góc trượt β bằng b»ng tần số quay của khí cụ bay quanh trục
không (hình 3a, 3b), khí cụ bay chỉ chuyển dọc. Điều này dẫn đến các khí cụ bay điều
động trong mặt phẳng nằm ngang. khiển một kênh sẽ phải chịu các lực tác động
- Trường hợp khi góc lệch pha (ϕ = cơ học lớn hơn rất nhiều so với các khí cụ
bay điều khiển theo 2 kênh, nhưng triệt tiêu
90 0 ) thì góc tấn α bằng không, góc trượt β
khác không (hình 3c, 3d), khí cụ bay chỉ được ảnh hưởng của góc kren γ trong điều
chuyển động trong mặt phẳng nằm ngang. khiển, do đó có khả năng cơ động sẽ tốt hơn.
Chính vì vậy điều khiển theo một kênh chỉ
- Trường hợp khi góc lệch pha bất kỳ
được ứng dụng đối với các khí cụ bay cỡ nhỏ.
(giả sử ϕ = 35 0 ) thì góc tấn α và góc trượt β
Kết quả khảo sát còn đề cập đến tín hiệu
đều khác không (hình 3e, 3f), khí cụ bay cơ
cảm ứng tốc độ góc quay của khí cụ bay quanh
động trong cả hai mặt phẳng đứng và ngang.
các trục Oy1, Oz1 (ud). Chúng ta thấy biên độ tín
hiệu này phụ thuộc vào các góc α và β, tần số
bằng tần số quay của khí cụ bay quanh trục dọc
Ox1. Đây là tín hiệu phản hồi được đưa về khối
lập lệnh điều khiển nhằm làm giảm dao động lắc
của khí cụ bay quanh tâm khối. Trên hình (3g, 3h)
biểu diễn dạng tín hiệu thu được từ truyền cảm
tốc độ góc.
a KẾT LUẬN
b
Đối với khí cụ bay điều khiển một kênh,
lượng điều khiển không phụ thuộc vào biên độ tín
hiệu điều khiển mà phụ thuộc vào độ rộng xung
điều khiển ở mỗi chu kỳ quay. Do trong quá trình
điều khiển, khí cụ bay luôn quay quanh trục dọc
nên sẽ xuất hiện hiệu ứng con quay và đan chéo
theo hai phương thẳng đứng và nằm ngang. Hiệu
c d ứng này không có lợi sẽ làm giảm hiệu quả điều
khiển, nhưng không thể triệt tiêu được. Để làm
giảm hiệu ứng này, phải đưa vào hệ thống điều
khiển khí cụ bay một kênh tín hiệu phản hồi từ
cảm biến tốc độ góc.
TÀI LIỆU THAM KHẢO
e f
1.К а з а к о в И .Е. П р о е к т и р о в а н и е
с и с т е м ы у п р а в л е н и я ракет В В И А
и м п р о ф. Н.Е. Ж у к о в с к о г о 1973
2..П у г а ч ё в В. С. С и с т е м ы у п р а в
ления и динамика полета ракет
ы. В В И А и м. п р о ф. Н Е Ж у к о в с к о г
о 1965.
g
h 3.Tô Văn Dực. Nghiên cứu quá trình chuyển
Hình 3 động của tên lửa điều khiển một rãnh. Tạp chí
KHKT Học viện kỹ thuật quân sự. 1991.
4.Tô Văn Dực, Nguyễn Văn Sơn. Phân tích
quá trình lập lệnh điều khiển của thiết bị bay điều
khiển một kênh. Hội nghị KH lần thứ 13 Học viện
kỹ thuật quân sự.1, Điện-Tự động điều khiển. Hà
Nội 10/2001
nguon tai.lieu . vn
