39644

СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

Книга

Астрономия и авиация

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА №1 €œИзучение и исследование свойств самолета как объекта управления в продольном движении€. Цель работы Целью работы является изучение и исследование свойств самолета как объекта управления в продольном движении методом математического моделирования а также изучение характера возмущенного движения самолета на управляющие и возмущающие воздействия. Экспериментальное исследование свойств самолета в продольном движении. Исходным материалом для подготовки к лабораторной работе являются значения коэффициентов...

Русский

2013-10-08

425.42 KB

52 чел.

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

_______________________________________________________________

А.А. Гусев     А.Г. Демченко

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

к лабораторным работам

ПО ДИСЦИПЛИНЕ

«СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ»

Для студентов IV курса специальности 160903

всех форм обучения

Москва – 2011

 

ФЕДЕРАЛЬНОЕ    АГЕНТСТВО   ВОЗДУШНОГО  ТРАНСПОРТА

ФЕДЕРАЛЬНОЕ  ГОСУДАРСТВЕННОЕ  ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ  

  УЧРЕЖДЕНИЕ  ВЫСШЕГО  ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО  ОБРАЗОВАНИЯ

МОСКОВСКИЙ  ГОСУДАРСТВЕННЫЙ  ТЕХНИЧЕСКИЙ  УНИВЕРСИТЕТ

     ГРАЖДАНСКОЙ  АВИАЦИИ

________________________________________________________________

Кафедра технической эксплуатации

авиационных электросистем и

пилотажно-навигационных комплексов

А.А. Гусев     А.Г. Демченко

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

к лабораторным работам

ПО ДИСЦИПЛИНЕ

«СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ»

Для студентов IV курса специальности 160903

всех форм обучения

Москва – 2011

Данные методические указания издаются в соответствии с учебной программой дисциплины «Системы автоматического управления полетом» для студентов IV курса специальности 160903 всех форм обучения

Рассмотрены и одобрены на заседании кафедры «ТЭАЭС и ПНК»  №_ от ______ г.  и методического совета по специальности 160903  №_ от ____ г.

Рецензент профессор Константинов В.Д.

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА  №1

“Изучение и исследование свойств самолета как объекта управления, в продольном движении”.

Цель работы

Целью работы является изучение и исследование свойств самолета  как объекта управления в продольном движении методом математического моделирования, а также изучение характера возмущенного движения самолета на управляющие и возмущающие воздействия.

Программа работы

1. Знакомство с основными теоретическими положениями, подготовка исходных данных для выполнения лабораторной работы.

2. Знакомство с персональным компьютером и программой SamSim.

3. Экспериментальное исследование свойств самолета в продольном движении.

4. Анализ полученных результатов, выводы.

5. Оформление отчета.

1. Знакомство с основными теоретическими положениями, подготовка исходных данных для выполнения лабораторной работы.

Данный пункт программы лабораторной работы полностью  основывается на материалах контрольной работы выполненной студентами заочной формы обучения по дисциплине “Системы автоматического управления полетом” и не нуждается в дополнительной подготовке к выполнению лабораторной работы.

Студентам дневной формы обучения целесообразно проработать представленный ниже материал и подготовить необходимые данные для выполнения лабораторной работы.

Исходным материалом для подготовки к лабораторной работе являются значения коэффициентов математической модели самолета, рассчитанные на основе весовых, аэродинамических и геометрических характеристик самолета ТУ-154. Исходные данные представлены в таблице 1. Номер задания выдается преподавателем при проведении лабораторной работы.

Табдица 1

задания

Значения коэффициентов математической модели самолета

1

0,8

0,18

3,4

-10

1,9

0,9

0,03

0,17

2,9

0,03

0,3

5,2

2

0,7

0,15

2,4

5

1,3

0,6

0,06

0,17

0,5

0,01

0,6

4,9

3

0,6

0,17

3,6

-10

1,7

0,8

0,03

0,17

1,8

0,02

0,3

5,1

4

0,5

0,19

2,9

-6

1,6

0,7

0,03

0,17

2,2

0,02

0,4

5,2

5

0,4

0,16

2,2

1

1,5

0,5

0,04

0,17

1,5

0,03

0,5

5,0

                             

ОСНОВНЫЕ ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ СВЕДЕНИЯ

Математическая модель продольного движения самолета представляет систему дифференциальных уравнений.

Система линеаризованных дифференциальных уравнений, записанных в символической форме при нулевых начальных условиях, описывающих продольное возмущенное движение самолета в связанной системе координат имеет вид (1-1) *):

(1-1)

В системе уравнений (1-1) приняты следующие  обозначения:

р - символ дифференцирования;

V - приращение воздушной скорости - м/с;

- приращение угла атаки - град;

- приращение угла тангажа - град;

- приращение угла отклонения руля высоты - град;

- приращение угла отклонения рукоятки управления двигателем - град;

- приращение угла между вектором воздушной скорости и вектором путевой скорости, обусловленное действием вертикальной составляющей ветра - град;

- приращение угла между вектором воздушной скорости и вектором путевой скорости, обусловленное действием горизонтальной составляющей ветра - град;

- приращение возмущающего момента относительно оси ,OZ связанной системы координат - кГ м;

- коэффициенты линеаризованных уравнений системы (1-1)  

*) - здесь и в дальнейшем знак вариации “ “ опущен.

Свойства самолета, как объекта управления, определяют три типа взаимосвязанных характеристик:

- характеристики устойчивости;

- характеристики управляемости;

- характеристики маневренности.

Устойчивость свободного самолета

Под устойчивостью движения свободного самолета понимается его способность сохранять исходный режим полета по окончании действия внешних возмущений.

Устойчивость возмущенного движения свободного самолета представляет собой  одну из важнейших характеристик самолета, т.к.  она во многом определяет условия работы летчика на самолете, а также сложность устанавливаемых на самолете систем автоматического управления.

Устойчивость продольного возмущенного движения самолета

Характеристическое уравнение системы (1-1) имеет вид:

  ,                     (1-2)

где:    ,

 ,

,

,

.

Коэффициенты характеристического уравнения действительные, поэтому его корни будут либо действительные, либо попарно комплексно-сопряженные. Исследования показывают что, как правило, для самолетов характеристическое уравнение (1-2) имеет две пары комплексно-сопряженных корней, существенно отличающихся по модулю. Такое свойство распределения корней дает возможность раздельного исследования возмущенного движения самолета, соответствующего паре больших по модулю корней (короткопериодическое движение самолета) и паре малых по модулю корней (длиннопериодическое движению самолета).

 

Устойчивость короткопериодического движения самолета

Система уравнений, описывающая короткопериодическое движение самолета, полученная из системы (1-1) имеет вид:

                (1-3)

Условием выделения из системы (1-1) уравнений короткопериодического движения самолета является пренебрежение приращением скорости движения самолета  , а также исключением уравнения сил в проекциях на ось ОХ.

Причиной возникновения короткопериодического движения самолета является нарушение равновесия моментов действующих на самолет относительно поперечной оси ОZ.

Характеристическое уравнение системы (1-3) имеет вид:

,                                          (1-4)

        где:

,

,

         .

Нулевой корень характеристического уравнения указывает на нейтральность самолета по углу тангажа в короткопериодическом движении самолета и не оказывает влияния на устойчивость этого движения.

Условием устойчивости короткопериодического движения самолета является выполнение требований:

.                                           (1-5)

Анализ выражений, определяющих  и  , указывает, что условие выполняется всегда. Условие выполнимо только в случае . Знак указанного коэффициента и его величина определяется загрузкой самолета и зависит от взаимного расположения центра масс и фокуса самолета по углу атаки.

Устойчивость короткопериодического возмущенного движения рассматривается обычно как устойчивость по перегрузке. Вариация угла атаки и нормальной перегрузки связаны соотношением:

.                                                     (1-6)

Устойчивость длиннопериодического движения самолета

Система уравнений, описывающая длиннопериодическое движение свободного самолета, полученная из системы (1-1) имеет вид:

                                                   (1-7)

 

Условием выделения из системы (1-1) уравнений длиннопериодического движения самолета является замена уравнения моментов балансировочным соотношением вида:

                              (1-8)

Это следует из того что после окончания короткопериодического движения самолета практически устанавливается равновесие моментов относительно поперечной оси и сохраняется в процессе длиннопериодического движения.

Причиной возникновения длиннопериодического движения самолета является нарушение равновесия сил действующих на самолет.

Характеристическое уравнение системы (1-7) имеет вид:

,                                                    (1-9)                                         где:

,

,

.

Необходимым и достаточным условием устойчивости системы (1-7) является выполнение неравенств

, .                                                                      (1-10)

Устойчивость длиннопериодического возмущенного движения нередко рассматривают как устойчивость по скорости, являющейся определяющим параметром в длиннопериодическом движении самолета.

Устойчивое длиннопериодическое движение, как правило, имеет колебательный характер, относительный коэффициент затухания которого равен:

                                                                      (1-11)

и обычно не превышает  значения 0,1. Для этого вида движения характерно небольшое значение собственной частоты колебаний:

                                                                     (1-12)

и соответственно достаточно большое, порядка 100-150 с, значение периода затухающих колебаний определяемое выражением:

.                                                           (1-13)

Порядок анализа характеристик устойчивости продольного движения

1. Рассчитать для (1-2) коэффициенты характеристического уравнения и используя один из критериев устойчивости оценить устойчивость продольного движения самолета.

2. Рассчитать для (1-4) значения и и оценить устойчивость короткопериодического движения самолета.

  1.  Рассчитать для (1-9) значения и и оценить устойчивость самолета по скорости. Рассчитать по выражениям (1-11) и (1-13) значения и .

Управляемость самолета

Под управляемостью самолета понимают его способность изменять параметры своего движения при приложении летчиком управляющих воздействий и характер изменений этих параметров.

По существу управляемость самолета определяет связь между входным воздействием летчика на рычаги управления самолета и выходной реакцией последнего на эти воздействия.

Из сказанного следует, что характеристики управляемости можно получить из рассмотрения соответствующих передаточных функций, определяющих связь между входом и выходом самолета.

Передаточная функция любого динамического звена определяется динамическими и статическими характеристиками, поэтому показатели управляемости также условно подразделяются на статические и динамические.

К динамическим показателям управляемости относят те параметры передаточной функции самолета, которые определяют характер переходного процесса.

К статическим показателям управляемости относят коэффициенты усиления передаточной функции.

Совокупность статических и динамических показателей управляемости и определяют самолет с точки зрения его управляемости.

Показатели управляемости продольного движения

Одним из наиболее важных параметров, определяющих характеристики продольной управляемости, является приращение нормальной перегрузки (1-6).

Передаточные функции короткопериодического движения самолета, связывающего приращение нормальной перегрузки с приращением усилия, приложенного к штурвальной колонке  и приращением ее перемещения  имеют вид:

,                                                 (1-14)

 ,                                       (1-15)

где:  

,

.

К динамическим показателям продольной управляемости относятся:

- собственная частота короткопериодического движения самолета:

,                                                                                (1-16)

- относительный коэффициент затухания короткопериодического возмущенного движения:

.                                                                      (1-17)

Собственная частота короткопериодического возмущенного движения определяет время реакции самолета по перегрузке на единичное отклонение руля высоты.

Для современных дозвуковых самолетов

.

Относительный коэффициент полностью определяет вид переходного процесса.

Для современных самолетов .

Для обеспечения приемлемых характеристик управляемости самолета и должны иметь вполне определенные значения.

Считается, что чем больше и чем ближе к значению 0,7, тем меньше время выхода самолета на заданную перегрузку и тем он лучше в управлении. Однако величина ограничена сверху динамическими свойствами летчика, проявляющимися в запаздывании действий при парировании колебаний самолета с большим значением . В [1] приведены области значений и , при которых управляемость самолета оценивалась летчиком как хорошая или как плохая.

На рис. 1 приведены области оценки управляемости для тяжелых самолетов.

Рис. 1. Области оценки продольной управляемости

К статическим характеристикам продольной управляемости относятся:

- градиент усилия по перегрузке

,                                                 (1-18)

- градиент перемещения по перегрузке

,                                                 (1-19)

Потребные для ручного управления значения  и  определены ЕНЛГС.

Порядок анализа характеристик управляемости продольного движения самолета.

Рассчитать динамические , и статические , показатели управляемости. Используя области оценки управляемости по параметрам и и потребные значения  и  сделать вывод по управляемости самолета.

 

2. Знакомство с персональным компьютером

и программой  SamSim”. 

Лабораторная работа выполняется на персональном компьютере. любой конфигурации. Методика работы на компьютере с программой SamSimизложена в приложении 2.

3.  Экспериментальное исследование  свойств самолета

в продольном движении.

В экспериментальной части лабораторной работы необходимо получить серии графиков переходных процессов самолета по полной (1-1) и упрощенной (1-3) моделям самолета, а также провести исследование влияния коэффициентов математической модели (1-3) на характер движения самолета в соответствии с заданием на экспериментальную часть.

Исходными данными для проведения экспериментальной части лабораторной работы являются передаточные функции продольного движения самолета.

 Методика определения передаточных функций самолета приведена в приложении 1.

Для проведения моделирования студентам необходимо определить:

1. Передаточные функции, полученные по полной модели продольного движения самолета, система (1-1):

2. Передаточные функции, полученные по уравнениям модели короткопериодического движения самолета, система (1-3):

ЗАДАНИЕ:

Провести моделирование продольного движения самолета по указанным передаточным функциям и получить серии переходных процессов по выходным параметрам самолета . В качестве входного сигнала использовать единичные ступенчатые воздействия .

В процессе моделирования передаточной функции по уравнениям короткопериодического движения самолета, оценить влияние коэффициентов и на динамические и статические показатели переходного процесса .

4. Анализ полученных результатов, выводы.

Анализ полученных результатов включает в себя описание полученных при моделировании переходных процессов, сравнение результатов расчетов, выполненных в пункте 1, с результатами, полученными при моделировании, выводы о влиянии и на динамические и статические показатели переходного процесса .

5. Оформление отчета.

Отчет по работе оформляется на отдельных листах формата А4 или в обычной ученической тетради. В отчете должны быть указаны:

  1.  наименование работы,
  2.  цель работы,
  3.  уравнения продольного движения самолета (полные и упрощенные),
  4.  показатели динамической и статической управляемости самолета,
  5.  передаточные функции самолета и выполненные по ним серии переходных  процессов.

Вопросы для самопроверки.

  1.  Как получены уравнения продольного движения самолета?
  2.  Каковы условия выделения уравнений короткопериодического движения (КПД) самолета из полной модели продольного движения?
  3.  Каковы условия выделения уравнений длиннопериодическоко движения (ДПД) возникновения КПД самолета из полной модели продольного движения?
  4.  Какова причина возникновения КПД?
  5.  Какова причина возникновения ДПД?
  6.  Каковы условия устойчивости самолета в КПД?
  7.  Каковы условия устойчивости самолета в ДПД?
  8.  От чего зависит коэффициент устойчивости самолета по перегрузке?
  9.  Назовите динамические показатели продольной управляемости?
  10.  Назовите статические показатели продольной управляемости.
  11.  Определите по заданию преподавателя установившееся значение параметров продольного движения самолета при  заданном единичном входном сигнале.

Литература.

  1.  Михалев И.А. и др., Системы автоматического управления самолетом, издательство «Машиностроение», 1971.
  2.  Воробьев В.Г, Кузнецов С.В. Автоматическое управление полетом самолетов. Транспорт, 1995.

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА №2

“Изучение и исследование свойств самолета, как объекта управления, в боковом движении”.

Цель работы

Целью работы является изучение и исследование свойств самолета, как объекта управления, в боковом движении методом математического моделирования, а также изучение характера возмущенного движения самолета на управляющие и возмущающие воздействия.

Программа работы

1.Знакомство с основными теоретическими положениями, подготовка

   исходных данных для выполнения лабораторной работы.

2.Знакомство с персональным компьютером и программой SamSim. 

3.Экспериментальное исследовани свойств самолета в боковом движении

4.Анализ полученных результатов, выводы.

5.Оформление отчета.

1.Знакомство с основными теоретическими положениями, подготовка  исходных данных для выполнения лабораторной работы.

Данный пункт программы лабораторной работы полностью основывается на материалах контрольной работы выполненной студентами заочной формы обучения по дисциплине “Системы автоматического управления полетом” и не нуждается в дополнительной подготовке к выполнению лабораторной работы.

 Студентам дневной формы обучения целесообразно проработать представленный ниже материал и подготовить необходимые данные для выполнения лабораторной работы.

Исходным материалом для подготовки к лабораторной работе являются значения коэффициентов математической модели самолета, рассчитанные на основе весовых, аэродинамических и геометрических характеристик самолета ТУ-154. Исходные данные представлены в таблице 2. Номер задания выдается преподавателем при проведении лабораторной работы.

Таблица 2

задания

Значения коэффициентов математической модели самолета

1

0,15

1,22

0,17

6,9

0,53

0,25

0,98

1,62

1,3

0,09

0,04

5,2

2

0,09

0,99

0,11

7,4

0,39

0,44

0,57

0,95

1,1

0,09

0,04

4,9

3

0,17

1,60

0,22

7,8

0,68

0,32

1,41

2,45

2,3

0,19

0,05

5,1

4

0,19

1,40

0,16

7,3

0,50

0,65

0,84

1,33

1,6

0,10

0,04

5,2

5

0,10

1,30

0,15

7,0

0,43

0,57

0,93

1,48

1,4

0,13

0,06

5,0

                              

              

ОСНОВНЫЕ ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ СВЕДЕНИЯ

Математическая модель бокового движения самолета представляет систему дифференциальных уравнений.

Система линеаризованных дифференциальных уравнений, записанных в символической форме при нулевых начальных условиях, описывающих боковое возмущенное движение самолета в связанной системе координат имеет вид (2-1) *):

             (2-1)

В системе уравнений (2-1) приняты следующие обозначения:

p - символ дифференцирования;

- приращение угла рыскания - град;

 - приращение угла крена - град;

 - приращение угла скольжения - град;

 - приращение угла отклонения руля направления - град;

 - приращение угла отклонения элеронов - град;

- приращение возмущающих моментов соответственно относительно осей OX,OY,OZ связанной системы координат - кГ м;

- коэффициенты линеаризованных уравнений системы (2-1).

*) - здесь и в дальнейшем знак вариации “ “ опущен.

 

Свойства самолета, как объекта управления, определяют три типа взаимосвязанных характеристик:

- характеристики устойчивости;

- характеристики управляемости;

- характеристики маневренности.

Устойчивость свободного самолета

Под устойчивостью движения свободного самолета понимается его способность сохранять исходный режим полета по окончании действия внешних возмущений.

Устойчивость возмущенного движения свободного самолета представляет собой одну из важнейших характеристик самолета, т.к. она во многом определяет условия работы летчика на самолете, а также сложность устанавливаемых на самолете систем автоматического управления.

Устойчивость бокового возмущенного движения самолета

Характеристическое уравнение системы (2-1) имеет вид:

 ,                      (2-2)

где:   ,

;

.

 

Характеристическое уравнение полной модели бокового движения самолета имеет пятый порядок. Решение этого уравнения дает пять корней. Один корень нулевой, два комплексно-сопряженных и два действительных корня, причем один действительный корень “большой”, а другой “малый” по абсолютной величине.

Нулевой корень, , указывает на нейтральность самолета по углу рыскания.

Малый действительный корень характеризует устойчивость спирального движения самолета. Определяется выражением  . Для спирально устойчивого самолета .

Пара комплексно - сопряженных корней характеризует устойчивость

колебательного движения происходящего по углам скольжения и рыскания. Приближенно определяется выражением

 

где:

 ,

.

Большой действительный корень характеристического уравнения характеризует устойчивость кренового движения самолета. Определяется выражением .

Для устойчивого в боковом движении самолета необходимо и достаточно выполнение условий:

                                             (2-3)

.

При определенных допущениях (небольшие вариации самолета по углу крену и пренебрежение в связи с этим перекрестными моментами  полную модель бокового движения самолета можно представить более простыми моделями.

Модель движения “рыскания-скольжения”:

                                        (2-4)

Модель движения “чистый крен”:

.                                 (2-5)

 

Характеристическое уравнение системы (2-4) имеет вид:

,                                           (2-6)

где:  ,

,

.

 

Условия устойчивости движения “рыскания-скольжения” сводится к выполнению неравенства:

и                                            (2-7)

Анализ выражений, определяющих и показывает, что условие выполняется всегда. Условие выполнимо только в случае . Знак указанного коэффициента и его величина определяется загрузкой самолета и зависит от взаимного расположения центра масс и фокуса самолета по углу скольжения.

Что касается исследования на устойчивость модели (2-5), то здесь можно сказать, что в диапазоне эксплуатационных высот и скоростей, устойчивость определяется знаком коэффициента который всегда больше нуля, что указывает на устойчивость этого вида движения.

Порядок анализа характеристик устойчивости бокового движения самолета и оценки влияния  числа Маха полета на характеристики устойчивости.

1. Рассчитать для (2-2) коэффициенты характеристического уравнения полной модели бокового движения самолета и, используя (2-3), оценить устойчивость полной модели бокового движения самолета.

2. Рассчитать для (2-6) значения и . По полученным результатам  оценить устойчивость движения “рыскания-скольжения”.

   

Управляемость самолета

Под управляемостью самолета понимают его способность изменять параметры своего движения при приложении летчиком управляющих воздействий и характер изменений этих параметров.

По существу управляемость самолета определяет связь между входным воздействием летчика на рычаги управления самолета и выходной реакцией последнего на эти воздействия.

Из сказанного следует, что характеристики управляемости можно получить из рассмотрения соответствующих передаточных функций, определяющих связь между входом и выходом самолета.

Передаточная функция любого динамического звена определяется динамическими и статическими характеристиками, поэтому показатели управляемости также условно подразделяются на статические и динамические.

К динамическим показателям управляемости относят те параметры передаточной функции самолета, которые определяют характер переходного процесса.

К статическим показателям управляемости относят коэффициенты усиления передаточной функции.

Совокупность статических и динамических показателей управляемости и определяют самолет с точки зрения его управляемости.

 

Показатели управляемости бокового движения.

Показатели управляемости в боковом движении определяются на основе рассмотрения упрощенных моделей движений самолета, описываемых выражениями (2-4) и (2-5).

При исследовании вопросов боковой управляемости в основном используют следующие передаточные функции, полученные из (2-4) и (2-5):

,                                          (2-8)

,                                         (2-9)

,                                          (2-10)

.                                         (2-11)

где:

,

,

,

.

К динамическим показателям боковой управляемости относятся:

- собственная частота колебаний:

,                                                                       (2-12)

 - относительный коэффициент затухания:

,                                                            (2-13)

- постоянная времени в движении крена:

.                                                             (2-14)

Собственная частота возмущенного движения самолета по углу скольжения при нулевом угле крена определяет время реакции самолета по углу скольжения на единичное отклонение руля направления.

Для современных самолетов

Относительный коэффициент затухания возмущенного движения самолета по углу скольжения при нулевом крене  полностью определяет вид переходного процесса.

Для современных самолетов

Постоянная времени угловой скорости крена при нулевом угле скольжения определяет время установления крена при единичном отклонении элеронов.

Для современных самолетов

 

Для обеспечения  приемлемых  характеристик  управляемости самолета , , должны находиться в определенных областях.

На рис. 2 приведена область оценки боковой управляемости самолета.

Рис. 2. Области оценки боковой  управляемости

Боковая управляемость по параметру считается удовлетворительной, если

К статическим характеристикам боковой управляемости относятся:

- градиент перемещения педалей по углу скольжения:

,                                                            (2-15)

 

- градиент усилия на педалях по углу скольжения:

,                                                            (2-16)

- градиент усилия на штурвале по угловой скорости крена

                                                                      (2-17)

- градиент перемещения штурвала по угловой скорости крена

                                                           (2-18)

 

Анализ выражений (2-12)-(2-18) позволяет провести исследование влияния режима полета, геометрических и весовых характеристик самолета на статические показатели боковой управляемости.

Потребные для ручного управления значения определяются требованиями изложенными в ЕНЛГС.

Порядок анализа характеристик управляемости бокового движения самолета и оценки влияния числа Маха полета на характеристики управляемости

Рассчитать динамические , ,  и статические показатели управляемости. Используя области оценки управляемости по параметрам  сделать вывод по управляемости самолета.

2. Знакомство с персональным компьютером

и программой  SamSim”. 

        Лабораторная работа выполняется на  персональном компьютере. любой конфигурации. Методика работы на компьютере с программой SamSimизложена в приложении 2.

3.  Экспериментальное исследование  свойств самолета

в боковом движении.

В экспериментальной части лабораторной работы необходимо получить серии графиков переходных процессов самолета по полной (2-1) и упрощенным (2-4) и (2-5) моделям движения самолета, а также провести исследование влияния коэффициентов математической модели (2-4) на характер движения самолета в соответствии с заданием на экспериментальную часть.

Исходными данными для проведения экспериментальной части лабораторной работы являются передаточные функции бокового движения самолета.

Методика определения передаточных функций самолета приведена в приложении 1.

Для проведения моделирования студентам необходимо определить:

1. Передаточные функции, полученные по полной модели бокового движения самолета (2-1):

2.Передаточные функции, полученные по уравнениям упрощенных моделей (2-4) и (2-5) бокового движения самолета:

ЗАДАНИЕ:

Провести моделирование продольного движения самолета по указанным передаточным функциям и получить серии переходных процессов по выходным параметрам самолета . В качестве входного сигнала использовать единичные ступенчатые воздействия  .

В процессе моделирования передаточной функции по упрощенной модели движения самолета «рыскание - скольжения», оценить влияние коэффициентов   и    на динамические и статические показатели  переходного процесса  .

В процессе моделирования передаточной функции по упрощенной модели движения самолета «чистый крен», оценить влияние коэффициента и на динамические и статические показатели  переходного процесса .

4. Анализ полученных результатов, выводы

Анализ полученных результатов включает в себя описание полученных при моделировании переходных процессов, сравнение результатов теоретических расчетов, выполненных в пункте 1, с результатами полученными при моделировании, выводы о влиянии , и на динамические и статические  показатели переходных процессов и .

5. Оформление отчета.

Отчет по работе оформляется на отдельных листах формата А4 или в обычной ученической тетради. В отчете должны быть указаны:    

  1.  наименование работы,
  2.  цель работы,
  3.  уравнения бокового движения самолета (полные и упрощенные),
  4.  показатели динамической и статической управляемости самолета,
  5.  передаточные функции самолета и серии переходных процессов.

Вопросы для самопроверки

  1.  Как получены уравнения бокового движения самолета?
  2.  Каковы условия выделения уравнений движения “рыскания-скольжения” и движения “крена” из полной модели бокового движения самолета?
  3.  Каковы условия устойчивости модели “рыскания-скольжения” самолета?
  4.  Каковы условия устойчивости модели “крена” самолета?
  5.  Назовите динамические показатели боковой управляемости?
  6.  Назовите статические показатели боковой управляемости?
  7.  Определите по заданию преподавателя установившееся значение параметров бокового движения самолета при заданном единичном входном сигнале?

Литература.

  1.  Михалев И.А. и др., Системы автоматического управления самолетом, издательство «Машиностроение», 1971.
  2.  Воробьев В.Г, Кузнецов С.В. Автоматическое управление полетом самолетов. Транспорт, 1995.

   

ПРИЛОЖЕНИЕ 1

Методика определения передаточных функций самолета

Для проведения экспериментального исследования свойств самолета и изучения характера движения самолета при управляющих и возмущающих воздействиях необходимо иметь передаточные функции самолета.

По определению, передаточной функцией называется отношение операторного изображения выходного параметра объекта управления к операторному изображению входного параметра т.е.:

.

Выходными параметрами характеризующими продольное движение самолета являются , а входными .

Методику определения передаточных функций рассмотрим на конкретном примере.

Пусть необходимо определить передаточную функцию для полной модели самолета. Исходными данными для решения поставленной задачи будут являться система дифференциальных уравнений (1-1), а также численные значения коэффициентов, входящих в систему.

Тогда, передаточная функция будет определена как отношение двух матриц составленных из коэффициентов системы дифференциальных уравнений (1-1).

Матрица знаменателя составляется из коэффициентов левой части системы (1-1). Матрица числителя получается из матрицы знаменателя путем замены столбца коэффициентов стоящих при выходном параметре на  столбец коэффициентов стоящих при входном параметре.

Таким образом, искомая передаточная функция имеет следующий вид:

 .   

После несложных вычислений, связанных с раскрытием матриц числителя и знаменателя, окончательно получаем:

.

Следует заметить, что знаменатель полученной передаточной функции является характеристическим уравнением полной модели продольного движения самолета (1-1) и полностью совпадает с выражением (1-2). Значения коэффициентов числителя передаточной функции равны:

,

,

.

Используя приведенную методику определения передаточных функций студенты должны самостоятельно определить  передаточные функции самолета в соответствии с  требованиями задания лабораторной работы.

ПРИЛОЖЕНИЕ 2

Знакомство с персональным компьютером и программой

SamSim

Лабораторная работа выполняется на персональном компьютере любой конфигурации. Необходимым условием является наличие установленной на персональном компьютере программы SamSim и инсталлированной мыши.

Одной из возможностей указанной программы является возможность получения переходного процесса исследуемого объекта по имеющейся передаточной функции на заданный входной сигнал.

Передаточные функции объекта исследования (самолета) определены при подготовке к лабораторной работе. Входное воздействие определяется заданием на исследование в лабораторной работе.

Для использования программы SamSim необходимо:

  1.  включить компьютер, установить указатель мыши (УМ) на директорию C:\SamSim и дважды быстро щелкнуть левой кнопкой мыши;
  2.  установить УМ на файл SamSim.exe и дважды щелкнуть левой кнопкой мыши;
  3.  после загрузки программы появляется рабочее окно (рис. П2-1), содержащее поле выбора элемента из библиотеки, поле редактора для построения схемы, кнопочную панель (рис. П2-2) и пункты меню: Файл, Редактор, Назначить, Выполнить, Настройки, Окно. Для навигации по пунктам меню и по элементам кнопочной панели используется только мышь, а для выполнения выбранного пункта - одноразовый щелчок левой  кнопкой мыши.
  4.  в открывшемся окне программы выполните последовательность действий: Файл  Открыть  Aeroplan.sam;
  5.  в появившемся окне будет изображена структурная схема эксперимента, изображенная на рис. П2-3.

Рис. П2-1

Рис. П2-2

     

       GEN        

      

Рис. П2-3

На структурной схеме (рис. П2-3) изображены следующие звенья:

GEN - генератор входных стимулирующих сигналов способный формировать для данной схемы единичный ступенчатое воздействие.

- передаточные функции, исследуемые в работе.

Схема модели (рис. П2-3) реализуемая в программе SamSim представлена на рис. П2-4.

                                       

Рис. П2-4

  1.  для ввода параметров в указанные на структурной схеме звенья необходимо щелкнуть правой кнопкой мыши по выбранному элементу и в раскрывшемся меню выбрать вкладку Параметры элемента.
  2.  при введении параметров звена GEN откроется окно (рис. П2-5), где необходимо в полях Высота ступеньки и Задержка ввести с клавиатуры параметры ступенчатого сигнала, а затем нажать кнопку Принять.

Рис. П2-5

  1.  при введении параметров звена , откроется окно (рис. П2-6). Сначала необходимо ввести с клавиатуры в полях Порядок числителя, m и Порядок знаменателя, n соответственно порядки числителя и знаменателя передаточной функции, а затем нажать кнопку Применить n и m. Далее необходимо ввести в полях Коэфф.bi значения коэффициентов при степенях p в числителе передаточной функции, а в полях Коэфф.ai значения коэффициентов при степенях p в знаменателе передаточной функции и нажать кнопку Принять.

Рис. П2-6

  1.  расставьте контрольные точки на выходы каждого звена, для чего установите УМ на выход звена с изображением передаточной функции и щелкните левой кнопкой. На выходе звеньев появятся цветные метки (рис. П2-7).

Рис. П2-7

  1.  установите УМ на кнопку  и щелкните по ней левой кнопкой мыши. В полях раскрывшегося окна (рис. П2-8) необходимо ввести параметры интегрирования, нажать кнопку Пересчитать N (расчет количества точек интегрирования), а затем нажать кнопку Принять.

Рис. П2-8

  1.  для расчета переходных процессов установите УМ на кнопку  и щелкните по ней левой кнопкой мыши. Откроется окно (рис. П2-9) с рассчитанными переходными процессами.

Рис. П2-9

  1.  для выхода из программы SamSimустановите УМ на пункт меню Файл и щелкните по нему левой кнопкой мыши. В раскрывшемся подменю выполните пункт Выход.

 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

28309. Правосубъектность: понятие, состав, сравнительная характеристика по видам субъектов гражданских правоотношений 15.56 KB
  Так ребенок умершего зачатый при его жизни но родившийся после его смерти по закону приобретает право на наследство умершего. Факты рождения и смерти устанавливаются по медицинским показаниям. С определением момента смерти также связано много различных медицинских и правовых вопросов. Так в медицине различают состояние клинической смерти когда происходит остановка работы отдельных органов – сердца почек головного мозга – однако существует возможность восстановления жизнеспособности организма и биологической смерти когда начинаются...
28311. Понятие и виды права общей собственности 13.49 KB
  Понятие и виды права общей собственности. В силу различных причин имущество может принадлежать на праве собственности не одному лицу а 2 и более лицам. В таких ситуациях на это имущество возникает право общей собственности. Выделяют два вида общей собственности.
28312. Право общей долевой собственности: понятие, режим, особенности 14.05 KB
  Право общей долевой собственности: понятие режим особенности. Содержание права общей долевой собственности составляет собственникам правомочия по владению пользованию и распоряжению общим имуществом и каждый собственник независимо от размера своей доли имеет 1 голос при решении правовых вопросов касающихся этой собственности. Осуществление права общей долевой собственности должно происходить по взаимному согласию всех собственников. Поэтому при осуществлении права общей долевой собственности в принципе не имеет значения какой...
28313. Право общей совместной собственности 14.78 KB
  Право общей совместной собственности: понятие режим особенности В ГК РФ закреплены 2 вида совместной собственности:1 Собственность супругов; 2 Членов крестьянского фермерского хозяйства. Участники совместной собственности так же как и участника долевой собственности владеют пользуются и распоряжаются общ. Сделки по распоряжению общим имуществом может совершать каждый из участников совместной собственности если иное не вытекает из соглашения между ними. Необходимым условием возникновения совместной собственности супругов является...
28314. Общество с ограниченной и дополнительной ответственностью как участники гражданских правоотношений 18.21 KB
  Участники общества с ограниченной ответственностью не отвечают по его обязательствам и несут риск убытков связанных с деятельностью общества в пределах стоимости своих вкладов. Главная гарантия обеспечения интересов кредиторов общества – его уставный капитал. Величина уставного капитала общества должна быть не меньше 100кратного размера минимальной оплаты труда установленного законодательством РФ на дату представления учредительных документов. Уставный капитал составляется из стоимости вкладов участников общества.
28315. Акционерное общество. Виды 15.58 KB
  Акционерным обществом признается общество уставный капитал которого разделен на определенное число долей выраженных ценными бумагами акциями; участники акционерного общества акционеры не отвечают по его обязательствам и несут риск убытков связанных с деятельностью общества в пределах стоимости принадлежащих им акций п. Характерным признаком отличающим акционерное общество от общества с ограниченной ответственностью является удостоверение прав акционера ценной бумагой акцией. Мелкие акционеры в большинстве своем преследуют цель...
28316. Государственные и муниципальные унитарные предприятия 15.66 KB
  Государственные и муниципальные унитарные предприятия. Государственные и муниципальные унитарные предприятия – это коммерческая организация не наделенная правом собственности на закрепленное за ней собственником имущество. Соответственно унитарные пред приятия подразделяются на государственные федеральные предприятия предприятия субъектов Федерации и муниципальные. № 161ФЗ О государственных и муниципальных унитарных предприятиях далее Закон об унитарных предприятиях и иными правовыми актами.
28317. Понятие, порядок образования и деятельности производственных и потребительских кооперативов 16.7 KB
  Число членов кооператива не может быть менее пяти человек. Членами кооператива могут быть граждане Российской Федерации иностранные граждане лица без гражданства. Законодательно установлены права и обязанности члена кооператива. Член кооператива вправе: 1 участвовать в производственной и иной хозяйственной деятельности кооператива а также в работе общего собрания членов кооператива с правом одного голоса; 2 избирать и быть избранным в наблюдательный совет исполнительные и контрольные органы кооператива; вносить предложения об улучшении...