75774

Синтез алгоритмов системы ручного и автоматического управления транспортного самолёта ИЛ-76

Курсовая

Астрономия и авиация

Аэродинамические характеристики определяющие устойчивость и управляемость самолёта Ил76 на типовых режимах полёта; Анализ продольных и боковых АДХ для транспортного самолёта Ил76 определение положения аэродинамического фокуса...

Русский

2015-01-26

7.84 MB

25 чел.

Московский Авиационный Институт

(Государственный технический университет)

Филиал «Стрела»

Курсовая работа

«Синтез алгоритмов системы ручного и автоматического управления

транспортного самолёта ИЛ-76»

                                      Выполнил студент группы  С-

                                       Принял доцент кафедры С-12

                                                                                          Тунцев В.А.

                                                              Консультанты проекта :

                                                                        Доцент кафедры С-12

                                                                                           Тунцев В.А.

                                                                    Ассистент кафедры С-12

                                                                                     Кривчикова М.А.

                                                                    Ассистент кафедры С-12

                                                                                     Андронников С.Н.

                                                                     Инженер

                                                                                      Харитонова Я.Г.

Жуковский 2014 г.

Задание

         для курсовой работы студента группы №      МАИ  «Стрела»                

Тема «Синтез алгоритмов системы ручного автоматического управления транспортного самолёта Ил-76 на типовых режимах полёта.»

1. Аэродинамические характеристики, определяющие устойчивость и управляемость самолёта, Ил-76 на типовых режимах полёта;

  1.  Анализ продольных и боковых АДХ для транспортного самолёта Ил-76 (определение положения аэродинамического фокуса ; определение степени поперечной и путевой устойчивости)
  2.  Определение основных параметров самолёта (тяговооружённости, характерных посадочных скоростей) исходя из реализации специфических требований механики полёта ) для заданных параметров:

веса G=            кг, высоты Н              м, Скорости V              км/ч (м/с),

моментов инерции : Ix =            кгмс2 ; I y =             кгмс2  I z =                   кгмс2

3.Специфика балансировки самолёта на типовых режимах полёта; определение эффективностей аэродинамических органов управления и балансировки. (руля высоты, стабилизатора элеронов, руля направления)

4.Особенности динамики самолёта Ил-76 на типовых режимах полёта :

4.1 Продольного движения самолёта как объекта управления.(Особенности продольной устойчивости и управляемости)

4.2. Поперечного движения самолёта как объекта управления.(Особенности поперечной устойчивости и управляемости)

4.3 Путевого движения самолёта как объекта управления.(Особенности путевой устойчивости и управляемости)

5.Синтез рациональной структуры и алгоритмов системы автоматического управления транспортного самолёта Ил-76.

  5.1. Синтез структуры системы автоматического управления:

- в продольном канале,

- в поперечном канале ,

- в путевом канале

Примечания:

  1.  Расчётные исследования проводятся в среде «MATLAB-SIMULINK» с приведением в работе листингов программ (расчётных схем в SIMULINK).
  2.  Оформление графических материалов проводится в среде «MATLAB»  в соответствии с требованиями к печатным изданиям РФ.
  3.  Выполнению работы должен предшествовать обзор литературы по теме с указанием проблем, подлежащих решению.

Научный руководитель работы                                  доцент кафедры С-12

                                                                                                   Тунцев В.А.

                                                              

Содержание

Введение

1 Исходные данные по самолёту…………………………………………………

2 Балансировка самолёта на типовом режиме полёта …………………………

3 Динамические свойства самолёта в продольном движении ………………..

 3.1 Характеристики самолёта в продольном короткопериодическом    движении …………………………………………………………………….

 3.2 Синтез алгоритмов ручного управления в продольном короткоперио-дическом движении…………………………………………………………

  3.2 Синтез алгоритмов автоматического управления в канале руля высоты ..

4 Динамические свойства самолёта в боковом движении ……………………..

 4.1 Характеристики самолёта в движении изолированного рыскания ………

 4.2  Синтез алгоритмов автоматизации управления в движении рыскания ….

 4.3 Характеристики самолёта в движении изолированного крена …………..

 4.4 Синтез алгоритмов автоматизации ручного управления в поперечном канале управления ………………………………………………………….

  4.5 Синтез алгоритмов автоматизации автоматического управления в поперечном канале управления ……………………………………………

Заключение …………………………………………………………………………

Список использованных источников …………………………………………….

Обозначения, используемые при описании моделей аэродинамических  характеристик Л.А.  

     – относительное удлинение;  = l2/S   (без индекса – относительное удлинение крыла), [1]

    – относительное сужение, = [1]

    - концевая хорда крыла,

   - корневая хорда крыла,

  S – площадь (без индекса – полная площадь крыла), [м2]

   х – координата, измеренная от ПК САХ, положительное направление к хвосту, [м]

    у – вертикальная координата, [м]

    z – координата в направлении размаха, положительное направление    вправо, [м]

    – безразмерная координата по размаху = z/l/2, [1]

   nв – число лопастей винта

   DВ – диаметр винта,[м]

   l – размах; длина; плечо (без индекса размах крыла), [м]

    = хт /ва —  относительное положение центра масс в долях САХ, [1]

CRya  - коэффициент результирующей подъемной силы (в скоростной  системе координат), [1]  

       CRxa  - коэффициент результирующей тангенциальной силы (в скоростной системе координат), [1]

      mRza - коэффициент результирующего момента тангажа, ,(в скоростной  системе координат), [1]

   C Rz1 - коэффициент результирующей боковой силы (в связанной системе  координат), [1]

      mRx1 коэффициент результирующего момента крена (в связанной системе  координат), [1]

      mRy1 коэффициент результирующего момента рыскания (в связанной системе  координат), [1]

    B = -  коэффициент нагрузки на винт,[1]

     Р1 – тяга одного двигателя, [кг] ;

     F= – площадь ометаемая винтом, [м2]

   Ср= - безразмерный параметр тяги, [1]

    n – число двигателей на самолёте, [1]

  Yа – аэродинамическая подъёмная сила, в скоростной системе координат, [кг]

   СYа – коэффициент аэродинамической подъемной силы, [1]

   – чувствительность аэродинамической подъемной силы к изменению угла атаки;  = dСy/d, [1/град]

   Xа –сила аэродинамического сопротивления, в скоростной системе координат [кг],

   Сxа – коэффициент аэродинамической силы сопротивления, [1]

   – чувствительность аэродинамической силы сопротивления к изменению угла атаки;    = dСxа /d, [1/град]

  Мzа  – аэродинамический момент тангажа,[кгм]

  mzа – коэффициент аэродинамического момента тангажа mzа = Mzа /qSbА . [1]

 C z1 - коэффициент аэродинамической боковой силы (в связанной системе  координат), [1]

      mx1 коэффициент аэродинамического момента крена (в связанной системе  координат), [1]

    my1 коэффициент аэродинамического момента рыскания (в связанной системе  координат), [1]

   V  скорость полета, [км/ч], [м/с]

   q  =  - скоростной напор, [кг]

    – плотность воздуха [кгм-3 ]

   М – число М,  М = –  [1] ,

   а – скорость звука [м/c],  

   Re - число Рейнольдса, Re=  [   ]

   - кинематическая вязкость воздуха [    ],

- угол атаки, [град],  

- угол скольжения, [ град],

з — угол отклонения закрылка, [град],

го— угол заклинения горизонтального оперения относительно сгф,  [град],

0 – угол установки крыла относительно сгф, [град]

рв — угол отклонения руля высоты, [град]

рн  — угол отклонения руля направления, [град].

э — угол отклонения элеронов, [град],

закр — угол отклонения закрылков, [град].

0,25 – угол стреловидности линии четвертей хорды, [град],

 – приращение; например, ГО –приращение характеристики, вызванное установкой горизонтального оперения  

Сокращения

ГО —горизонтальное оперение,

ВО — вертикальное оперение,

АДХ- Аэродинамические характеристики,

Расчётные формулы

1.            формула Дидериха

2.      - статический момент площади горизонтального оперения,

3.      - относительная площадь горизонтального оперения,

4.     - коэффициент торможения потока на горизонтальном оперении,

5.     - вклад горизонтального оперения в     продольную устойчивость,

6.   - запас продольной устойчивости по углу атаки,

7.    - эффективность горизонтального оперения,

8.   - эффективность руля высоты,

9.  - вклад в демпфирование горизонтального оперения,

10.  - вклад в демпфирование запаздывания скоса потока на г.о.

Исходные данные по геометрическим, массово-инерционным и тяговым характеристикам Л.А.

Обобщённые параметры аэродинамической компоновки, определяющие аэродинамические характеристики самолёта

N

Название параметра

Обозначение,

размерность

Самолёт

1

Площадь

Sкр , [м2 ]

17,87

2

Размах крыла

l, [м]

14,1

3

Геометрическое удлинение

 , [1]

11,125

4

Стреловидность по четверти хорд

1/4 , [град]

0

5

Сужение

, [1]

2,66

6

Относительная площадь, обдуваемая винтами

, [1]

0,326

7

Плечо двигателя в долях полуразмаха крыла

, [1]

0,28

8

Размах закрылков в долях полуразмаха крыла

,[1]

0,48

9

Средняя аэродинамическая хорда

,[м]

1,355

10

Диаметр винта

Dв ,[м]

1,9

11

Угол установки крыла к с.г.ф.

, [град]

3

12

Угол поперечного V крыла

 кр , [град]

0

13

Угол отклонения закрылков:

          - на взлёте

          - на посадке

взл

пос 

15

38

14

Тип закрылков

Двух щелевые

1

Площадь

Sго , [м2 ]

4,255

2

Относительная площадь

,[1]

0,236

3                                           

Размах

l го, [м]

4,553

4

Геометрическое удлинение

го , [1]

4,95

5

Стреловидность по четверти хорд

1/4 , [град]

16

6

Сужение

го , [1]

2,4

7

Относительная площадь опере-ния , обдуваемая винтами

, [1]

0,48

8

Угол установки к с.г.ф.

, [град]

-1

9

Угол поперечного V

 го, [град]

5

10

Относительное плечо горизон-тального оперения в долях с.а.х.

,[1]

4,53

11

Статический момент площади оперения

Аго ,[1]

1,069

12

Относительная площадь руля высоты

, [1]

0,29

13

Относительная площадь осевой компенсации руля высоты

, [1]

0,26

Характерные точки приложения аэродинамических сил и сил тяги двигателей на самолёте

Таблица №2

N

Название параметра

Обозначение,

размерность

Прототип

1

Относительное плечо попереч-ной силы на винтах в долях с.а.х.

,[1]

1,2

2

Относительное плечо горизонта-льного оперения в долях с.а.х.

,[1]

4,53

3

Вынос по высоте линии действия тяги двигателей относительно центра тяжести в долях с.а.х.

0,28

4

Вынос по высоте САХ горизон-тального оперения относительно САХ крыла в долях с.а.х.

0

Аэродинамические характеристики самолёта для крейсерской, взлётной и посадочной  конфигураций.

Продольные  статические характеристики

Эффективность органов продольного управления и балансировки

- эффективность горизонтального оперения

- эффективность руля высоты

Продольные нестационарные характеристики

ДОБАВИТЬ

Боковые статические аэродинамические характеристики

ДОБАВИТЬ

Боковые нестационарные характеристики

ДОБАВИТЬ

Высотно-скоростные характеристики тяги двигателя

ДОБАВИТЬ

2 Балансировка самолёта  на установившихся  режимах полёта

Установившееся движение самолета определяется условиями равенства нулю суммарных сил и моментов. Для вертикальной плоскости это три уравнения:

     - тангенциальная составляющая суммарной силы,

    - нормальная составляющая суммарной силы,

    суммарный вращающий момент по тангажу.

Здесь:  

- вес самолета (,  - масса,  - ускорение свободного падения,  - высота), и  - площадь и средняя хорда крыла;

- тяга силовой установки,   - угол направления тяги относительно строительной горизонтали самолета,  - плечо силы тяги относительно ц.м. самолета;

-  скоростной напор (- плотность атмосферы), - скорость полета, - угол наклона траектории (полагается ;

,, - коэффициенты аэродина-мических сил и момента по тангажу, зависящие от угла атаки  и угла установки руля высоты .

Три уравнения позволяют определить балансировочные значения трех величин: , , .  Эта задача решается численно, т.к. уравнения нелинейны.

Коэффициент  зависит от положения ц.м. самолета. В расчетах используется формула

,

где - коэффициент момента тангажа для “продувочной” центровки,  -  смещение ц.м. в долях средней хорды крыла  (обычно  ).

Плечо силы тяги  относительно ц.м. самолета  при создании момента по тангажу определяется формулой

,

где  - расстояние вдоль продольной строительной оси от точки приложения тяги до ц.м. для условия “продувочной”  центровки ( - то же самое, но в долях ). Приведенная формула учитывает изменение плеча силы тяги при  произвольном изменении положения ц.м. самолета.  

 

Разделив все  уравнения на , а третье уравнение еще и на , получаем запись этих уравнений в следующем виде:

,

,

.

где  ,  , .

Неизвестными величинами в этих уравнениях являются ,  и  .

Из первых двух уравнений нетрудно получить следующие соотношения:

,

.

Первое соотношение позволяет исключить параметр  из процесса поиска. Т.е. вначале требуется решить только два уравнения относительно двух неизвестных -   и  :

,

.

А значение   будет определено далее отдельно, по  приведенной выше формуле. Потребная тяга вычисляется по формуле , а потребная тяговооруженность – по формуле  .

Следует отметить, что в качестве функции  можно также использовать вариант

.

Поскольку решаемые уравнения нелинейны, то решение может быть неединственным. По физической сути побочные корни отсортировать несложно. Но решение может и вообще не быть в области допустимого изменения искомых параметров. Тогда это будет означать, что балансировочное состояние не реализуемо.

Определение расчетных  балансировочных значений тяги, угла атаки и руля высоты  рационально выполнять в вычислительной среде MATLAB. Исходные данные по коэффициентам ,  и  в зависимости от  и   рационально представлять в табличном виде, поэтому в вычислениях использовалась процедура сплайн-интерполяции по двум переменным (программа interp2 ). Для решения системы двух нелинейных уравнений использовалась стандартная программа fsolve, алгоритм работы которой основан на использовании процедуры итерационной минимизации.  Решить проблему с адекватным назначением начальных условий итераций (для  fsolve) удалось следующим образом. Поскольку результат расчетов балансировочных значений параметров удобно представлять в виде графиков зависимостей от скорости полета  ,  то естественно, решения уравнений определялись для последовательности значений скорости полета , .  В расчетной процедуре значения  задавались по убыванию, и  начальным условием для итераций варианта  было решение уравнений с предыдущего варианта, т.е. . Для самого первого варианта скорость полета наибольшая и корни уравнений соответствуют малым значениям углов атаки и руля. Поэтому уверенная сходимость обеспечивалась, если в качестве начального приближения для самого первого варианта   брались малые значения этих углов.

Примеры изменения по скорости расчётных балансировочных значений тяги, угла атаки и руля высоты  представлены на нижеследующих рисунках

3 Динамические свойства самолёта в продольном возмущённом движении

Уравнения продольного возмущённого движения

 

где

    ;     ;          

   ; ;   ;  ;   ;    ;

;;

; ;

; ;

     ;  ;

     ;  ;

    ;   ;

    ;   ;

     ;   ;

       ;             = - cos (+)

        ;          = sin (+)

         ;                               =

Характеристики устойчивости и управляемости самолёта в продольном короткопериодическом движении

                                                       

где

          ;          

         ; ;    ;   ;   ;   ;

         ;

        ;

        ;

        ;

         ;

          ; ;

          ;          = sin (a+)

         ;                    

         – управление рулём высоты

         Ср; a - балансировочные значения параметра тяги и угла атаки при  полёте с заданной скоростью V

Динамику изменения угловой скорости тангажа и нормальной перегрузки при управлении рулём высоты будем исследовать с помощью нижеследующих передаточных функций:

- канал угловой скорости тангажа

                                                                    

- канал нормальной перегрузки в упрощающем предположении о незначительном влиянии отклонения руля высоты на подъёмную силу = 0

                                                                     

канал нормальной перегрузки для общего случая управления, когда ¹ 0

                                                       

где

 = -  [1/град] - коэффициент усиления самолёта по нормальной перегрузке,

- эффективность руля высоты,

      Cg =[1] – безразмерный коэффициент веса,

[1]–степень продольной устойчивости по нормальной перегрузке,

   [1] – степень продольной устойчивости по углу атаки,

 [1] - массовая плотность,

= [1/град]- чувствительность нормальной перегрузки к отклонению руля высоты ,

[1/град]–чувствительность коэффициента подъёмной силы к отклонению руля высоты,

 [c]– постоянная времени, характеризующая собственную частоту короткопериодического движения ,

    [1/с]- собственная частота короткопериодического движения,

 

[1/c] – демпфирование короткопериодического движения,

[1] – относительное демпфирование короткопериодического движения,

 [1]  - чувствительность нормальной перегрузки к изменению угла атаки,

 [1] – безразмерный момент инерции,

 = [c] - постоянная времени апериодического звена, связывающего движения самолёта по нормальной перегрузке и угловой скорости тангажа ,

- коэффициент, определяющий нули в (1.4),

 - коэффициент, определяющий нули в (1.4),

Коэффициент усиления контура управления нормальной перегрузкой при управлении рулём высоты имеет вид:

- для случая не учёта влияния руля на нормальную перегрузку()

                                 = -                                             

- для общего случая управления нормальной перегрузкой с помощью руля высоты ()

                                      [+] =(1- ]                            

В свою очередь чувствительность нормальной перегрузки к изменению угла атаки , в соответствии с обозначениями имеет вид

                                                                                       

Рассмотрим связь между коэффициентом усиления по перегрузке и собственной частотой короткопериодического движения , что позволит упростить процедуру выбора рациональной структуры и параметров системы дистанционного управления (СДУ).

для горизонтального полёта с постоянной скоростью,

=    

               

                 

 =       

Расчётное выражение для определения демпфирования короткопериоди-ческого движения самолёта имеет вид

                                                                          

В лётных испытаниях величина демпфирования  уточняется с использо-ванием времени затухания переходного процесса по перегрузке (tзат) на импульсное отклонение руля. Время tзат определяется как время, при котором текущее значение приращения перегрузки меньше нулевой – установившейся  величины приращения перегрузки на величину 5 % в соответствии с приближённым соотношением  

                                                                                                   

                                                                                                    

Для решения поставленной в работе задачи синтеза системы управления,  обеспечивающей заданные пилотажные свойства на типовых режимах полёта, рассмотрим связь обобщённых параметров короткопериодического движения самолёта ,  с основными нормируемыми параметрами переходного процесса самолёта по нормальной перегрузке, определяющими его пилотажные свойства :

временем срабатывания - tср ,

относительным перерегулированием (забросом) - =

Наиболее простое выражение времени срабатывания по нормальной перегрузке tср через обобщённые параметры короткопериодического движения самолёта , , получается в случае, когда не учитывается влияние на переходной процесс параметра  () [  ],:

             

 для колебательных корней ( )

    ,                        

            где

          

для действительных корней   ()

,    

           где

;

k » 0,7.

Учитывая, что для канала нормальной перегрузки существует однозначная связь между величиной перерегулирования в переходном процессе по перегрузкеи величиной относительного демпфирования  в соответствии с выражением [3]

                                                                                 

Поэтому будем определять допустимую величину перерегулирования -косвенно, задавая допустимую величину относительного демпфирования .

На рисунке 1 приведена зависимость от величины относительного демпфирования , определённая по соотношению. Видно, что обеспечение небольшого перерегулирования <0.05 достигается при реализации на самолёте величины относительного демпфирования , превышающей > 0.7. средствами автоматизации продольного управления необходимо обеспечивать увеличение значений  до значений, обеспечивающих малую величину . В качестве рационального значения  для всех режимов полёта при ручном и автоматическом управлении примем, в соответствии с данными рисунка 1, величину =0.8, что обеспечивает незначительное перерегулирование по нормальной перегрузке <0.015 , способствуя точному траекторному управлению. Таким образом реализация на всех режимах полёта средствами автоматизации управления неизменной величины  равной =0.8 обеспечивает инвариантную форму переходного процесса с минимальным относительным забросом по нормальной перегрузке <0.015.

На рисунке 2  также приведены требования к времени срабатывания tср() для категорий этапов полёта, используемых при нормировании пилотажных свойств неманевренных самолётов транспортной категории [    ]:

 tср=2с для категории А (быстрое маневрирование и точное траекторное управление в крейсерской конфигурации),

 tср=2,5с для категории Б (точное управление в крейсерской конфигурации, включая траекторное управление),

,tср=3с для категории В (точное управление во взлётно-посадочных конфигурациях)

Из анализа данных рисунка №2 следует, что для обеспечения заданной величины времени срабатывания tср в случае реализации =0.8 требуется реализация большей собственной частоты по сравнению со случаем реализации =0.5.

Одной из причин ухудшения статической устойчивости самолёта в короткопериодическом движении является использование широкого изменения диапазона положения центра тяжести (=0,2¸0,4), приводящего, при задней центровке (=0,4), к уменьшению статической устойчивости по углу атаки в крейсерской конфигурации и реализации статической неустойчивости во взлётно-посадочной конфигурациях.

В соответствии с (1.11) уменьшение статической устойчивости приводит к уменьшению собственной частоты короткопериодического движения , что требует от автоматизации управления компенсации разницы в требуемой и располагаемой частотах D.

Продольная управляемость самолёта, как объекта управления, рассмотрена с использованием нормируемых статических критериев управляемости:

,    

– коэффициент передачи от рычага продольного управления  к рулю высоты;

,     

– градиент загрузки рычага продольного управления

 Методика синтеза алгоритмов автоматизации управления, обеспечивающих получение на самолёте заданных характеристик  устойчивости, управляемости

В качестве основного канала управления самолётом необходимо рассмотрение канала управления нормальной перегрузкой, для которого  рационально использование следующих критериев настройки замкнутой системы «самолёт – СДУ» :

  обеспечение заданного и неизменного времени срабатывания по нормальной перегрузке при ступенчатой даче штурвала tср (ny) для типовых фаз полёта самолёта. Удовлетворение этому условию из рисунке 2 следует, что при синтезе алгоритмов СДУ необходимо обеспечить:

 - в крейсерской конфигурации (категории полёта А,Б) -  tср (ny)  2,2 с 2,5 с

 - во взлётно-посадочной конфигурации (категория полёта В)  - tср (ny)  3,0 с

  минимальное относительное перерегулирование по перегрузке (1,5%) ,что обеспечивается реализацией заданного относительного демпфирования коротко-периодического движения (см. раздел 1,рисунок1) .  (=0,8,).

                       =                                                 

                                           ,                               

   где

         Кш – статический коэффициент передачи от ручки к рулю высоты;

         , статические коэффициенты обратной связи по угловой скорости тангажа и нормальной перегрузке соответственно.

                        

где

         - коэффициенты интегральной части алгоритма

                               ,                                

где

       [c-1]коэффициент демпфирования самолета с АПУ

       обобщенный коэффициент демпфирования самолета с демпфером тангажа с передаточным числом  ;

      -  коэффициент демпфирования самолета как объекта управления,

      [c-2] – квадрат собственной частоты самолёта с АПУ;

             степень продольной устойчивости по перегрузке самолёта с АПУ 

– степень продольной устойчивости по углу атаки самолёта с коэффициентом обратной связи по нормальной перегрузке в алгоритме АПУ,

 - степень продольной устойчивости по углу атаки самолёта как объекта управления

Рассмотрение начнём с крейсерской конфигурации самолёта. Потребуем, чтобы в крейсерской конфигурации на всех режимах полёта самолёт имел неизменный переходной процесс по перегрузке, (близкий к требованию категории А см. рисунок 2), что соответствует реализации неизменного времени срабатывания tср=2,2с. При этом должен реализовываться минимальный относительном заброс по перегрузке ( 1,5%). Это условие обеспечивает реализация на автоматизированном самолёте заданной величины относительного демпфирования =0,8. Обращаясь к графику 2 , находим, что заданному времени срабатывания tср 2,2с соответствует частота 1,5с.

(инвариантных к центровке и режимам полёта) имеет следующую последовательность:

1. Для выбранной фазы полёта задаём обобщённые параметры короткоперио-дического движения (, определяющие желаемый переходной процесс по нормальной перегрузке

              0,8 =const         

                                                    const 

2. Из (3.5) определяем величину желаемого размерного демпфирования автоматизированного самолёта в соответствии с выражением

                                 = const                              (3.6) 

3. C учетом вклада АПУ в демпфирование и собственную частоту , в соответствии с (3.4), определяем связь между демпфированием  и собственной частотой  неавтоматизированного самолёта и демпфированием  и собственной частотой  самолёта с АПУ

                                   = – ,

                                  .

4. Разрешая уравнения (3.7) относительно коэффициентов АПУ ,  получаем значения коэффициентов , , обеспечивающих выполнение условий (3.5),т.е. решается поставленная задача синтеза АПУ из условия обеспечения заданной реакции самолёта по нормальной перегрузке по режимам полёта и центровке

                                         

                                         ,  

где

      – расход руля на единицу перегрузки самолёта как объекта управления

5. В случае реализации отрицательных значений каждого из коэффициентов ,  полагаем их равными нулю, считая при этом, что самолёт уже обладает необходимыми характеристиками собственной динамической и статической устойчивости.

Рассмотрим особенности обеспечения заданной управляемости статически устойчивого автоматизированного самолёта в продольном короткопериодическом движении. Как указывалось ранее основными показателями продольной управляемости в данном случае являются расходы рычага продольного управления и усилия на рычаге продольного управления, приходящиеся на единицу нормальной перегрузки:.

Выражение для  для самолёта с АПУ получается из (3.2) путём исключения из правой части нормальной перегрузки ny и имеет нижеследующий вид

                                   =  .                               

Видно, что показатель управляемости  пропорционален величине обратной коэффициенту усиления самолёта (); принятым коэффициентам обратных связей АПУ (,) и полностью определяется выбором Кш. Очевидно, что, в рамках принятой статической структуры АПУ, зная изменение ,, по центровке, по режимам полёта, за счёт регулировки Кш можно обеспечить инвариантную и оптимальную для лётчика характеристику продольной управляемости.

При этом выражение для оптимального коэффициента Кш опт, обеспечивающего оптимальное значение  имеет вид

                                      Кш опт=                                 

Другой показатель управляемости  определится посредством задания рационального градиента загрузки рычага продольного управления по его ходу  исходя из соотношения

                                           =     

   

Примеры обеспечения соответствия характеристик самолета сформулированным требованиям; выбор рациональной автоматизации ручного управления.

  1.  Анализ короткопериодического движения

Синтез автомата продольной устойчивости

Автомат продольной устойчивости (АПУ) состоит из демпфера тангажа и автомата продольной перегрузки:

                                                        +

Синтез коэффициентов автомата продольной устойчивости выбираем в соответствии с изложенным:

Исходные данные:

Для режима захода на посадку:

Расчётные характеристики:

      

Самолет удовлетворяет требованиям к устойчивости и управляемости. Самолёт попадает в первую зону пилотажных характеристик.

Передаточные функции:

                               

                        

                                        

                  

                 

                 

Автоматизация не требуется.

  1.  Методика синтеза алгоритмов автоматизации ручного управления в боковом движении.  

Уравнения возмущённого бокового движения в связанной системе координат имеют вид:

    

     где

                                         ,

           

                                                                     = 

При малых углах атаки возмущённое боковое движение можно разбить на два независимых движения: изолированного крена и изолированного рыскания.

Уравнения движения изолированного крена:

                                     

Уравнения движения изолированного рыскания:

                                 

Устойчивость и управляемость по рысканию

Требования к устойчивости и управляемости

                                   

                                    

Боковое изолированное движение рыскания

Передаточная функция угла скольжения по отклонению руля направления имеет вид:

Исходные данные:

Расчётные характеристики:

Самолет не удовлетворяет требованиям к устойчивости и управляемости.

Требуется автоматизация.

Синтез демпфера рыскания

Уравнение демпфера рыскания имеет вид:

                                         

Коэффициент демпфера рыскания подбираем вручную:

                       

                        

Теперь самолет удовлетворяет требованиям к устойчивости и управляемости.

Устойчивость и управляемость в движении изолированного крена

Уравнения движения изолированного крена:

                                     

Требования лётчика к устойчивости и управляемости в изолированном движении крена  представляются графически в виде областей пилотажных характеристик, соответствующих границе одного из уровней требований лётчика ( I,II,III) :

                                               

Алгоритм автоматизации

                                         

Исходные данные:

Расчётные характеристики:

Постоянная времени крена:

Влияние демпфера крена на суммарное демпфирование самолёта

                               

                       

           ,

где

                

Передаточная функция угловой скорости крена по отклонению элеронов имеет вид:

                              

Самолет удовлетворяет требованиям к устойчивости и управляемости. Самолёт попадает в первую зону пилотажных характеристик в канале крена .

Автоматизация не требуется.    

                             


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

1086. Особенности расчета и проектирования ступеней с длинными лопатками 499 KB
  Уравнения радиального равновесия. Законы профилирования турбинных лопаток. Закон постоянного профиля сопловых и рабочих лопаток по высоте ступени. Примеры исполнения лопаток паровых турбин.
1087. Основы проектирования паровых турбин 613 KB
  Основные показатели паровых турбин и их компоновки. Схема компоновки паровой турбины К-800-23,5 ЛМЗ. Предельная мощность однопоточной конденсационной турбины. Компоновочные решения для паровых турбин ТЭС. Упрощенная тепловая схема конденсационной ПТУ. Способы повышения мощности паровых турбин.
1088. Основные расчеты при проектировании паровой турбины 328 KB
  Построение процесса расширения водяного пара в проточной части турбины и оценки его расхода. Расчет числа ступеней и распределение теплоперепадов по ступеням турбины. Выбор частоты вращения валопровода турбоагрегата и числа его ЦНД.
1089. Обеспечение надежности основных элементов паровых турбин. Выбор конструкции роторов 915 KB
  Конструкции уплотнений паровых турбин. Расчет осевых усилий и способы их компенсации. Пример конструкции паровой турбины. Схема разгрузки осевого подшипника. Статическая прочность рабочих лопаток турбинных ступеней. Конструкции роторов паровых турбин.
1090. Особенности переменных режимов работы паровой турбины 792 KB
  Общая характеристика переменных режимов. Переменный режим работы турбинных решеток. Изменение степени реактивности от расчетного значения. Треугольники скоростей для последней ступени при изменении давления. Распределение давлений и теплоперепадов по ступеням турбины при переменном режиме ее эксплуатации.
1091. Влияние начальных и конечных параметров водяного пара на мощность паровых турбин 228 KB
  Влияние начального давления на мощность турбин. Относительное изменение внутренней мощности паровой турбины. Влияние начальной температуры пара и его температуры после промежуточного перегрева на мощность турбины. Влияние конечного давления пара на мощность турбины. Универсальная кривая приращения мощности от давления в конденсаторе вида.
1092. Переменные режимы эксплуатации паровых турбин энергоблоков ТЭС 1.56 MB
  Характеристика переменных режимов ТЭС. Пример графика электрической нагрузки энергосистемы. Маневренность турбоагрегатов и программы регулирования энергоблоков ТЭС. Холостой ход турбоагрегата. Моторный режим. Режим горячего вращающегося резерва. Реализация перегрузочных режимов в турбоустановках.
1093. Системы парораспределения паровых турбин. Сопловое и дроссельное парораспределение 651 KB
  Общая характеристика систем парораспределения. Общий характер суточного графика нагрузок энергосистемы. Схема основных паропроводов турбоустановки К-210-12,8 ЛМЗ. Дроссельное парораспределение
1094. Обводное парораспределение. Регулирование мощности способом скользящего начального давления 340 KB
  Обводное (байпасное) парораспределение. Выбор способа парораспределения паровых турбин. Регулирование мощности энергоблоков способом скользящего давления. Особенности перевода энергоблока на скользящее начальное давление.