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

29 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

82883. Пристрій захисту від перевищення напруги мережі 120.95 KB
  Організація виробництва полягає у координації руху матеріальних і трудових ресурсів для виконання технологічних операцій з закріпленням їх за конкретними робочими місцями, завдяки чому досягається ритмічна робота виробничої дільниці і високі техніко-економічні показники.
82884. Районная электрическая сеть 6.79 MB
  При проектировании главным образом определяют: конфигурацию электрической сети и принципиальную схему электрических соединений линий станций и подстанций; параметры линий электропередачи и силовых трансформаторов; средства регулирования напряжения компенсации...
82885. Совершенствование текущей политики управления финансами предприятия (Вариант 8) 97.16 KB
  Целью данной курсовой работы является совершенствование текущей политики управления финансами предприятия. Для достижения цели в работе поставлены и решаются следующие задачи: оценить состояние текущей финансовой политики предприятия; провести анализ текущей производственной программы предприятия и разработать предложения...
82886. Расчет теплового пункта с зависимой и независимой схемами присоединения систем отопления 1.25 MB
  Тепловой пункт — это важный узел в теплосистеме, обеспечивающий передачу тепловой энергии из центральной сети к потребителю. Тепловые пункты обслуживают многоквартирные дома (индивидуальный тепловой пункт) или целые микрорайоны, поселки и группы объектов (центральный тепловой пункт).
82887. Разработка технологического процесса на восстаноление башмака трактора Т-130. Количество деталей в партии – 250 штук 379.33 KB
  С каждым годом растут объёмы строительства автомобильных дорог и твёрдых покрытий. Наряду со строительством новых современных дорог предстоит выполнить огромный объем работ по реконструкции и ремонту существующей дорожной сети.
82888. Морская навигационная техника и её использование в судовождении 1.1 MB
  Оборудование гирокомпаса должно включать картушку компаса или аналоговый репитер для управления судном и дополнительное оборудование для визуального пеленгования. Оно должно быть градуировано в равных интервалах через один градус или десятую часть градуса. Цифровые обозначения
82889. Роль финансового менеджмента в организации финансов на предприятии 1.18 MB
  Цель работы исследовать организационную структуру финансового менеджмента предприятия. Любой бизнес начинается с постановки и ответа на следующие три ключевые вопроса: каковы должны быть величина и оптимальный состав активов предприятия, позволяющие достичь поставленные перед предприятием...
82890. Совершенствование рекламной деятельности предприятия (на примере ОАО «Слуцкий сыродельный комбинат») 5.82 MB
  Цель курсовой работы: изучить рекламную деятельность предприятия ОАО «Слуцкий сыродельный комбинат» и предложить направления ее совершенствования. Для достижения указанной цели необходимо решить следующие задачи: определить сущность рекламной деятельности; дать характеристику предприятия ОАО «Слуцкий сыродельный комбинат»...
82891. Техника управления затратами предприятия на производство продукции 86.15 KB
  Острая конкурентная борьба заставляет предприятия проявлять пристальный интерес к управлению затратами искать пути по усовершенствованию их учета и мониторинга. Оптимизация процесса управления затратами позволяет предприятию снижать общий уровень затрат. Поэтому основным условием увеличения прибыли предприятия является снижение издержек производства и сбыта продукции в частности снижение себестоимости выпускаемой продукции поэтому организация и управление затратами являются приоритетной задачей для предприятия. Практически на каждом...