Системы автоматического управления полётом - Контрольная работа

бесплатно 0
4.5 81
Аэродинамические, весовые и геометрические характеристики самолета. Анализ устойчивости продольного движения самолёта. Обеспечение характеристик управляемости самолета. Передаточные функции свободного самолёта по управляющим и возмущающим воздействиям.


Аннотация к работе
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Выполнил: студент V курса специальности 25.03.02, ЗФО· - величина, определенная по графику зависимости при M = 0.5, приведенном в [1]; · - величина, определенная по графику зависимости при M = 0.5, приведенном в [1]; · - величина, определенная по графику зависимости при M = 0.5, приведенном в [1]; · - величина, определенная по графику зависимости при M = 0.5, приведенном в [1]; · - величина, определенная по графику зависимости при M = 0.5, приведенном в [1];Провести анализ характеристик устойчивости продольного движения самолета. Определить передаточные функции свободного самолета по управляющим и возмущающим воздействиям для упрощенной модели (модели короткопериодического движения самолета), описываемой системой (5*): ; ; ;Все расчеты данной работе будем проводить с помощью математической программы Mathcad.Рассчитаем коэффициенты линеаризованных уравнений системы (2) в соответствии с вариантом задания, используя выражения (3) - (14). Результаты расчета в Mathcad приведены на рисунках 2 и 3.Под устойчивостью движения свободного самолета понимается его способность сохранять исходный режим полета по окончании действия внешних возмущений.Характеристическое уравнение полной модели продольного движения самолета представленной системой (1) имеет вид: , (15) где, , (16) Результаты расчета по (16) … (19) в Mathcad приведены на рис.4. Согласно [1], для самолетов характеристическое уравнение (15) 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).Система уравнений, описывающая короткопериодическое движение самолета, полученная из системы (2), согласно [1] имеет вид: (22) Характеристическое уравнение системы (22) имеет вид: , (23) где, , (24) Нулевой корень характеристического уравнения указывает на нейтральность самолета по углу тангажа в короткопериодическом движении самолета и не оказывает влияния на устойчивость этого движения. Анализ выражений, определяющих S1 и S2, указывает, что условие S1>0 выполняется всегда. Устойчивость короткопериодического возмущенного движения рассматривается обычно как устойчивость по перегрузке.Система уравнений, описывающая длиннопериодическое движение свободного самолета, полученная из системы (2) имеет вид: (28) Устойчивость длиннопериодического возмущенного движения нередко рассматривают как устойчивость по скорости, являющейся определяющим параметром в длиннопериодическом движении самолета.По результатам расчета в п.3.2.1, условия устойчивости (20) и (21) выполняются. По результатам расчета в п.3.2.2, условия устойчивости (26) выполняются.Под управляемостью самолета понимают реакцию самолета по параметрам его движения на управляющие воздействия со стороны летчика. По существу управляемость самолета определяет связь между входным воздействием летчика на рычаги управления самолета и выходной реакцией последнего на эти воздействия.Передаточные функции короткопериодического движения самолета, связывающего приращение нормальной перегрузки ny с приращением усилия, приложенного к штурвальной колонке Рш. к. и приращением ее перемещения Хш. к. имеют вид (согласно [1]): , (33) К динамическим показателям продольной управляемости относятся: собственная частота короткопериодического движения самолета: , (38) относительный коэффициент затухания короткопериодического возмущенного движения: . Собственная частота короткопериодического возмущенного движения определяет время реакции самолета по перегрузке на единичное отклонение руля высоты.Для обеспечения приемлемых характеристик управляемости самолета Wa и xa должны иметь вполне определенные значения. Считается, что чем больше Wa и чем ближе xa к значению 0.7, тем меньше время выхода самолета на заданную перегрузку и тем он лучше в управлении. Однако величина Wa ограничена сверху динамическими свойствами летчика, проявляющимися в запаздывании действий при парировании колебаний самолета с большим значением. Но как выше упоминалось, чем больше Wa и чем ближе xa к значению 0.7, тем меньше время выхода самолета на заданную перегрузку и тем он лучше в управлении.Определим передаточные функции свободного самолета по управляющим и возмущающим воздействиям для модели короткопериодического движения самолета, описываемой системой (21). По определению, передаточной функцией называется отношение операторного изображения выходного параметра объекта управления к операторному изображению входного параметра, то есть: . Используя методику определения передаточных функций, описанную в пункте 3.3 из [1], находим искомые передаточные функции, как отношение двух матриц из коэффициентов системы (22).

План
Содержание

1. Исходные данные

2. Задание к контрольной работе

3. Решение

3.1 Расчет коэффициентов линеаризованных уравнений

3.2 Анализ характеристик устойчивости продольного движения

3.2.1 Устойчивость продольного возмущенного движения самолета

3.2.2 Устойчивость короткопериодического движения самолета

3.2.3 Устойчивость длиннопериодического движения самолета

3.2.4 Выводы

3.3 Анализ характеристик продольной управляемости

3.3.1 Расчет показателей продольной управляемости самолета

3.3.2 Выводы

3.4 Передаточные функции по воздействиям

3.5 Коррекция характеристик устойчивости и управляемости самолета

Список используемой литературы и источников

1. Исходные данные

Исходными данными к контрольной работе являются: 1. Аэродинамические, весовые и геометрические характеристики самолета, представленные в таблице 1 (Приложение и таблица 1 из [1]): Таблица 1. Характеристики самолета (номер задания 3)

Н, [м] M УР, [м] m*, [кг] GT, [КГ] x*a W*a, [с-1] XNYШК, [мм]

4000 0.5 3 5000 10000 0.9 5 -250 где H - высота полета: M - число Маха полета;

m* - масса пустого самолета;

GT - вес топлива;

x*a - относительный коэффициент затухания короткопериодического возмущенного движения самолета;

W*a - собственная частота короткопериодического движения самолета;

XNYШК - градиент перемещения штурвальной колонки по перегрузке (статический показатель управляемости самолетом).

Закон управления автомата продольного управления полетом (АПУП): . (1)

Значения величин, используемых в расчетах: g = 9.8 м/с2 - ускорение свободного падения;

r = 318 (КГ?с2) /м4 - массовая плотность воздуха, определенная по графику зависимости при H = 4000 м, приведенном в [1];

a = 326 м/с - скорость звука, определенная по графику зависимости при H = 4000 м, приведенном в [1];

· м/с - воздушная скорость самолета, определяемая через заданное значение числа Маха;

S = 180 м2 - площадь крыльев;

· м - размах крыльев;

· м - средняя аэродинамическая хорда (САХ);

· кг - полетная масса самолета;

Jz = 6?105 КГ?м?с2 - момент инерции самолета, определенный по графику зависимости при GT = 10000 КГ, приведенным в [1];

СУ ГП = - безразмерный коэффициент подъемной силы;

CX = 0.02 - безразмерный коэффициент лобового сопротивления, определенные по графику зависимости при Су = 7.76?10-5, приведенном в [1];
Заказать написание новой работы



Дисциплины научных работ



Хотите, перезвоним вам?