Математическая моделььдвижения ЛА. Закон управления и расчет передаточных чисел
 Скачать 3.9 Mb.
|
|
СОДЕРЖАНИЕ РАСЧЕТНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ ЧАСТЬ 1 1 Введение 1 2 Исходные данные . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4 3 Математическая модель движения системы ЛА-САУ . . . . . . . . . 6 4 Автопилот стабилизации угла крена . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8 4.1 Анализ устойчивости свободного ЛА 8 4.2 Анализ управляемости . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9 4.3 Закон управления и расчет передаточных чисел . . . . . . . . . . 11 4.4 Описание метода расчета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15 4.5 Расчет . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22 5 Автопилот стабилизации угла курса 28 5.1 Введение . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28 5.2 Анализ управляемости . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28 5.3 Закон управления и расчет передаточных чисел АП курса . . . . 32 6 Заход на посадку . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39 6.1 Введение . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39 6.2 Закон управления . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46 6.3 Расчет передаточных чисел и моделирование системы . . . . . . 49 7 Вывод по исследовательской части . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51 КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ 52 1 Рулевой агрегат управления . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52 1.1 Конструкция . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52 1.2 Технические характеристики . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55 1.3 Технические условия . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55 1.4 Расчет РАУ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55 2 Датчик угловой скорости ДУСв-5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64 2.1 Назначение . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64 2.2 Описание . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64 2.3 Основные технические характеристики . . . . . . . . . . . . . . 66 2.4 Принцип действия волоконно-оптического гироскопа . . . . . . 66 2.5 Пределы обнаружения угловой скорости . . . . . . . . . . . . . . 68 2.6 Устройство и работа составных частей ВОГ . . . . . . . . . . . . 69 ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ 71 1 Выбор организационной формы сборки . . . . . . . . . . . . . . . . 71 2 Схема сборки прибора . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73 3 Определение показателей технологичности конструкции прибора . . 75 4 Расчет размерной цепи . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78 5 Приспособление для замера осевого люфта РАУ 82 6 Приспособление для проверки РАУ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83 Технологический процесс . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 84 ОРГАНИЗАЦИОННО-ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ 91 1 Введение 91 2 Основные понятия организации НИР . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92 3 Методика расчета затрат на НИР . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96 3.1 Расчет продолжительности работ . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97 4 Смета затрат на проведение НИР . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100 4.1 Основная заработная плата . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100 4.2 Дополнительная заработная плата . . . . . . . . . . . . . . . . . 101 4.3 Страховые взносы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102 4.4 Материальные затраты . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102 4.5 Накладные расходы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103 4.6 Итоговые затраты на НИР . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104 5 Выводы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104 ОХРАНА ТРУДА И ЭКОЛОГИЯ 106 1 Введение . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106 2 Оценка воздействия компьютера на здоровье пользователя . . . . . . 106 3 Биологические эффекты излучений . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107 4 Заболевания опорно-двигательной системы . . . . . . . . . . . . . . 109 5 Синдром компьютерного стресса . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110 6 Нормирование вредных факторов при работе с компьютером . . . . 111 6.1 Требования к уровням шума и вибрации . . . . . . . . . . . . . . 114 6.2 Требования к освещению . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115 6.3 Требования к уровням электромагнитных полей . . . . . . . . . 118 6.4 Требования к уровням электростатических полей . . . . . . . . . 118 6.5 Требования к ионизирующему излучению . . . . . . . . . . . . . 119 7 Общие требования к электробезопасности . . . . . . . . . . . . . . . 120 8 Требования к визуальным параметрам ВДТ . . . . . . . . . . . . . . 121 9 Организация оптимального рабочего места . . . . . . . . . . . . . . 122 9.1 Требования к организации и оборудованию рабочих мест . . . . 124 9.2 Требования к организации медицинского обслуживания . . . . . 126 9.3 Требования пожарной безопасности . . . . . . . . . . . . . . . . 126 9.4 Требования электробезопасности . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128 ЗАКЛЮЧЕНИЕ 130 Список литературы 131 Список сокращений 132 РАСЧЕТНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ ЧАСТЬ 1 Введение В настоящее время в самолетостроении широко применяются системы ав- томатического управления. Особенностью современных маневренных само- летов является существенное изменение пилотажных характеристик в экс- плуатационной области их применения. Бортовая система автоматического управления сейчас является необходимым средством, обеспечивающим эф- фективную эксплуатацию современного самолета. Автопилоты способны выполнять разные задачи. Кроме угловой стабили- зации они позволяют автоматически стабилизировать высоту в полете, про- изводить развороты, набор высоты и снижение, стабилизировать бомбарди- ровочный прицел. Некоторые автопилоты могут быть использованы для ав- томатического взлета и посадки самолета, а также приведение самолета из любого положения в горизонтальный полет. Летательный аппарат (ЛА) вместе с автопилотом представляет собой за- мкнутую систему автоматического регулирования, в которой самолет — объ- ект, а автопилот — регулятор. В процессе регулирования регулируемая ве- личина либо поддерживается постоянной (режим стабилизации), либо изме- няется по определенному закону (режим управления). Регулятор производит измерение разности между действительными и заданными значениями ре- гулируемого параметра и в зависимости от величины и знака этой разницы оказывает на объект воздействие, в результате которого измеряемое значение параметра становится равным заданному. Управление ЛА может быть ручным, полуавтоматическим и автоматиче- 1 ским. По своему назначению автоматические устройства системы управле- ния ЛА можно разделить на три группы: — автоматы облегчающие (обеспечивающие) ручное пилотирование (демп- феры крена, тангажа и рыскания; автоматы продольного или бокового управления и перегрузки; автоматы устойчивости и управляемости) — автоматы обеспечивающие автоматическое пилотирование ЛА по одной или нескольким координатам управления (начиная с этого уровня авто- маты называют автопилотами) — комплексные системы управления полетом без участия человека. Под автопилотом, в широком смысле этого слова, понимается совокуп- ность средств автоматики, обеспечивающая с заданной точностью и надеж- ностью автоматическое управление летательным аппаратом в полете. В состав автопилота входят основные компоненты: — чувствительные элементы или измерительные устройства, которые изме- ряют отклонения регулируемого параметра и выдают сигналы, пропор- циональные этому отклонению — усилительно-преобразующие устройства, которые служат для усиления и преобразования сигналов, поступающих для управления исполнитель- ным устройством — исполнительные устройства, которые предназначены для создания управ- ляющего воздействия на объект с помощью органов управления Автоматизация процесса управления самолетом не исключает летчика из контура управления, оставляя за ним функции включения САУ, их переклю- чения и отключения, а также функции контроля процесса пилотирования са- молета. Задача разработчика заключается в рациональном распределении и сочетании в рамках единой системы управления функций летчика и САУ. 2 Под управляемостью ЛА понимают его способность изменять парамет- ры своего движения при приложении управляющих воздействий и характер изменения этих параметров во времени. Под хорошей управляемостью подразумевают реагирование ЛА на пере- мещения рычагов управления (с приложением относительно небольших уси- лий) без чрезмерного запаздывания и колебательности. Управляемость ЛА находится в прямой связи с устойчивостью его воз- мущенного движения. ЛА с достаточным запасом устойчивости требует про- стых движений рычагами управления и не требует специальных мер для па- рирования внешнего возмущения. Поэтому часто, характеризуя ЛА, говорят об его устойчивости, маневрен- ности и управляемости, не отрывая одно понятие от другого. Характеристики управляемости можно получить, используя методы тео- рии автоматического управления. При этом принимают входные воздействия в виде единичных функций h(t) по координате управления z(t), используя пе- редаточную функцию ЛА - W (p). В любой реакции динамического объекта на внешнее воздействие можно выделить переходную и установившуюся со- ставляющие этой реакции, а показатели управляемости можно условно раз- делить на динамические показатели (определяющие вид переходного процес- са) и статические показатели (определяющие установившееся движение ЛА – коэффициенты усиления соответствующих передаточных функций). В общем случае координат управления две: координата управления про- дольным движением Z П (t) и координата управления боковым движением Z Б (t). В боковом движении обычно в качестве координаты управления требуется угол крена γ , либо угол курса (рысканья) ψ В данном дипломном проекте разработан автомат стабилизации бокового движения маневренного самолета. 3 2 Исходные данные Время регулирования: t рег γ = (2 . . . 5)с — по крену, t рег ψ = (10 . . . 18)с — по курсу, t рег ε k = (60 . . . 80)с — по боковому отклонению Перерегулирование: σ γ ≤ 5%, σ ψ = 0% Точность стабилизации: ∆ γ = ±5%, ∆ ψ = ±5% Таблица 1.1 - Параметры линейной математической модели, 1 № H, км M a 1 , рад c a 2 , рад c 2 a 3 , рад c 2 a 4 , рад c a 5 , рад c a 6 , рад c a 7 , рад c 1 0 0.4 0.635 5.47 2.72 0.269 3.26 0.709 0.043 2 0 0.8 1.38 25.5 9.2 0.527 13.1 1.13 0.0709 3 0 1.2 2.5 54.4 10.6 0.905 10.4 1.6 0.0554 4 5 0.4 0.354 2.75 1.51 0.153 1.49 0.525 0.0254 5 5 1.6 1.64 40 7.56 0.62 7.36 0.985 0.0278 6 10 0.8 0.405 6.41 2.88 0.159 3.5 0.443 0.0254 7 10 1.5 0.857 18 4.79 0.312 4.45 0.551 0.0203 8 10 2 0.894 21.7 4.23 0.371 5.25 0.556 0.0139 9 15 0.8 0.184 2.77 1.35 0.0738 1.36 0.276 0.0121 10 15 1.5 0.395 7.92 2.48 0.146 2.23 0.302 0.0107 11 15 2.35 0.506 10 2.1 0.187 3.13 0.305 0.0067 12 20 2 0.15 2.03 0.813 0.0602 0.816 0.148 0.0027 4 Таблица 1.2 - Параметры линейной математической модели, 2 № H, км M b 1 рад c b 2 рад c 2 b 3 рад c 2 b 4 рад c b 5 b 6 рад c b 7 1 0 0.4 3.1 20.2 17.6 0.0719 -0.518 0.0571 0.0649 2 0 0.8 7.32 61.7 51.2 0.036 -3.03 0.126 0.0134 3 0 1.2 12.6 176 33.5 0.024 -1.95 0.178 0.0016 4 5 0.4 1.79 13.9 9.78 0.0759 -0.313 0.0085 0.125 5 5 1.6 7.23 138 22.9 0.0191 1.05 0.131 0.0044 6 10 0.8 2.2 20.2 19.2 0.0409 -1.11 0.033 0.0541 7 10 1.5 3.8 65.5 17 0.0218 -0.187 0.0773 0.0136 8 10 2 3.92 78.7 15.9 0.0164 -0.297 0.0812 0.0099 9 15 0.8 1.04 12.9 8.86 0.0413 -0.176 0.004 0.117 10 15 1.5 1.77 30.8 9.84 0.0222 -0.378 0.0372 0.0345 11 15 2.35 1.82 44.3 12 0.0141 0.0306 0.0422 0.0216 12 20 2 0.62 14.4 4.2 0.0166 -0.042 0.0107 0.0776 Рис. 1.1 - Полетная область 5 3 Математическая модель движения системы ЛА-САУ Анализ математической модели движения самолета как объекта управле- ния предусматривает в основном исследование устойчивости движения «сво- бодного» самолета и определение его характеристик управляемости ручным управлением. Под «свободным» самолетом будем понимать самолет, не управ- ляемый ни летчиком, ни каким-либо автоматом. Органы управления такого самолета жестко закреплены в балансировочных положениях. Характеристиками устойчивости и управляемости определяется возмож- ность стабилизации заданных координат управления и тем самым сама воз- можность управления движением самолета. Неудовлетворительные характе- ристики устойчивости и управляемости сужают диапазон возможного при- менения самолета. Математическая модель движения самолета представляет собой упрощен- ное описание его реального движения. Простейшая математическая модель движения ЛА - это линейная модель, а именно система линейных уравнений. Широкое использование линейной модели при синтезе структуры АП объясняется рядом причин: — формы большинства ЛА таковы, что на основных рабочих режимах по- лета имеют место линейные зависимости сил и моментов от кинематиче- ских параметров; — при правильно спроектированной системе величина ошибки E(t) не мо- жет быть большой; — по первой теореме Ляпунова вопрос об устойчивости нелинейной систе- мы может быть решен на основе линейной аппроксимации. Это позволяет вместо системы нелинейных дифференциальных уравне- ний, описывающих пространственное движение ЛА, воспользоваться их пер- 6 вым приближением — уравнениями для малых отклонений относительно неко- торого опорного режима полета. В общем виде линейная нестационарная модель движения ЛА может быть представлена следующим образом: ˙ x(t) = A(t) · x(t) + B(t) · u(t) (1.1) Часто коэффициенты матриц A(t) и B(t) являются гладкими функциями времени с относительно малыми скоростями изменения. Это позволяет ис- пользовать метод, при котором вместо A(t) и B(t) используются коэффици- енты A и B, являющиеся для данного режима величинами постоянными, что приводит к линейной стационарной модели движения самолета (горизонталь- ный прямолинейный полет Θ ≈ 0, γ ≈ 0, β ≈ 0 ) Если за опорный режим полета принять прямолинейный горизонтальный полет, допустимо исследовать продольное и боковое движение ЛА изолиро- ванно друг от друга. Тогда в уравнении (1.1) для бокового движения будем иметь: (p + b 1 ) ω x + a 6 ω y + b 2 β + a 5 δ н + b 3 δ э = 0 b 6 ω x + (p + a 1 ) ω y + a 2 β + a 3 δ н + b 5 δ э = 0 −b 7 ω x − a 8 ω y + (p + a 4 ) β − b 4 · γ + a 7 · δ н = 0 − ω x + a 9 · ω y + (p − b 8 ) · γ = 0 −a 10 ω y + b 9 γ + p · ψ = 0 (1.2) Где коэффициенты линейной модели взяты из таблиц 1.1 и 1.2. 7 4 Автопилот стабилизации угла крена 4.1 Анализ устойчивости свободного ЛА Математическим критерием возможности изолированного исследования движений ψ − β и движения γ служит критерий: b 1 (a 1 a 4 + a 2 ) A 3 − b 2 b 4 ≥ 0,9 (1.3) где A 3 = b 1 (a 1 a 4 + a 2 ) + b 2 (b 4 − b 6 + a 1 b 7 ) − a 6 (a 4 b 6 + a 2 b 7 ) Положим b 4 = 0 Вычислим выражение для каждого режима: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 1.03 1.04 1.05 0.94 1.06 1.03 1.07 1.07 0.95 1.06 1.09 1.01 Таким образом, на всех режимах допустимо исследовать характеристики управляемости по изолированным уравнениям движения. Исследуем изолированное движение ЛA по углу крена. Уравнения изоли- рованного движения свободного ЛA по углу крена ( δ н = δ э = a 9 = b 8 = b 9 = 0) имеют вид: (p + b 1 ) p γ + ω y a 6 + b 2 β = 0 ω x b 6 + (p + a 1 ) ω y + a 2 β + a 3 δ н + b 5 δ э = 0 − ω x b 7 + (p + a 4 ) β + ω y a 8 + a 7 δ н − b 4 γ = 0 (1.4) характеристическое уравнение системы имеет вид: A 0 λ 4 + A 1 λ 3 + A 2 λ 2 + A 3 λ + A 4 = 0 где A 0 = 1 8 |