ШПОРЫ. 1. Расчет требуемой максимальной мощности привода в двигательном режиме
 Скачать 0.78 Mb.
|
|
1. Расчет требуемой максимальной мощности привода в двигательном режиме 2. Расчет требуемой максимальной мощности привода в тормозном режиме 3. Расчет ориентировочного значения требуемой номинальной мощности двигателя по вычисленному значению максимальной скорости привода для двигателей с жесткой механической характеристикой 4. Расчет ориентировочного значения требуемой номинальной мощности двигателя по вычисленному значению максимальной скорости привода для двигателей с мягкой механической характеристикой 5. Доказательство непрерывности и единственности диапазона передаточных отношений силового редуктора 7. Критерии для оптимального выбора передаточного числа силового редуктора 9. Режимы работы двигателей: длительный, повторно-кратковременный 6. Алгоритм расчета диапазона возможных значений передаточного числа редуктора 8. Определение оптимального значения передаточного числа редуктора по выбранному критерию 10. Условие нормального теплового режима работы двигателя в следящей системе для длительного режима работы 11. Условие нормального теплового режима работы двигателя в следящей системе для повторно-кратковременного режима работы 12. Энергетический расчет по наиболее тяжелому режиму работы что тут писать (под цифрой 1 или 2 нужно уточнить перед рк!!) Наиболее тяжелый режим — это режим с наибольшей мощностью, вырабатываемой двигателем 1) P_дн - двигателя номинальный или 2) 13. Классификация сил и моментов, действующих на вал исполнительного двигателя. Динамический момент. Моменты нагрузки можно разделить на 3 группы: Динамические моменты M_дин. Обусловлены инерционностью механической передачи и ОУ. динамический момент обычно приводится к валу двигателя Внутренние моменты сопротивления M_с, зависящие от переменных состояния системы/привода. Внешние моменты M_в, не зависящие от состояния системы M_н = М_диг + М_с + М_в *дальше можно подробно не расписывать, так как под это есть отдельные вопросы №14-15* Пример внутренних: от сил трения вязкого трения . Его учёт не сильно усложняет расчет сухое трение. Различают момент трения покоя и момент трения скольжения.Часто аппроксимирующих просто функцией sign: при больших скоростях иногда учитывают квадратичную зависимость от силы трения: шарнирный момент — момент от аэродинамических сил, действующих на руль/крыло относительно оси вращения 14. Внутренний момент - момент от сил трения. Зависимость момента от сил трения Составляющие момента трения: Момент вязкого трения (тут типо x с точкой (р-оператор дифференцирования)) Сухое трение. (Различают момент трения покоя и момент трения скольжения) При больших скоростях иногда учитывают квадратичную зависимость от силы трения Таким образом, трение можно выразить как сумму этих трех составляющих: Момент трения в нулевой точке: проблема, т.к. при неправильном вводе (просто как 𝑠𝑖𝑔𝑛) момент будет нефизичен, как результат – неправильные результаты моделирования. Есть неоднозначность характеристик трения, снимаемых с реальных систем. Установлено, что трение в основном зависит от следующих факторов: Материал подвижных контактов, смазки. Размер пятна контакта и его геометрические очертания. Режим работы: температуры (в первую очередь), скорости, нагрузки. 15. Внутренний момент - шарнирный момент. Для отклонения руля или крыла летательного аппарата, руль (крыло) должен преодолеть момент аэродинамических сил, действующих на него, относительно его оси вращения. Этот момент называется шарнирным моментом. ЦД - центр давления О - ось вращения руля N - нормальная составляющая аэрод. сил h - расстояние от ЦД до оси вращения α - угол атаки 𝛿 – угол поворота руля Y - подъемная сила V - скорость ЛА Тогда шарнирный момент: Расшифровка множителей (в РК думаю можно не писать): Су - коэф. подъемной силы руля pV/2 - скоростной напор воздушного потока Ар - аэродинамическая площадь руля m_шар - безразмерный коэф. шарнирного момента b_Ap - средняя аэродинамическая хорда руля m_м0 - коэф., определяемый формой руля K_ш - коэф-ты угловой жесткости 16. Назначение и структура системы управления полетом ЛА Рассмотрим ЛА как динамический объект, состоящий из нескольких систем. Основное назначение ЛА - обеспечение полета по требуемой траектории. Для этого необходимо, чтобы центр масс ЛА удерживался на траектории и чтобы ЛА занимал определенные угловые положения, относительно центра масс. В простейшем случае система управления полетом состоит из системы наведения и системы стабилизации. Структурная схема системы управления ЛА: Система наведения, система стабилизации, рулевой привод, руль, динамика ЛА (для тех кто не понимает мой почек). 17. Критерии оценки по быстродействию подсистем системы управления полетом летательного аппарата. В теории САУ ЛА при приближенных расчетах быстродействие систем стабилизации и наведения можно характеризовать шириной полосы пропускания (пропускаемых частот). Полосу пропускания при этом определяют частотой среза разомкнутого контура системы или резонансной частотой замкнутого контура системы. С увеличением полосы пропускания увеличивается быстродействие системы, но увеличивается влияние шумов и помех, растут требования к мощностным характеристикам исполнительных подсистем. Поэтому выбор полосы пропускания должен быть обоснован. 18. Формирование требований к динамике следящего привода по частотным характеристикам объекта управления. Величину полосы пропускания системы наведения определяет величина амплитудно - частотного спектра управляющих воздействий. Система наведения должна достаточно точно реагировать на управляющие воздействия. Для этого полоса пропускания системы наведения должна быть больше, чем полоса пропускания частот управляющего воздействия. Контур системы стабилизации должен достаточно точно воспроизводить сигналы системы наведения и отфильтровывать случайные составляющие. Если полоса пропускания системы стабилизации выбрана малой, то контур стабилизации будет вносить большие амплитудные и фазные искажения в процессе наведения и стабилизации ЛА. Если считать допустимым, что система стабилизации вносит в систему наведения фазные искажения (сдвиги по фазе), не превыш. 15 град., а искажения по амплитуде не более 10%, то в этом случае можно связать систему стабилизации с системой наведения С другой стороны полоса пропускания системы стабилизации должны быть больше собственных частот короткопериодических колебаний ЛА, которые входят в систему стабилизации как ОУ. Если это условие не выполнено, то система стабилизации не сможет полностью использовать маневренные возможности летательного аппарата. Приближенно принято считать, что система стабилизации обладает достаточным быстродействием, если выполняется условие При увеличении полосы пропускания системы стабилизации существенно усиливается влияние малых параметров аэродинамической системы на ее динамические свойства, что усложняет обеспечение устойчивости контура стабилизации. При выборе быстродействия рулевого привода следует исходить из требований предъявляемых к нему как к элементу системы стабилизации. Достаточно точно сформулировать требования к рулевому приводу можно только на основании тщательных исследований динамики и точности всей системы управления. На предварительных этапах проектирования прибегают к приближенным оценкам требований быстродействия привода. Рулевой привод, являясь внутренним контуром системы стабилизации, должен отрабатывать сигналы этой системы с достаточной степенью точности, поэтому полоса пропускания: Kб - параметр требуемого быстродействия рулевого привода. Желание обеспечить сложную задачу обеспечения устойчивости контура стабилизации приводит к тому, что назначают Kб=10. Тогда искажения, вносимые приводом не превышают единицу % по амплитуде и нескольких градусов по фазе. Привод можно рассм. звеном как к-т усиления без рассмотрения динамики. Целесообразно брать Kб=3 … 3.5 , а потом уточнять для более точных расчетов. 19. Формирование требований к динамике следящего привода по переходным процессам объекта управления. Привод вместе с рулем можно рассматривать как элемент ЛА. Тогда быстродействие привода должно быть таким, чтобы оно не ухудшало маневренных возможностей ЛА. Маневренные возможности ЛА определяются располагаемыми перегрузками и быстродействием, которое можно охарактеризовать временем в течение которого аппарат выходит на располагаемую перегрузку при мгновенном отклонении руля. Быстродействие рулевого привода должно быть таким, чтобы время выхода на располагаемую перегрузку увеличивалось несущественно, чем в идеальном приводе. ПФ ЛА по отношению к выходной величине, пропорционально к перегрузке, имеет вид: Быстродействие ЛА приближенно характеризуется временем t0, при котором кривая ПП первый раз достигает установившегося значения. Теперь можно найти новое время t0’, при котором выходная координата достигает установившегося значения при условии, что руль отклоняется за конечное время. Увеличение времени выхода ЛА на перегрузку по сравнению с мгновенным отклонением руля можно представить в виде функции параметров ЛА и времени быстродействия привода tб. При небольших углах поворота руля, можно считать, что руль движется с постоянной max скоростью. При постоянной скорости время поворота руля на заданную величину будет изменяющейся величиной, пропорциональной величине угла поворота. Тогда расчетное значение tб должно определяться, как время выхода ЛА на располагаемую перегрузку на тех участках траектории полета, где обладают min эффект. и требуют больших углов поворота. В этом случае для создания располагаемой на данном участке перегрузки руль должен отклониться на некий max угол δmax. В этом случае: |