АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция

Оценка характеристик продольной статической управляемости

Читайте также:
  1. D.2 Оценка практического экзамена на 1-й и 2-й уровни – руководящие указания по взвешенным процентам
  2. I Тип Простейшие. Характеристика. Классификация.
  3. I. Расчет тяговых характеристик электровоза при регулировании напряжения питания ТЭД.
  4. I. Электрофильтры. Характеристика процесса электрической очистки газов.
  5. II. Оценка располагаемых водных ресурсов объекта.
  6. II.2 Стилистическая характеристика рекламного текста
  7. III. Социолингвистическая характеристика
  8. V этап. Оценка результатов
  9. V этап. Оценка результатов
  10. V этап. Оценка результатов
  11. V этап. Оценка результатов
  12. V. Расчет и построение скоростной характеристики ТЭД, отнесенной к ободу колеса электровоза.

В процессе выполнения курсовой работы определяются:

· балансировочные отклонения рычага управления в горизонтальном полете ;

· балансировочные усилия на рычаге управления в горизонтальном полете ;

· коэффициенты (градиенты) расхода рычага управления и усилий на единицу перегрузки в криволинейном полете в вертикальной плоскости ,

которые затем сравниваются с нормируемыми значениями.

Статические характеристики продольной управляемости для данного типа самолета имеют следующие нормируемые значения:

для самолета 3а класса:

мм/ед.пер.;

 

Н/ед.пер.;

 

 

Знак " -" означает отклонение РУС "на себя".

Исходное уравнение балансировки в прямолинейном горизонтальном полете имеет вид:

,

где (см. п.1.3).

Отсюда балансировочное отклонение руля высоты:

,

где - см. п. 1.2.2.

Далее определяют балансировочные отклонения рычага управления (РУС) и балансировочные усилия на нем по формулам:

,

,

где - коэффициент передачи штурвала, рад/мм;

- коэффициент жесткости штурвала (для необратимых систем), Н/мм.

Коэффициенты расхода РУ и усилий на единицу перегрузки в криволинейном полете в вертикальной плоскости определяются по формулам:

где - коэффициент расхода РВ на ед. перегрузки,

Результаты расчета статических характеристик продольной управляемости сводят в таблицу, а также строят графики зависимостей характеристик продольной статической управляемости в рассматриваемом диапазоне высот и чисел М. Анализируя балансировочные кривые , =f(М), оценивают достаточность диапазона отклонения ручки для балансировки самолета на расчетных высотах, а также делают вывод об устойчивости самолета по скорости (если , то самолет устойчив по скорости в данном диапазоне чисел М).

 

На графики , наносят ограничения (нормируемые значения для самолета данного класса) и делают выводы о соответствии градиентов расхода ручки и усилий требованиям задания.

 

 

Таблица 4. H=500м.

M q, н/ Cyгп Xбал, мм/ед.пер. Pбал, Н/ед.пер. Xn, мм/ед.пер. Pn, Н/ед.пер. δв бал, рад δn, рад
0,2 2672,296 1,163599 -59,8036 -119,607 -147,9 -295,99 -0,1017 -0,25159
0,3 6012,666 0,517155 -30,7184 -61,4369 -70,16 -140,33 -0,052 -0,11928
0,4 10689,18 0,2909 -21,7806 -43,5613 -44,86 -89,72 -0,037 -0,07626
0,5 16701,85 0,186176 -17,8654 -35,7308 -32,83 -65,67 -0,0304 -0,05582
0,6 24050,66 0,129289 -16,7531 -33,5062 -27,82 -55,64 -0,0285 -0,0473

 

H=4000м

M q, н/ Cyгп Xбал, мм/ед.пер. Pбал, Н/ед.пер. Xn, мм/ед.пер. Pn, Н/ед.пер. δв бал, рад δn, рад
0,3 3883,233 0,800745 -44,7874 -89,5748 -88,09 -176,18 -0,0761 -0,14975
0,4 6903,525 0,450419 -30,6228 -61,2456 -56,19 -112,38 -0,0521 -0,09552
0,5 10786,76 0,288268 -24,1937 -48,3875 -41,01 -82,01 -0,0411 -0,06971
0,6 15532,93 0,200186 -21,8876 -43,7751 -34,55 -69,11 -0,0371 -0,05874

 

H=7000м

M q, н/ Cyгп Xбал, мм/ед.пер. Pбал, Н/ед.пер. Xn, мм/ед.пер. Pn, Н/ед.пер. δв бал, рад δn, рад
0,3 2589,622 1,200747 -64,6316 -129,263 -111,81 -223,63 -0,11 -0,19008
0,4 4603,772 0,67542 -43,0946 -86,1891 -71,17 -142,34 -0,073 -0,12099
0,5 7193,393 0,432269 -33,1198 -66,2395 -51,79 -103,58 -0,056 -0,08804
0,6 10358,49 0,300187 -29,1297 -58,2594 -43,41 -86,81 -0,05 -0,07379

 

 

Вывод:

Эффективности рулей для балансировки самолета по тангажу не достаточно в расчетном диапазоне высот и скоростей полета. Для устранения неравномерности градиентов расходов и усилий на ручке необходимо установить АРУ.

 

 

1.4.3.Оценка динамических характеристик продольной устойчивости и управляемости.

Оценка производится методом накопления расчетных точек на области хорошей устойчивости и управляемости, которая соответствует PR≤3,5 (от англ. “pilot rating” – оценка летчика) по десятибалльной шкале Купера-Харпера..

Определяются следующие характеристики переходного процесса по нормальной перегрузке в короткопериодическом движении:

  • опорная частота недемпфированных колебаний ω0(H,M);
  • относительный коэффициент затухания колебаний ξ0(Н,М);
  • время срабатывания tср(H,M);
  • относительный заброс перегрузки (относительное перерегулирование) .

Опорную частоту недемпфированных колебаний находят из выражения:

,

коэффициент демпфирования – из выражения:

,

где

Если самолет устойчив по углу атаки (по перегрузке), то есть при , то для него определяют:

  • относительный коэффициент затухания колебаний ;
  • время срабатывания и перерегулирование

,

где - угол скоса потока при a=0 с убранной механизацией ( рад для ГО, расположенного на фюзеляже, и для Т-образного ГО).

Таблица. 5 Результаты расчетов динамических характеристик

H=500м

M Cy гп V, м/с nyα Kz, 1/с Mzα, 1/ Mzωz, 1/с MzaT, 1/с ω0, 1/с h0 ξ0, с tcp, с ∆ny
0,2 1,164 67,8 0,688 0,88 -0,02 -0,39 -0,049 2,01 1,025 0,967 7,678 0,048
0,3 0,517 101,5 1,547 1,97 -0,03 -0,59 -0,073 2,27 1,58 0,977 5,044 0,0465
0,4 0,291 135,3 2,75 3,51 -0,08 -0,81 -0,097 2,54 2,16 0,987 3,006 0,045
0,5 0,186 169,2 4,351 5,48 -0,13 -1,05 -0,118 2,93 2,83 0,983 1,81 0,046
0,6 0,129   6,342 7,9 -0,19 -1,35 -0,139 3,74 3,71 0,959 1,173 0,049

 

H=4000м

M Cy гп V, м/с nyα Kz, 1/с Mzα, 1/ Mzωz, 1/с MzaT, 1/с ω0, 1/с h0 ξ0, с tcp, c ∆ny
0,3 0,8 97,4 0,99 1,28 -0,031 -0,4 -0,036 2,05 1,06 0,886 5,587 0,0619
0,4 0,45 129,8 1,78 2,27 -0,054 -0,55 -0,056 2,24 1,46 0,889 3,753 0,0613
0,5 0,288 162,3 2,81 3,54 -0,086 -0,71 -0,115 2,44 1,90 0,89 2,435 0,0611
0,6 0,2 194,8 4,1 5,1 -0,13 -0,91 -0,279 2,66 2,5 0,869 1,557 0,0652

H=7000м

M Cy гп V, м/с Nyα Kz, 1/с Mzα, 1/ Mzωz, 1/с MzaT, 1/с ω0, 1/с h0 ξ0, с tcp, c ∆ny
0,3 1,2 93,7 0,67 0,85 -0,02 -0,28 -0,025 1,9 0,74 0,763 6,357 0,091
0,4 0,68 124,9 1,18 1,51 -0,036 -0,38 -0,039 2,04 1,01 0,769 4,312 0,0895
0,5 0,43 156,2 1,87 2,36 -0,057 -0,49 -0,08 2,19 1,32 0,767 3,015 0,0899
0,6 0,3 187,4 2,73 3,4 -0,084 -0,63 -0,193 2,35 1,73 0,752 2,198 0,094

Рис. 5 Опорная частота не демпфируемых колебаний.

Рис. 6 Относительный коэффициент затухания колебаний.

Рис. 7 Время срабатывания.

Рис. 8 Области хорошей устойчивости и управляемости без АПУ.

 

Вывод:

Средствами аэродинамической компоновки самолета для заданного коэффициента запаса устойчивости =-0,03, требуемые динамические характеристики обеспечиваются отчасти, половина расчетные точки находятся за пределами области хорошей устойчивости и управляемости. Поэтому для перемещения точек в заданную область необходимо оборудовать самолет автоматом продольного управления (АПУ).

 


1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | 10 |

Поиск по сайту:



Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Студалл.Орг (0.008 сек.)