Оценка характеристик продольной статической управляемости

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 t_ср(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).

Поиск по сайту: