МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ, МОЛОДІ ТА СПОРТУ УКРАЇНИ

Національний авіаційний університет

Курсова робота

з дисципліни: “ Основи теорії управління польотом”

Виконав: студент групи 403 ІАСУ

Шипович В. В.

Перевірив: доцент

Троянов П.П.

Варіант № 91

Київ 2012

Національний авіаційний університет

Інститут аерокосмічних систем управління

Кафедра систем управління літальних апаратів

Завдання

на виконання курсової роботи

з дисципліни "Основи теорії управління польотом"

Номер варіанта визначається двома останніми цифрами номера залікової книжки студента. Тема та зміст роботи вибираються з літератури, що приведена нижче. Вихідні дані для розрахунків даються в таблицях для варіантів 1-60, 61-100 на стор.79.

Студент __Шипович Віталій Васильович _ Група № _403____________________

Залікова книжка №____0209091____________ Варіант № _91___________________

Тема: Розгляд руху рискання літака, керованого пілотом, з заданою передавальною функцією ________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________

Література: Унгурян «Расчет систем автоматического управления полетом»

Дата видачі завдання: _03 жовтня_ 2012р. Строк здачі роботи: ________2012р.

Студент ____Шипович В. В. ___ Керівник ______________________

Зміст

Завдання

1. Теоретична частина

2. Розрахункова частина

3. Висновок

4. Список використаної літератури

Завдання:

Рахуючи, що вектор швидкості є нерухомим () і відсутній рух крену. Розглянути рух рискання літака, який управляється пілотом з передаточною функцією

1. Скласти структурну схему замкнутої системи з законом регулювання:

і визначити передаточний коефіцієнт , що забезпечує наступні динамічні характеристики системи:

а) запаси стійкості розімкненої системи повинні бути по амплітуді по фазі ;

б) смуга частот пропускання замкнутої системи по відношенню до управляючого впливу повинна бути не менше=1,2 1/сек; показник коливальності амплитудної частотної характеристики – не вище М=1,25.

2. Побудувати перехідний процес при одиничному ступінчастому впливі управляючого сигналу. Перерегулювання повинне бути не більше 30%.

Варіанти
61,66,71,76,81,86,91,96	-0,25	0,08	0,12	-6,0	-8,0	-2,5	-7,5	-0,01	-0,9	110	5×10^-5	8×10^-6	0,1

1. Теоретична частина:

Рух рискання

Якщо вважати кут крену рівним нулю, то плоский рух літака характеризується зміною кутів ковзання і рискання і називається рухом рискання. Для аналізу цього руху необхідно взяти рівняння сил уздовж поперечної осі O_z

;

рівняння моментів відносно вертикальної осі О_у

;

і кінематичне рівняння

,

а)

; в) (1)

. д)

Прирівнюючи нулю головний визначник системи (1), знайдемо характеристичне рівняння руху рискання:

.

Після розкриття визначника отримаємо:

, (2)

де ;

.

Для вивчення динамічних характеристик руху рискання розглянемо передавальні функції параметрів іпо відношенню до керуючого впливуі збурюючих впливів та .

Передавальна функція

характеризує зміну кута ковзання (або пов'язаної з ним бічної сили) при відхиленні руля напряму.

Коефіцієнт від'ємний: позитивному відхиленню руля(вправо) відповідає негативна зміна кута.

Представимо передавальну функцію у вигляді коливальної ланки:, (3)

де ;;.

Коефіцієнт відносного демпфування зазвичай лежить в межах 0,1-0,3, і при побудові амплітудних логарифмічних характеристик необхідно вводити поправки до асимптоти, оскільки в області спряжуючої частоти помилка може досягти 12-16 Дб.

Передавальна функція, що визначає керованість кута рискання по рулю напрямку, має вигляд:

.

Після приведення до стандартного вигляду отримаємо:

,

Стала часу , коефіцієнт<0 (при позитивному відхиленні руля кутзменшується). Передатна функція (4) складається з трьох ланок:

1). Коливальної ;

2). Інтегруючої ;

3). Диференціюючої першого порядку .

На мал.1 представлені логарифмічні характеристики складових ланок і їх суми (а - ЛАЧХ, б - ЛФЧХ). При ступінчастому одиничному відхиленні руля напрямку напряму кут рискання змінюється безперервно і граничне значення

,

тобто літак здійснює плоский розворот з постійним кутом ковзання [див. формулу (3)]. Зауважимо, що моменту, створюваному рулем направлення, протидіє момент шляхової стійкості, пропорційний куту ковзання. Тому управління розворотом за допомогою тільки руля напрямку не є ефективним.

Мал. 1.

Однак в системах автоматичної стабілізації при невеликих відхиленняхвід заданого значення таке управління може бути використане. Перехідний процес для розглянутого випадку показаний на мал.2.

Мал.2.

Передавальні функції по моменту збурення М_у відрізняються від (3) і (4) тільки величинами коефіцієнта передачі.

Розглянемо динамічні характеристики літака при боковому вітрі. Під дією бокового вітру змінюється повітряний кут ковзання, з'являється бокова сила і викривляється в плані траєкторія польоту; одночасно під дією моменту шляхової стійкості змінюється кут рискання.

Передавальна функція

визначає зміну кута ковзання . З урахуванням виразу (2) дляперепишемо функцію наступним чином:

(5)

де .

З виразу (5) випливає, що після загасання перехідних процесів при ступінчастому впливі бічного вітру усталене значення кута ковзаннядорівнює куту вітру, взятому з оберненим знаком:

= - .

Цей результат є очевидним і випливає з співвідношення , якщо врахувати, що в усталеному режимі повний (повітряний) кут ковзаннядорівнює нулю (прискорення дорівнюють нулю).

Знайдемо передатну функцію, що характеризує зміну кута рискання при бічному вітрі:

,

або

. (6)

Коефіцієнт від’ємний і менше одиниці по модулю: при позитивному вітрі (праворуч) літак розвертається вправо на кут, менший кута вітру.

Побудова логарифмічних частотних характеристик для передавальної функції (5) провадиться шляхом підсумовуванні характеристик складових ланок: коливальногї та диференціюючої першого порядку. Слід враховувати поправки в амплітудній характеристиці коливальногї ланки в зв'язку з малою величиною. Вплив на літак моменту збурення щодо вертикальної осіМ_у (відмова двигуна) визначається передавальними функціями

;

, (7)

відмінними від (3) і (4) величинами передавальних коефіцієнтів та.

У деяких випадках при розгляданні руху рискання не враховується вплив бокових сил на літак [рівняння. (1а)]. При цьому траєкторія польоту є прямолінійною (вектор шляхової швидкості нерухомий) і має місце співвідношення . Рівняння (1в) перепишеться таким чином:

(8)

У правій частині рівняння (8) враховується тільки керуючий вплив, так як реакція літака на боковий вітер аналогічна.

Передавальна функція

, (9)

де ;;,

істотно відрізняється від передавальної функції (4). Вираз (9) може бути використано для наближених розрахунків; перехідні процеси відповідають дійсності в невеликому початковому інтервалі часу (2 - 5 с).