Порядок выполнения работы

1. Рассчитать структурные схемы моделей самолета в соответствии с передаточными функциями бокового и продольного движения.

2. Выбрать, по заданию преподавателя, из прил.2 числовые значения коэффициентов передаточных функций самолета и определить величины ступенек управлящих сигналов dв , dэ.

3. Провести цифровое моделирование бокового и продольного движения самолета.

4. Построить графики переходных процессов по a, , J , q , Dnу , DН в продольном движении и , g , ,,Z , в боковом.

5. Провести анализ полученных результатов и оформить протокол отчета.

Содержание отчета

Отчет должен содержать:

- структурные схемы моделей бокового и продольного движения самолета с заданными значениями коэффициентов передаточных функций;

- графики указанных выше переходных процессов;

- краткие выводы о фазовых соотношениях между параметрами моделей, свойствах самолета как объекта управления.

Лабораторная работа 3

ИССЛЕДОВАНИЕ ДИНАМИЧЕСКИХ СВОЙСТВ МОДЕЛИ САМОЛЕТАС АВТОМАТОМ ПОВЫШЕНИЯ УСТОЙЧИВОСТИ

Цель работы

Целью лабораторной работы является закрепление теоретических знаний по построению контуров повышения устойчивости, приобретение практических навыков оценки характеристик самолета и их регулировки с помощью автоматических устройств.

Краткие теоретические сведения

Самолет, как любое материальное тело, обладает определенными динамическими свойствами, которые проявляются при его движении. Эти динамические свойства определяют характер переходных процессов при отклонении летчиком органов управления, изменении режима работы двигателей или конфигурации самолета, при воздействии на самолет атмосферной турбулентности или других возмущений. Во всех подобных случаях в целях обеспечения должной простоты и точности пилотирования, необходимого уровня комфорта и безопасности полетов наиболее предпочтительны только такие переходные процессы, которые без участия пилота приводят к быстрому восстановлению исходного состояния движения, а при управлении самолетом обеспечивают быструю его перебалансировку и не требуют для этого от пилота чрезмерных затрат энергии и времени. Итак, два важных физических свойства самолета: устойчивость его движения и управляемость.

Под устойчивостью движения понимают способность самолета самостоятельно, без участия пилота, сохранять заданный режим полета и возращаться к исходному режиму после непроизвольного отклонения от него под действием внешних возмущений.

Под управляемостью понимают способность самолета выполнять по желанию пилота в ответ на его действие любой маневр, предусмотренный условиями летной эксплуатации самолетов данного типа, притом наиболее просто, с наименьшими затратами энергии и времени пилота.

Поскольку устойчивость прежде всего проявляется в характере протекания самого возмущения движения самолета, обусловленного как действиями пилота, так и состоянием атмосферы, данное выше определение устой­чивости самолета иногда называют динамической устой-чивостью.

Кроме понятия динамической устойчивости, сущес­твует понятие статической устойчивости. Она, хотя и не характеризует полностью действительную устойчивость, однако является необходимым ее условием, так как дает представление о знаке и величине аэродинамических моментов тангажа, рыскания, крена, возникающих при отклонении самолета от исходного режима балансировки на заданных углах атаки и скольжения в случае воздействия на самолет внешних возмущений.

Опыт показывает, что только средствами аэро­динамической компоновки нельзя создать современный самолет, обладающий требуемыми характеристиками статической и динамической устойчивости, а также хорошей управляемостью в полном диапазоне больших и малых высот и скоростей полета. Только с включением специальных автоматических устройств в систему управления можно обеспечить пилоту во всех случаях летной эксплуатации такого самолета (в том числе и на крайних режимах) необхомую простоту пилотирования, а также высокий уровень комфорта и безопасности полетов.

В качестве автоматических устройств, обеспечи­вающих заданные характеристики устойчивости и управ­ляемости, чаще всего выступают демпферы колебаний (ДК) и автомыаты повышения устойчивости (АПУ).

В данной лабораторной работе необходимо рассчитать автомат повышения степени продольной статической устойчивости исходя из следующего условия: после окончания переходного процесса в продольном движении самолета с передаточной функций , вызванного отклонением руля высоты на угол dв , установившееся значение угла атаки составило a_уст при известных значениях w_a и x_a . Следует рассчитать АПУ таким образом, чтобы при том же отклонении руля высоты в системе "самолет - АПУ" установившееся значение угла атаки составило a^*_уст .

Порядок работы

1. В соответствии с указанием преподавателя выбрать вариант задания из прил.3 со значениями dв, a_уст, a^*_уст, w_a , x_a..

2. Рассчитать передаточную функцию модели свободного самолета.

3. Провести моделирование и получить графики переходных процессов по параметрам a , J , ,q .

4. Рассчитать передаточную функцию модели самолета с АПУ.

5. Провести моделирование модели системы "самолет - АПУ" и получить графики переходных процессов по параметрам a , J , ,q .

6. Провести сравнительный анализ графиков переходных процессов и сделать краткие выводы об изменениях динамических характеристик модели самолета.

7. Определить зону динамической управляемости, в которой находятся характеристики модели самолета с АПУ.

8. Оформить протокол отчета.

Содержание отчета

Отчет должен содержать:

- передаточную функци и структурную схему модели короткопериодического движения самолета;

- графики переходных процессов модели свободного самолета;

- передаточную функцию для модели системы "самолет - АПУ" и структурную схему модели короткопериодического движения самолета с АПУ;

- выводы о характере изменения динамических параметров модели самолета с введением АПУ.

Лабораторная работа 4

ИССЛЕДОВАНИЕ МОДЕЛЕЙ УПРАВЛЕНИЯ УГЛОМ ТАНГАЖА ПОСРЕДСТВОМ СТАТИЧЕСКОГО АВТОПИЛОТА

Цель работы

Целью лабораторной работы является исследование различных законов управления угловым движением самолета в режиме стабилизации относительно центра масс, оценке влияния передаточных чисел автопилота (АП) на качество переходных процессов, расчете статических ошибок АСУ полетом.

Краткие теоретические сведения

Необходимость стабилизации относительно центра масс связана с тем, что самолет должен обычно занимать вполне определенное положение относительно вектора скорости (в частности, продольная ось самолета должна занимать положение, близкое к вектору скорости).

Для стабилизации углового положения ( y, J, g ) необходимо измерить разность между истинным (текущим) и заданным значением угла, сформировать управляющий сигнал, зависящий от этой разности, и подать его на рулевой привод соответствующей управляющей поверхности. Динамические свойства АСУ полетом определяются законом управления, т.е. зависимостью, связывающей отклонения рулевой поверхности с изменениями регулируемой величины.

Рассмотрим процесс стабилизации в модели канала тангажа при различных законах управления.

Пропорциональное управление характеризуется законом управления типа

d в=KJ (J -J _з ),

который связывает отклонение руля высоты dв с рассогла­сованием текущего J и заданного J_з значений угла тангажа. При появлении рассогласования D = J-J_з происходит от­клонение руля высоты на некоторый угол и возникает мо­мент относительно поперечной оси, под действием которого самолет начинает менять угол тангажа в такую сторону, чтобы уменьшить величину расссогласования. Этот процесс носит обычно колебательный характер, причем колебательность тем больше, чем больше KJ .

Если на систему будет действовать возмущение aв , оно вызовет установившуюся (статическую) ошибку стабили­зации угла тангажа, величина которой обратно пропор­цональна коэффициенту KJ . Поэтому АП с пропорциональ­ным законом управления называют статическими.

Для уменьшения ошибок стабилизации необходимо увеличивать коэффициент усиления канала, однако возмож­ности его увеличения ограничены условием сохранения устойчивости. В большинстве случаев максимально допусти­мое по условиям колебательности значение оказывается не­достаточным для эффективной компенсации сильных возму­щающих воздействий, особенно в режиме захода на посадку, где в широких пределах меняются скорость и аэродинами­ческие характеристики самолета. Уменьшения колебатель­ности можно добиться, введя совместно с пропорциональным управлением управление по производной, т.е. добавляя в закон управления демпфирующий сигнал K:

d = KJ (J -J _з )+ K.

С введением демпфирующего сигнала можно увели­чить коэффициент передачи и, следовательно, уменьшить статическую ошибку регулирования. Практически, из-за ре­альности характеристик дифференцирующих устройств и других элементов АП сколь угодно малой ошибки регули­рования реализовать не удается.

Порядок выполнения работы

1. Используя данные работы 2 составить структурную схему модели канала тангажа с пропорциональным законом управления АП. Так как передаточная функция отрицательна, необходимо записать закон управления в виде

-dв=KJ (J _з -J ).

2. Рассчитать передаточное число АП по углу тангажа из условия:

3. Провести моделирование продольного движения са­молета при ступеньке управляющего сигнала: J₃ = 1, a_в = 0.

4. Построить графики переходных процессов a(t), J (t), DJ (t) .

5. Провести моделирование продольного движения самолета при ступеньке возмущающего воздействия a_в = 1, J₃ = 0. Определить величину статической ошибки в системе.

6.Построить графики переходных процессов a(t), J (t), DJ (t) .

7. Ввести в закон управления демпфирующий сигнал, записав его в виде

-dв=KJ (J-J_з )+K .

8. Составить структурную схему модели канала танга­жа.

9. Рассчитать передаточное число АП K из условия x = x₃ ( x₃ задается преподавателем).

10. Рассчитать передаточное число АП KJ по формуле, приведенной выше.

11. Провести такое же моделирование продольного движения самолета, что и для АП с пропорциональным законом управления.

12. Провести анализ полученных результатов, офор­мить протокол работы.

Содержание отчета

Отчет должен содержать:

- структурную схему канала тангажа АСУ полетом с пропорциональным законом управления АП, а также схему при законе управления АП с демпфирующим сагналом;

- графики переходных процессов в режиме стабилизации тангажа при управляющих и возмущающих воздействиях;

- сравнительный анализ статических и динамических характеристик АСУ полетом с различными законами управления и передаточными числами.

Приложение 1

Таблица оригиналов и изображений по Лапласу

Оригинал	Изображение
Af(t)	AF(p)
f1(t)+f2(t)	F1(p)+F2(p)
1(t)
A1(t)
t ^n1(t)
A (t)	A
A t1(t)

Приложение 2

Таблица значений коэффициентов передаточных функций

Коэффи-циенты	Варианты
	I	II	III	IV	V	VI	VII	VIII	IX	Х
К1	4,132	1,583	4,132	1,583	4,132	1,583	1,685	1,685	1,292	1,294
К2	2,018	1,064	2,091	1,106	2,154	1,143	1,827	1,89	1,602	1,661
К3	7,247	2,697	7,317	2,718	7,378	2,736	3,357	3,411	2,579	2,627
К4	0,783	0,45	0,856	0,492	0,919	0,528	0,839	0,902	0,728	0,785
К5	4,31	2,76	4,31	2,76	4,31	2,76	1,693	1,693	1,45	1,45
К6	0,344	0,127	0,376	0,139	0,404	0,149	0,145	0,156	0,108	0,116
К7	3,543	1,679	4,2	1,991	4,883	2,313	2,139	2,465	1,679	1,946
К8	1,831	0,924	2,142	1,152	2,49	1,358	2,044	2,398	1,845	2,168
К9	0,04	0,061	0,04	0,061	0,04	0,061	0,102	0,102	0,119	0,119
К10	4,3	2,75	4,3	2,75	4,3	2,75	1,69	1,69	1,45	1,45

Приложение 3

Таблица значений параметров

Пара-метр	Номер варианта
	1	2	3	4	5	6	7	8
dв, град	-1	-2	-3	-4	-5	-6	-7	-8
aуст , град	1	2	3,75	5	25	30	17,5	20
a*уст , град	0,44	-0,88	1,08	1,44	11	13,2	7,7	8,8
xa	0,675	0,75	0,75	0,825	0,825	0,9	0,9	0,975
wa , град/с	1,6	1,6	1,87	1.87	2	2	2,1	2,1

21