МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ
Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского
«Харьковский авиационный институт»
Кафедра систем управления летательными аппаратами
Исследовательская работа № 7
по дисциплине «Системы управления летательными аппаратами»
Тема: «Исследование пилотажных свойств вертолета как объекта управления»
Выполнил студент гр. 331__________
(№ группы)
__________________
(подпись, дата) (Ф.И.О.)
Проверил к.т.н., доцент____________
(ученая степень, ученое звание)
___________________
(подпись, дата) (Ф.И.О.)
Цель работы:
- Исследовать динамику изолированных движений вертолета. Оценить
устойчивость и управляемость вертолета на различных режимах полета и
разнообразных видах возбуждений.
- Исследовать динамику управляемого движения вертолета при работе
контуров демпфирования и автопилотных контуров.
- Исследовать динамику управляемого движения вертолета при работе
контуров стабилизации скорости.
ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ
- Для продольного движения:
В табл. 7.1 представлены коэффициенты математической модели продольного движения вертолета одновинтовой схемы для различных режимов работы несущего винта.
Таблица 7.1 – Значения коэффициентов модели для исследуемого режима полета
Режим «1» – для продольного движения (µ=0 режим висения).
Режим «2» – для продольного движения (µ=0,133 малая скорость).
Режим «3» – для продольного движения (µ=0,305 крейсерский режим).
Структурная схема математической модели, полученная путем перехода из временной области в область изображений Лапласа, представлена на рис. 7.1
Рисунок 7.1 – Структурная схема продольного движения вертолета
Принципиальная схема системы представлена на рис. 7.2
Рисунок 7.2 – Принципиальная схема системы для продольного движения
- Для бокового движения:
В табл. 7.2 представлены коэффициенты математической модели бокового движения вертолета одновинтовой схемы для различных режимов работы несущего винта.
Таблица 7.2 – Значения коэффициентов модели для исследуемого режима полета
Режим «1» – для бокового движения (µ =0,133 малая скорость).
Режим «2» – для бокового движения (µ =0,305 крейсерский режим).
Режим «3» – для бокового движения (µ =0,35 большая скорость).
Структурная схема математической модели, полученная путем перехода из временной области в область изображений Лапласа, представлена на рис. 7.3
Рисунок 7.3 – Структурная схема бокового движения вертолета
Принципиальная схема системы представлена на рис. 7.4
Рисунок 7.4 – Структурная схема бокового движения вертолета
Задание 1. Исследование динамики продольного движения вертолета на различных режимах при постоянном отклонении АПК
Установить в S-модели продольного движения вертолета:
а) значения коэффициентов линейной модели вертолета согласно табл.7.1;
б) нулевые значения передаточных чисел, составляющих закона управления;
( = 0)
в) на входе значение ступенчатого отклонения АПК z = 0,1.
Изменяя значения коэффициентов линейной модели вертолета в соответствии с режимами «1», «2», «3», получить графики (t), (t) ,
Графики зависимости изменения параметров от времени на различных режимах полета при постоянном отклонении АПК представлены на рис.7.5 – 7.13.
Режим «1» – для продольного движения (µ=0 режим висения)
Рисунок 7.5 – График при z = 0,1
Рисунок 7.6 – График (t) при z = 0,1
Рисунок 7.7 – График при z = 0,1
Режим «2» – для продольного движения (µ=0,133 малая скорость)
Рисунок 7.8 – График при z = 0,1
Рисунок 7.9 – График (t) при z = 0,1
Рисунок 7.10 – График при z = 0,1
Режим «3» – для продольного движения (µ=0,305 крейсерский режим)
Рисунок 7.11 – График при z = 0,1
Рисунок 7.12 – График (t) при z = 0,1
Рисунок 7.13 – График при z = 0,1
Задание 2. Исследование динамики продольного движения вертолета на различных режимах при постоянном моментном возмущении
Установить в S-модели продольного движения вертолета:
а) значения коэффициентов линейной модели вертолета согласно табл.7.1;
б) нулевые значения передаточных чисел, составляющих закона управления;
( = 0)
в) на входе значение ступенчатого внешнего возмущения = 0,001.
Изменяя значения коэффициентов линейной модели вертолета в соответствии с режимами «1», «2», «3», получить графики (t), (t) ,
Графики зависимости изменения параметров от времени на различных режимах полета при постоянном моментном возмущении представлены на рис.7.14 – 7.22.
Режим «1» – для продольного движения (µ=0 режим висения)
Рисунок 7.14 – График при = 0,001
Рисунок 7.15 – График (t) при = 0,001
Рисунок 7.16 – График при = 0,001
Режим «2» – для продольного движения (µ=0,133 малая скорость)
Рисунок 7.17 – График при = 0,001
Рисунок 7.18 – График (t) при = 0,001
Рисунок 7.19 – График при = 0,001
Режим «3» – для продольного движения (µ=0,305 крейсерский режим)
Рисунок 7.20 – График при = 0,001
Рисунок 7.21 – График (t) при = 0,001
Рисунок 7.22 – График при = 0,001
Задание 3. Исследование законов управления контуров демпфирования и угловой стабилизации продольного движения
Установить в S-модели продольного движения вертолета значения
коэффициентов линейной модели для режима «3» согласно табл.7.1.
В качестве управляющего сигнала ) использовать ступенчатое отклонение =5.
Исследование проводить, применяя закон управления.
а) Исследование контуров демпфирования.
Последовательно установить значение передаточных чисел закона управления
и Установить интервал времени 50 сек. = 0,1, = 0, = 0).
Получить графики (t), (t) ,
б) Исследование контуров угловой стабилизации.
Последовательно установить значение передаточных чисел закона управления Установить интервал времени 3 сек. ( = 0, =5, = 0).
Получить графики (t), (t) ,
Исследование контуров демпфирования
Графики зависимости изменения параметров от времени при ступенчатом отклонении и различном представлены на рис.7.23 – 7.31.
Рисунок 7.23 – График при = 0,2
Рисунок 7.24 – График (t) при = 0,2
Рисунок 7.25 – График при = 0,2
Рисунок 7.26 – График при = 1
Рисунок 7.27 – График (t) при = 1
Рисунок 7.28 – График при = 1
Рисунок 7.29 – График при = 3
Рисунок 7.30 – График (t) при = 3
Рисунок 7.31 – График при = 3
Исследование контуров угловой стабилизации
Графики зависимости изменения параметров от времени при ступенчатом отклонении, различном и постоянном представлены на рис.7.31 – 7.39.
Рисунок 7.31 – График при = 3
Рисунок 7.32 – График (t) при = 3
Рисунок 7.33 – График при = 3
Рисунок 7.34 – График при = 7.7
Рисунок 7.35 – График (t) при = 7.7
Рисунок 7.36 – График при = 7.7
Рисунок 7.37 – График при = 30
Рисунок 7.38 – График (t) при = 30
Рисунок 7.39 – График при = 30
Задание 4. Исследование законов управления контуров стабилизации скорости полета
Установить в S-модели продольного движения вертолета значения коэффициентов линейной модели для режима «3» согласно табл.7.1. Установить интервал времени 30 сек.
Исследование проводить, применяя закон управления. ( = 0, = 0,
=5). Установить заданное значение скорости ( =40.
Последовательно установить значения передаточных чисел закона управления
Получить графики (t), (t) ,
Графики зависимости изменения параметров от времени при постоянном коэффициенте , а также при различном представлены на рис.7.40 – 7.48.
Рисунок 7.40 – График при = 0.126
Рисунок 7.41 – График (t) при = 0.126
Рисунок 7.42 – График при = 0.126
Рисунок 7.43 – График при = 0.2
Рисунок 7.44 – График (t) при = 0.2
Рисунок 7.45 – График при = 0.2
Рисунок 7.46 – График при = 0.28
Рисунок 7.47 – График (t) при = 0.28
Рисунок 7.48 – График при = 0.28
Задание 5. Исследование динамики бокового движения вертолета на различных режимах полета при постоянном отклонении АПК
Установить в S-модели продольного движения вертолета:
а) значения коэффициентов линейной модели вертолета согласно табл.7.2;
б) нулевые значения передаточных чисел, составляющих закона управления;
( = 0);
в) на входе значение ступенчатого отклонения АПК = 0,1.
Изменяя значения коэффициентов линейной модели вертолета в соответствии с режимами «1», «2», «3», получить графики (t), ,
Графики зависимости изменения параметров от времени на различных режимах полета при постоянном отклонении АПК представлены на рис.7.49 – 7.57.
Режим «1» – для бокового движения (µ =0,133 малая скорость)
Рисунок 7.49 – График при z = 0,1
Рисунок 7.50 – График при z = 0,1
Рисунок 7.51 – График при z = 0,1
Режим «2» – для бокового движения (µ =0,305 крейсерский режим)
Рисунок 7.52 – График при z = 0,1
Рисунок 7.53 – График при z = 0,1
Рисунок 7.54 – График при z = 0,1
Режим «3» – для бокового движения (µ =0,35 большая скорость)
Рисунок 7.55 – График при z = 0,1
Рисунок 7.56 – График при z = 0,1
Рисунок 7.57 – График при z = 0,1
Задание 6. Исследование динамики бокового движения вертолета на различных режимах при постоянном моментном возбуждении
Установить в S-модели продольного движения вертолета:
а) значения коэффициентов линейной модели вертолета согласно табл.7.2;
б) нулевые значения передаточных чисел, составляющих закона управления;
( = 0);
в) на входе значение ступенчатого внешнего возмущения = 0,001.
Изменяя значения коэффициентов линейной модели вертолета в соответствии с режимами «1», «2», «3», получить графики (t), ,
Графики зависимости изменения параметров от времени на различных режимах полета при постоянном моментном возбуждении представлены на рис.7.58 – 7.66.
Режим «1» – для бокового движения (µ =0,133 малая скорость)
Рисунок 7.58 – График при = 0,001
Рисунок 7.59 – График при = 0,001
Рисунок 7.60 – График при = 0,001
Режим «2» – для бокового движения (µ =0,305 крейсерский режим)
Рисунок 7.61 – График при = 0,001
Рисунок 7.62 – График при = 0,001
Рисунок 7.63 – График при = 0,001
Режим «3» – для бокового движения (µ =0,35 большая скорость)
Рисунок 7.64 – График при = 0,001
Рисунок 7.65 – График при = 0,001
Рисунок 7.66 – График при = 0,001
Задание 7. Исследование законов управления контуров демпфирования и угловой стабилизации бокового движения
Исследование проводить, применяя закон управления для режима «3».
Значения коэффициентов установить аналогично продольному движению.
а) Исследование контуров демпфирования.
Последовательно установить значение передаточных чисел закона управления
и
Получить графики (t), (t) ,
б) Исследование контуров угловой стабилизации.
Последовательно установить значение передаточных чисел закона управления
Получить графики (t), ,
Исследование контуров демпфирования
Графики зависимости изменения параметров от времени при ступенчатом отклонении и различном представлены на рис.7.67 – 7.75.
Рисунок 7.67 – График при = 0,2
Рисунок 7.68 – График при = 0,2
Рисунок 7.69 – График
при = 0,2
Рисунок 7.70 – График при = 0,5
Рисунок 7.71 – График при = 0,5
Рисунок 7.72 – График
при = 0,5
Рисунок 7.73 – График при = 0,7
Рисунок 7.74 – График при = 0,7
Рисунок 7.75 – График
при = 0,7
Исследование контуров угловой стабилизации
Графики зависимости изменения параметров от времени при ступенчатом отклонении, различном и постоянном представлены на рис.7.76 – 7.84.
Рисунок 7.76 – График при = 0,4
Рисунок 7.77 – График при = 0,4
Рисунок 7.78 – График
при = 0,4
Рисунок 7.79 – График при = 0,7
Рисунок 7.80 – График при = 0,7
Рисунок 7.81 – График
при = 0,7
Рисунок 7.82 – График при = 0,9
Рисунок 7.83 – График при = 0,
Рисунок 7.84 – График
при = 0,9
ВЫВОДЫ
В ходе данной работы была исследована динамика изолированного движения вертолета. Исследование проводилось при работе автопилотных контуров, а также контуров демпфирования и стабилизации скорости. Произведен анализ устойчивости и управляемости вертолета на различных режимах полета и разнообразных видах возбуждений.
На основе структурной схемы была составлена математическая модель для оценки реакции различных параметров вертолета в продольном и боковом движении. Оценивается реакция на входное воздействие, в качестве которого используется внешнее моментное возмущение (при оценке устойчивости) или сигнал ручного управления от летчика (при оценке управляемости).
В первом опыте исследовалась динамика продольного движения вертолета на различных режимах при постоянном отклонении АПК. Для исследуемого режима полета были установлены соответствующие коэффициенты модели ЛА. Также были установлены и нулевые значения передаточных чисел, составляющих закона управления. Получены графики зависимости скорости от времени, угла тангажа от времени и угловой скорости от времени. По полученным графикам можно утверждать, что система является неустойчивой, но управляемой. Об этом свидетельствуют образовавшиеся амплитудные колебания и отсутствие переходного процесса. Следует отметить, что амплитуда колебаний является постоянной во всех трех режимах, когда значение параметров изменяется. В первом режиме полета наблюдается наибольшее значение исследуемого параметра.
Во втором задании исследование динамики продольного движения проводилось при постоянном моментном возмущении. На полученных графиках наблюдаются амплитудные колебания, что говорит о неустойчивости системы. Во всех трех режимах получаются приблизительно одинаковые колебания.
В третьем задании исследовались контуры демпфирования и угловой стабилизации продольного движения. В качестве управляющего сигнала использовалось ступенчатое отклонение. Последовательно устанавливая значения передаточных чисел закона управления для определенного контура, были получены графики зависимости скорости от времени, угла тангажа от времени и угловой скорости от времени. По полученным данным можно сделать вывод, что чем больше значение (контур демпфирования), тем сильнее сглаживаются колебания, однако при этом система остается неустойчивой. При увеличении значения (контур угловой стабилизации) система становится более устойчивой, а время переходного процесса уменьшается. Однако при наибольшем значении коэффициента появляется незначительное перерегулирование.
В четвертом опыте исследовался закон управления контуров стабилизации скорости полета. Управление скоростью полета осуществляется через контур тангажа. Установлено заданное значение скорости и получены графики зависимости от времени тех же параметров, которые исследовались в предыдущих задачах. На построенных графиках наблюдается, что при увеличении значения система становится менее устойчивой – увеличивается численность амплитудных колебаний и время переходного процесса. При этом растет и значение исследуемого параметра.
В пятом пункте исследовалась динамика бокового движения вертолета на различных режимах полета при постоянном отклонении АПК. Для исследуемого режима полета были установлены соответствующие коэффициенты модели и нулевые значения передаточных чисел. Построены графики зависимости скорости от времени, угла крена от времени и угловой скорости от времени. На графиках наблюдается реакция на ступенчатое отклонение в виде значительных амплитудных колебаний. Отсутствие переходного процесса говорит о том, что система является неустойчивой, но управляемой. Наибольшая амплитуда колебаний получилась во втором режиме полета.
В шестом задании исследовалась динамика бокового движения вертолета при постоянном моментном возбуждении. По полученным графикам можно утверждать, что система является неустойчивой. При этом, как и в предыдущем пункте, наибольшая амплитуда колебаний наблюдается во втором режиме полета.
Сравнивая последние два пункта, можно сделать вывод, что при постоянном отклонении АПК значение исследуемых параметров изменяется больше чем при постоянном моментном возбуждении.
В последнем эксперименте исследовались контуры демпфирования и угловой стабилизации бокового движения. В качестве управляющего сигнала использовалось ступенчатое отклонение. Последовательно устанавливая значения передаточных чисел закона управления для определенного контура, были получены графики зависимости скорости от времени, угла крена от времени и угловой скорости от времени. По полученным данным можно сделать вывод, что при увеличении значения (контур демпфирования), колебания сглаживаются лучше, при этом значение исследуемого параметра стремительно увеличивается. При включении контура угловой стабилизации система становится более устойчивой. При увеличении значения время переходного процесса уменьшается.
Скачать: