Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
PAGE 2
ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА № 2.
ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА
Цель работы
Исследование влияния центровки и режима полета самолета (скорости V, высоты Н) на основные характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета (степень продольной статической устойчивости по перегрузке , градиент отклонения руля высоты по перегрузке , коэффициент относительного демпфирования ), на характеристики переходного процесса (время срабатывания tcp, относительный заброс по перегрузке , частоту fc и период ТСВ свободных колебаний).
Общие положения
Под устойчивостью движения самолета понимается его возможность без вмешательства летчика в управление сохранить исходный режим полета по окончании действия возмущений.
Под управляемостью самолета понимается его способность изменять параметры своего движения при отклонении органов управления.
Продольная управляемость самолета определяется его реакцией на отклонение органа продольного управления – руля высоты . При отклонении руля высоты происходит разворот самолета относительно поперечной оси OZ и изменение угла атаки, вследствие чего изменяется нормальная перегрузка самолета, определяющая его траекторное движение. Процессы формирования угла атаки и перегрузки тесно связаны с характеристиками продольной устойчивости самолета. Эти процессы протекают настолько быстро, что скорость и высота полета практически не успевают измениться, поэтому уравнение сил, касательных к траектории, может не рассматриваться.
Если считать, что перед отклонением руля, дополнительным к балансировочному, самолет летел горизонтально, равномерно без крена и скольжения, то его возмущенное движение при малом отклонении руля высоты может быть описано следующей системой линейных уравнений:
(1)
где – приращение угла атаки; – угловая скорость тангажа; – приращение угла тангажа; – приращение угла наклона траектории; – приращение нормальной перегрузки.
Ввиду того, что изменение перегрузки, в основном, определяется не непосредственным отклонением руля, а изменением угла атаки, которое за этим следует, при оценке продольной управляемости рассматривается процесс изменения главной составлявшей перегрузки на ступенчатое отклонение руля высоты (рис.1).
Рис. 1. Переходный процесс по перегрузке и его характеристики.
Переходный процесс по перегрузке (т.е. изменение нормальной перегрузки при ступенчатом отклонении руля высоты) и возмущенное короткопериодическое движение в целом можно получить моделированием системы (1) на ЭВМ.
Показатели качества переходного процесса определяют по графику (рис. 1):
Коэффициенты уравнений системы (1) зависят следующим образом от центровки и режима полета самолета:
(2)
где
Приближенно характеристики переходного процесса можно выразить аналитически.
Если пренебречь слагаемым в уравнениях (1), т.е. считать (не учитывается влияние отклонения руля высоты на подъемную силу), то передаточные функции по и принимают вид передаточных функций элементарных колебательных звеньев с соответствующими коэффициентами усиления:
(3)
Параметры колебательного звена определяются по формулам:
(4)
;
;
Определив коэффициент относительного демпфирования
, (5)
найдем характеристики переходного процесса и градиент по формулам:
(6)
Характеристики продольной устойчивости и управляемости, рассматриваемые в настоящей работе, определяются нормами летной годности и другими нормативными документами Их конкретные значения устанавливаются в зависимости от типа самолета, характера выполняемого полетного задания и условий полета.
Моделирование движения самолета
Моделирование возмущенного продольного движения самолета выполняется на персональной ЭВМ численным решением систем линейных дифференциальных уравнений (1) методом Рунге–Кутта четвертого порядка. В результате моделирования переходные процессы по перегрузке отображаются на экране монитора и распечатываются принтером на бланке.
Порядок выполнения работы
Студенты подгруппами по 2–3 человека получают варианты заданий, приведенных в таблице 1. Варианты отличаются скоростью и высотой полета, следовательно, числами М полета и значениями аэродинамических характеристик. Каждая подгруппа исследует устойчивость и управляемость сверхзвукового самолета со следующими характеристиками: масса m = 15000 кг; площадь крыла S = 50 м2; средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла ba = 4,5 м; момент инерции Iz = 2,5·105 кгм2.
Рассчитав коэффициенты уравнений, студенты приступают к проведению численного эксперимента на ЭВМ.
Результатом моделирования должно быть построение переходных процессов по перегрузке для заданных центровок.
Обработкой полученных экспериментальных кривых определяют значения характеристик переходных процессов tcp, , fc и величины .
Степень продольной статической устойчивости и коэффициент относительного демпфирования определяются расчетным путем (см. формулы (4, 5)).
Подгруппа проводит исследование одного варианта при различных значениях центровки, заданных в таблице 1, а затем результаты обобщаются. В таблицах 2 ÷ 4 и на графиках отображается зависимость характеристик устойчивости и управляемости от центровки, скорости и высоты полета.
Таблица 1
|
Номер |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
|
М |
0,8 |
0,8 |
0,8 |
1,2 |
1,2 |
1,2 |
1,6 |
1,6 |
1,6 |
|
Н, км |
5 |
9 |
13 |
5 |
9 |
13 |
5 |
9 |
13 |
|
рН·10-4, Па |
5,40 |
3,08 |
1,66 |
5,40 |
3,08 |
1,66 |
5,40 |
3,08 |
1,66 |
|
, кг/м3 |
7,37 |
4,67 |
2,67 |
7,37 |
4,67 |
2,67 |
7,37 |
4,67 |
2,67 |
|
аН, м/с |
320 |
304 |
295 |
320 |
304 |
295 |
320 |
304 |
295 |
|
, 1/рад |
3,75 |
4,0 |
3,7 |
||||||
|
, 1/рад |
0,75 |
0,80 |
0,70 |
||||||
|
0,40 |
0,60 |
0,65 |
|||||||
|
-1,8 |
-2,1 |
-1,9 |
|||||||
|
-0,4 |
-0,6 |
-0,5 |
|||||||
|
, 1/рад |
-0,70 |
-0,85 |
-0,80 |
||||||
|
0,1; 0,2; 0,3 |
0,2; 0,3; 0,4 |
Оформление отчета
Отчет по работе оформляется на специальном бланке.
Первая страница бланка состоит из трех полей.
На первом поле приводятся номер варианта, исходные данные с характеристиками самолета и режима полета, рабочие формулы для определения коэффициентов уравнений движения и анализируемых величин, а также система уравнений, описывающих возмущенное продольное движение самолета.
На следующем поле приводятся результаты расчетов в виде таблиц 2, 3 и 4. Таблицы 3 и 4 заполняются на основе обобщения результатов исследований по всем вариантам.
Итоговые графики, иллюстрирующие влияние центровки на характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета: tcp, fc, , , , , строятся на третьем поле.
На второй странице бланка на принтере в соответствующем масштабе строятся графики переходных процессов и дается заключение о влиянии центровки на характеристики устойчивости и управляемости самолета.
Таблица 2
|
Н = |
a = M = pH = q = |
|||||
|
Расчет |
Эксперимент |
Расчет |
Эксперимент |
Расчет |
Эксперимент |
|
|
tcp |
||||||
|
fc |
||||||
Таблица 3 Таблица 4
H = const M = const
Контрольные вопросы
1. Какое движение называют короткопериодическим?
2. Как приближенно описывается короткопериодическое движение?
3. Какие процессы продольного возмущенного движения формируются в короткопериодическом движении?
4. Каковы условия устойчивости короткопериодического движения?
5. Что такое фокус, центр давления самолета?
6. Что называется степенью продольной статической устойчивости по перегрузке?
7. Как центровка влияет на продольную статическую устойчивость самолета, характеристики управляемости?
8. Каково влияние высоты, скорости на эти характеристики?
Литература
1. Аэромеханика самолета Под ред. А.Ф.Бочкарева. – М.: Машиностроение, 1977, с. 183–184, 225–226, 296–300, 310–312.
2. Матвеева Л.А. Устойчивость и управляемость самолета: Конспект лекций. – М.: МАИ, 1975, 40 с.
3. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР. 2-е изд. – М.: Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1974.