Автоматизация управления полетом самолетов

Анализ автоматизации процессов пилотирования самолетом. Требования по безопасности и регулярности полетов. Виды систем автоматизированного управления рулями. Принцип действия рулевых приводов. Реакция самолета на управляющие воздействия автопилота.

Рубрика Коммуникации, связь, цифровые приборы и радиоэлектроника
Вид дипломная работа
Язык русский
Дата добавления 21.09.2016
Размер файла 1,5 M

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

В 1914 г. на Всемирной выставке в Париже был зарегистрирован первый официальный полет самолета с автоматическим управлением. Пролетая над изумленной публикой на высоте 100 м, пилот высунулся из кабины, подняв руки над головой. Успех был достигнут благодаря электрогироскопическому стабилизатору, обеспечивающему неподвижное положение в пространстве небольшой площадки. Отклонение самолета относительно этой площадки немедленно фиксировалось и выправлялось при помощи пневматических рулевых машинок, связанных с органами управления. Таким образом самолет удерживал определенное угловое положение относительно Земли. Так было положено начало практической автоматизации управления полетом самолетов.

Необходимость автоматизации управления полета самолетов первоначально была обусловлена их недостаточной устойчивостью и управляемостью. Полет на таких самолетах требовал высокой техники пилотирования. Использование автоматических средств стабилизации самолета по крену и тангажу облегчало труд пилота и делало полет менее опасным. По мере увеличения продолжительности и дальности, полетов возникла потребность разгрузить экипаж от утомительных и однообразных функций стабилизации самолета не только по крену и тангажу, но и по курсу.

В 1920 г. был сконструирован автопилот с гироскопическим чувствительным элементом крена и тангажа - прототипом современных авиагоризонтов и гировертикалей, а также с курсовым гироскопом-прототипом гирополукомпаса. Первый отечественный автопилот АВП-1 был разработан в 1932 г. Принципиальным был переход от пневматических рулевых машин к электрическим и электрогидравлическим.

Последующее развитие автопилотостроения привело к созданию прототипа всех современных отечественных автопилотов и систем автоматического управления-автопилота АП-5. Этот автопилот устанавливался на самолеты Ил-12, Ил-14, Ил-18, Ту-104, Ту-124. Затем на смену АП-5 пришел АП-6. На Ту-114 устанавливался АП-15. До настоящего времени около 40 лет эксплуатируется на самолете Ан-24 автопилот АП-28. На самолете Як-40 установлен АП-40. Автоматизация управления вертолетами осуществляется автопилотом АП-34 и его модификациями.

На ранних этапах развития авиационной техники вождение самолетов по заданной траектории осуществлялось простейшими визуальными методами навигации путем наблюдения за наземными ориентирами. Развитие инструментальных методов навигации позволило осуществить автоматическое управление полетом самолетов в крейсерском полете по маршруту.

Повышение требований по безопасности и регулярности полетов потребовало автоматизации процессов пилотирования на таких сложных участках полета, как заход на посадку, посадка и взлет. Это привело к созданию сложных, многофункциональных и многорежимных систем автоматического управления полетом.

На самолетах Ил-18 и Ту-134 были установлены бортовые системы управления заходом на посадку БСУ-ЗП. Самолет Ил-62 управляется с помощью САУ-1T-62. На самолете Ту-154 автоматическое управление полетом обеспечивается АБСУ-154, прошедшей целый ряд модификаций. На смену БСУ-ЗП на самолете Ту-134 пришла АБСУ-134. Дальнейшее развитие системы САУ-1T позволило установить ее на самолет Ил-86 в соответствующей модификации. Автоматическое управление самолетом Як-42 осуществляется с помощью САУ-42.

Новый этап развития САУ характеризуется ужесточением требований к их точности и надежности, переходом на цифровую схемотехнику вычислителей, дальнейшим углублением комплексирования, стандартизации. Это реализуется в базовом комплексе стандартного цифрового пилотажно-навигационного оборудования самолетов Ил-96, Ил-114, Ту-204, Ту-334. Составными элементами комплекса являются цифровые САУ.

За 80 лет развития автоматические средства управления полетом самолетов прошли путь от простейшего пневматического автопилота до сложнейшей цифровой САУ. Научно-технические проблемы автоматического управления полетом самолетов всегда были и остаются поныне кардинальными проблемами развития авиации.

1. Элементы конструкции и органы управления самолетом

Самолет - сложный объект управления (рис.1.1). Основным элементом конструкции является планер, состоящий из фюзеляжа, крыла и оперения. Фюзеляж 17 - основная несущая конструкция планера. Он служит для соединения в одно целое всех его частей, а также для размещения экипажа, пассажиров, оборудования и грузов. Фюзеляж современного самолета представляет собой вытянутое по потоку тело вращения с тупым закругленным носом и заостренной хвостовой частью. Для обеспечения наименьшего сопротивления фюзеляжу придают плавные формы контура.

Рис.1.1. Схема самолета Ил-96-300

Крыло 1 - основная несущая поверхность самолета. Оно предназначено для создания силы, удерживающей самолет в воздухе. Важными характеристиками крыла являются его стреловидность, форма сечения и площадь. Крыло обычно имеет плоскость симметрии, совпадающую с плоскостью симметрии самолета.

Оперение представляет собой несущие поверхности, обеспечивающие устойчивость самолета в воздухе. Различают горизонтальное и вертикальное оперение. Основным элементом горизонтального оперения является стабилизатор 11, который на современных пассажирских самолетах выполняется, как правило, подвижным. Стабилизатор обеспечивает балансировку сил, действующих на самолет в полете. По месту расположения горизонтальное оперение бывает низкорасположенным и высокорасположенным.

На рис.1.1 показано низкорасположенное горизонтальное оперение. Основным элементом вертикального оперения является киль 14, обеспечивающий путевую устойчивость самолета в воздухе.

Крыло современного самолета снабжено сложной механизацией, изменяющей его характеристики. По выполняемым функциям средства механизации подразделяют на средства, изменяющие несущую способность крыла, и средства, увеличивающие лобовое сопротивление. По месту расположения на крыле различают средства механизации передней и хвостовой кромок крыла.

Закрылок - профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его хвостовой части. Закрылок выполняется в виде внутренней 10, средней 7 и внешней 6 секций. Отклонение закрылка вниз увеличивает несущую способность крыла. Предкрылок 2 - профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его носовой части. Предкрылок также выполнен секционным. Он улучшает характеристики крыла.

Интерцептор 5 - подвижный орган, расположенный на верхней поверхности крыла. Интерцепторы выполняют секционными. Они используются для изменения несущей способности крыла и для управления самолетом. Тормозной щиток 9 - подвижный орган, расположенный на верхней поверхности крыла и предназначенный для увеличения лобового сопротивления самолета. Тормозной щиток выполняется секционным. Вертикальные законцовки 3 служат для улучшения устойчивости самолета. К нижней кромке крыла крепятся пилоны 19 и мотогондолы с двигателями 18.

Основными органами управления самолета являются рули высоты, рули направления и элероны. Рули высоты - подвижная часть стабилизатора, расположенная в его хвостовой части. Они выполнены в виде внешней 12 и внутренней 13 секций. Рули направления - подвижная часть киля, расположенная в его хвостовой части. Они выполнены в виде верхней 15 и нижней 16 секций. Элероны - подвижная часть крыла, расположенная в его хвостовой части. Различают элероны внешние 4 и внутренние 8.

1.1 Параметры положения самолета

Для количественного описания положения и движения самолета в пространстве используется большое разнообразие систем координат: инерциальные, земные и подвижные. Выбор той или иной системы координат обычно обусловлен решаемой задачей.

Рассмотрим нормальную земную систему координат (рис. 1.2).

Ее начало лежит на поверхности земли и оси фиксированы по отношению к ней. Ось направлена вверх по местной вертикали, то есть по прямой, совпадающей с направлением силы тяжести. Оси и лежат в местной горизонтальной плоскости, образуя правую прямоугольную декартову систему координат. Направление осей и выбирается в соответствии с задачей. Например, ось направляется по касательной к географическому меридиану 3, с юга на север, а ось - по касательной к географической параллели 4 с запада на восток. Параметрами положения начала нормальной земной системы координат являются географические широта и долгота , отсчитываемые от плоскости экватора 1 и гринвичского меридиана 2.

Поступательное движение самолета как твердого тела в пространстве есть движение его центра масс относительно Земли. Для описания параметров положения самолета используются подвижные системы координат, начало которых помещено в центре масс самолета, а направление осей выбирается в соответствии с задачей.

Рассмотрим нормальную систему координат (рис.1.2). Ее начало лежит в центре масс самолета. Вертикальная ось направлена по продолжению радиуса - вектора , определяющего местную вертикаль. Основная плоскость является местной горизонтальной плоскостью 5, которая проходит через точку перпендикулярно оси . Оси и параллельны осям и нормальной земной системы координат. Параметром положения начала нормальной системы координат относительно нормальной земной системы координат является высота .

Таким образом, пространственное положение самолета в поступательном движении относительно Земли полностью описывается тремя параметрами: широтой , долготой и высотой . При исследовании динамики движения самолета пользоваться параметрами и не очень удобно. Поэтому их часто заменяют пройденными самолетом расстоянием вдоль оси и боковым отклонением вдоль оси .

Самолет совершает относительно земли, помимо поступательного, также вращательное движение, представляющее собой движение вокруг его центра масс.

Рассмотрим связанную систему координат (рис. 1.3). Ее начало лежит в центре масс, а оси ориентированы относительно осей самолета. Продольная ось расположена в плоскости симметрии самолета и направлена от хвостовой части к носовой части.

Поперечная ось перпендикулярна плоскости симметрии самолета и направлена по правому полукрылу. Нормальная ось расположена в плоскости симметрии самолета и направлена вверх. Связанная система жестко фиксирована по отношению к самолету. Ее положение относительно нормальной системы определяет параметры пространственного положения самолета во вращательном движении относительно Земли: эйлеровы углы рыскания , тангажа и крена (рис.1.4).

Угол рыскания - это угол между осью нормальной системы координат и проекцией продольной оси на горизонтальную плоскость нормальной системы координат. Угол рыскания положительный, когда ось совмещается с проекцией продольной оси на горизонтальную плоскость поворотом вокруг оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси.

Угол тангажа - это угол между продольной осью и горизонтальной плоскостью нормальной системы координат. Его следует считать положительным, если продольная ось находится выше горизонтальной плоскости .

Угол крена - это угол между поперечной осью и осью нормальной системы координат, смещенной в положение, при котором угол рыскания равен нулю. Угол крена положителен, когда смещенная ось совмещается с поперечной осью поворотом вокруг продольной оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси.

Таким образом, пространственное положение самолета относительно Земли полностью описывается шестью параметрами: пройденным расстоянием , боковым отклонением , высотой , углами рыскания , тангажа , и крена .

1.2 Параметры движения самолета

Движение самолета может рассматриваться относительно Земли со скоростью и относительно воздушной среды со скоростью .

Земная скорость - скорость начала связанной системы координат относительно какой-либо из земных систем координат, например, нормальной земной . Вектор земной скорости складывается из трех составляющих относительно связанных осей . Проекция земной скорости на горизонтальную плоскость нормальной системы координат называется путевой скоростью .

Скорость самолета - скорость начала связанной системы координат относительно среды, не возмущенной самолетом. Модуль скорости самолета называется воздушной скоростью . Для рассмотрения взаимодействия между самолетом и воздушной средой необходимо задать соответствующую систему координат.

Рассмотрим скоростную систему координат (рис.1.5). Ее начало лежит в центре масс самолета, а основное направление определяется вектором скорости самолета , вдоль которого направлена скоростная ось . Плоскость 2, содержащая воздушную скорость , нормальна к плоскости симметрии самолета. Ось подъёмной силы помещается в плоскости симметрии самолета и направлена вверх. Боковая ось направлена в сторону правого полукрыла. Положение скоростной системы координат относительно связанной системы координат определяет параметры движения самолета относительно воздушной среды: угол атаки и угол скольжения .

Угол атаки - угол между продольной осью и проекцией скорости самолета на плоскость связанной системы координат. Угол атаки считается положительным, если проекция скорости самолета на нормальную ось отрицательна.

Угол скольжения - угол между направлением скорости самолета и плоскостью связанной системы координат. Угол скольжения считается положительным, если проекция скорости самолета на нормальную ось отрицательна.

Для полного описания параметров движения самолета относительно воздушной среды необходим еще один параметр, который определяется из взаимного расположения скоростной и нормальной систем координат (рис.1.6).

Скоростной угол крена - угол между боковой осью и осью нормальной системы координат, смещенной в положение, при котором эти оси находятся в одной плоскости. Скоростной угол крена положителен, когда смещенная ось совмещается с боковой осью по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси. На рис.1.6 обозначены также скоростные углы рыскания и тангажа .

Таким образом, движение самолета относительно воздушной среды полностью определяется тремя параметрами: углом атаки , углом скольжения и скоростным углом крена .

Для рассмотрения параметров поступательного движения самолета относительно Земли необходимо задать соответствующую систему координат.

Рассмотрим траекторную систему координат (рис.1.7). Ее начало лежит в центре масс самолета, а основное направление определяется вектором земной скорости , вдоль которого направлена траекторная ось . Ось лежит в вертикальной плоскости, проходящей через ось , и направлена вверх от поверхности Земли. Ось образует правую систему координат. Положение траекторной системы координат по отношению к нормальной системе определяет параметры поступательного движения самолета относительно Земли: угол пути и угол наклона траектории .

Угол пути - угол между осью нормальной системы координат и направлением путевой скорости . Угол пути считается положительным, когда ось совмещается с направлением путевой скорости поворотом вокруг оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси.

Угол наклона траектории - угол между направлением земной скорости и горизонтальной плоскостью нормальной системы координат. Угол наклона траектории положителен, если проекция земной скорости на ось положительна.

Совместно с вектором земной скорости углы пути и наклона траектории определяют параметры поступательного движения самолета относительно Земли. Вращательное движение самолета относительно Земли определяется проекциями угловой скорости связанной системы координат относительно нормальной системы: скоростью крена , скоростью рыскания и скоростью тангажа .

Скорость крена - составляющая угловой скорости самолета по оси связанной системы координат.

Скорость рыскания - составляющая угловой скорости самолета по оси связанной системы координат.

Скорость тангажа - составляющая угловой скорости самолета по оси связанной системы координат.

Скорости , , считаются положительными при вращении самолета вокруг соответствующей оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси. Таким образом, вращательное движение самолета относительно Земли полностью определяется тремя параметрами: скоростями крена , рыскания и тангажа .

Пространственное движение самолета относительно Земли и воздушной среды описывается девятью параметрами: , , ,. Совместно с шестью параметрами пространственного положения эти параметры составляют минимально необходимый набор для описания полного пространственного положения и движения самолета.

Силы при отсутствии управляющих воздействий и внешних возмущений. Движение самолета в полете происходит под действием тяги двигателей аэродинамической силы планера и гравитационной силы тяжести .

Тяга - главный вектор системы сил, действующих на самолет со стороны двигателя в результате его функционирования. Точка ее приложения (центр тяги ЦТ) определяется положением двигателей на самолете.

Аэродинамическая сила планера (аэродинамическая сила) - главный вектор системы сил, действующих на самолет со стороны окружающей среды при его движении. Эта сила приложена в центре давления (ЦД), положение которого изменяется в зависимости от углов атаки и скольжения, скорости, конфигурации самолета.

Сила тяжести - равнодействующая сила тяжести каждого элемента массы самолета. Точка ее приложения - центр масс (ЦМ) самолета, а направление - по вектору ускорения свободного падения вниз.

Управляющие воздействия. Существуют два основных способа аэродинамического управления движением самолета. Первый предусматривает управление аэродинамическими моментами путем отклонения пилотом или автоматикой моментных органов управления: элеронов, рулей направления и высоты. Второй способ предусматривает управление аэродинамическими силами путем отклонения пилотом или автоматикой органов управления силами: тормозных щитков, интерцепторов, закрылков, подфюзеляжного руля совместно с рулем направления и т.д. В первом способе управления различают четыре основных управляющих воздействия: по аэродинамическому моменту крена , аэродинамическому

Управляющее воздействие по тангажу - угол отклонения рулей высоты , для создания аэродинамического момента тангажа. Этот угол считается положительным при повороте руля по часовой стрелке, если смотреть в направлении связанной оси (см. рис. 1.19).

Для создания положительного угла отклонения рулей высоты при ручном управлении необходимо отклонить колонку штурвала от себя, тогда рули высоты пойдут вниз. Это приведет к увеличению подъемной силы на горизонтальном оперении , которая создаст управляющий аэродинамический момент тангажа на плече :

(1.34)

где - частная производная аэродинамического момента тангажа по отклонении рулей высоты; - коэффициент эффективности рулей высоты по тангажу.

Производная отрицательна и показывает, как изменяется коэффициент аэродинамического момента тангажа при отклонении рулей высоты на 1° (рис. 1.22).

Управляющее балансировочное воздействие по тангажу - угол отклонения стабилизатора для создания аэродинамического момента тангажа. Он положителен, если задняя кромка стабилизатора отклоняется вниз (см. рис. 1.19).

Для создания положительного угла отклонения стабилизатора при ручном управлении необходимо отжать гашетку управления стабилизатором от себя, тогда задняя кромка стабилизатора пойдет вниз. Это приведет к увеличению подъемной силы на горизонтальном оперении , которая создаст управляющий балансировочный момент тангажа на плече :

(1.35)

где - частная производная аэродинамического момента тангажа по отклонению стабилизатора; - коэффициент эффективности стабилизатора по тангажу.

Производная отрицательна и показывает, как изменяется коэффициент аэродинамического момента тангажа при отклонении стабилизатора на 1°.

Отклонение рулей высоты или стабилизатора вызывает нарушение равновесия моментов относительно оси и вследствие действия управляющих моментов или самолет поворачивается вокруг этой оси. При этом начинают меняться углы тангажа и атаки . Изменение угла атаки приводит к изменению аэродинамической подъемной силы . Равновесие между подъемной силой и силой тяжести нарушается и под действием центростремительной силы самолет искривляет траекторию движения в вертикальной плоскости.

Таким образом, отклонения рулей и стабилизатора создают управляющие моменты благодаря сравнительно небольшим управляющим силам на значительных плечах. Под действием этих моментов самолет изменяет свое угловое положение, что приводит уже к изменению величины аэродинамической силы за счет изменения углов атаки и скольжения, т.е. управление аэродинамическими силами осуществляется косвенно через управление угловым положением (ориентацией) самолета.

2. Автоматизированное управление рулями

В любом процессе управления участвуют объект управления и субъект управления. В режиме ручного управления самолетом-субъектом управления является пилот. В режиме автоматизированного управления самолетом субъекты управления - пилот и комплекс автоматизированных средств улучшения устойчивости и управляемости. В режиме автоматического управления самолетом субъекты управления - система автоматического управления и пилотажно-навигационный комплекс. Как в режиме ручного, так в режимах автоматизированного и автоматического управления задействована система управления полетом самолета. Дадим общую характеристику этой системе и определим особенности взаимодействия с ней исполнительных устройств автоматики.

2.1 Состав систем управления полетом

Система управления полетом (СУП) самолета представляет собой комплекс устройств самолета, обеспечивающих его устойчивость и управляемость на всех этапах и режимах полета. В состав СУП входят следующие основные системы:

система управления рулями самолета - совокупность устройств управления самолетом, обеспечивающих управление рулями всех видов (рулями высоты, направления, элеронами, элерон-интерцепторами, спойлерами и т.д.);

система управления стабилизатором самолета - совокупность устройств, обеспечивающих изменение угла установки стабилизатора;

система управления механизацией крыла самолета - совокупность устройств, обеспечивающих отклонение средств механизации крыла, изменяющих его аэродинамические характеристики (закрылков, предкрылков, тормозных щитков и т.д.);

система триммирования усилий - совокупность устройств, обеспечивающих уменьшение усилий на рычагах управления путем отклонения триммеров или обжатия механизмов загрузки рычагов управления (колонки и баранки штурвала, педалей);

система управления двигателями самолета - совокупность устройств, обеспечивающих управление двигателями и агрегатами силовой установки.

СУП состоит из механической части управления и системы автоматического управления. Рассмотрим систему управления рулями самолета. Механическая часть системы включает рычаги управления, рулевые приводы, загрузочные устройства, механические устройства для изменения передаточных отношений , механизмы зависания и т.д.

Виды систем управления рулями. Существуют три основных вида систем управления рулями: прямые обратимые системы, бустерные системы и электродистанционные системы.

Прямые обратимые системы управления рулями реализуют жесткую кинематическую связь рычагов управления с управляющими поверхностями. На рис.5.1,а представлена прямая обратимая система управления рулем высоты РВ. Отклонение пилотом колонки штурвала (КШ) через механические тяги и качалки передается на руль.

Отклонение руля высоты вызывает появление аэродинамического управляющего момента . Давление встречного потока воздуха на отклоненном руле дает усилие, противодействующее отклонению колонки штурвала. Усилие на колонке является основным параметром, информирующим пилота о процессе управления. Ощущение перегрузки позволяет пилоту выполнять необходимое маневрирование или компенсацию возмущений любого происхождения, выводящих самолет из состояния установившегося полета.

Эффективность рулевых органов, определяемая приращением коэффициента соответствующего момента при полном отклонении органа управления от нейтрального положения, возрастает пропорционально квадрату скорости согласно (1.5).

Соответственно градиенты перемещений и усилий на рычагах управления убывают пропорционально квадрату скорости. Большие градиенты перемещений и усилий на малых скоростях полета делают самолет "вялым" в управлении. Для лучшего восприятия пилотом малых отклонений рычагов управления в проводку управления встраиваются механизмы загрузки (МЗ) пружинного типа с предварительной затяжкой пружины. Малые градиенты перемещений и усилий на больших скоростях полета делают самолет слишком "строгим" в управлении. Поэтому характеристику обжатия пружины МЗ делают нелинейной. Малому отклонению рычага управления соответствует большое отклонение руля, большему отклонению рычага управления - малое отклонение руля (рис.5.2).

В установившемся режиме полета руль должен находится в балансировочном положении. При изменении режима полета или при внешних воздействиях руль необходимо отклонить в новое балансировочное положение. Для этого пилот отклоняет рычаг управления и удерживает его в новом положении, прикладывая постоянные усилия, компенсирующие шарнирные моменты руля. Эти длительно прикладываемые к рычагу управления усилия снимаются отклонением триммеров - вспомогательных рулевых поверхностей. На рис. 5.1,б представлена прямая обратимая система управления рулем высоты с механическим триммированием усилий отклонением триммера. Вращение пилотом триммерного штурвала (ШТ) через тросовую проводку и качалку передается на триммер. Отклонение триммера вызывает появление аэродинамического управляющего момента . Давление встречного потока воздуха на отклоненном триммере дает усилие, противоположное усилию, возникшему на рычаге управления при его отклонении. Поэтому пилот может вернуть руль в прежнее положение, сняв усилие с рычага управления.

Бустерные системы управления рулями реализуют жесткую кинематическую связь рычагов управления с распределительными устройствами рулевых приводов (РП) - бустеров. Рулевые приводы представляют собой гидромеханические усилители мощности. Они уменьшают или полностью снимают усилия на рычагах управления, воспринимая частично или полностью шарнирный момент рулевых поверхностей.

Наибольшее распространение получила бустерная необратимая схема системы управления (рис.5.3). При такой схеме рычаг управления соединяется тягой непосредственно с золотником бустера, а бустер воспринимает весь шарнирный момент. Пилот прикладывает к колонке штурвала незначительное усилие для преодоления сил трения в механической проводке управления и в золотнике бустера. Аэродинамический шарнирный момент не ощущается пилотом, так как он полностью передается на конструкцию самолета через опору бустера. При этом обратная связь по усилию от рулевой поверхности к колонке штурвала, как это было в прямой обратимой системе, отсутствует. Это вызывает потерю пилотом ощущения выполняемых самолетом режимов полета.

Поэтому в проводку управления встраиваются механизмы загрузки пружинного типа, которые искусственно создают определенные усилия на рычагах управления. Таким образом, у пилота создается "чувство управления". Механизм загрузки обеспечивает адекватность усилия на рычаге управления отклонению рулевой поверхности и предупреждает пилота о возможности вывода руля на уровень ограничения.

В простейшем случае механизм загрузки имеет линейную характеристику обжатия. Однако это не обеспечивает желаемого постоянства градиентов перемещений и усилий при изменении режимов полета. Поэтому применяются механизмы загрузки с предварительным поджатием пружин и с изломом характеристик загрузки (рис.5.2). Широко используется подключение двух загружателей с разными жесткостями пружин (рис.5.3,б). Основной полетный загружатель МЗ1 создает усилие на всех эксплуатационных режимах полета. Для предупреждения пилота и предотвращения выхода самолета за допустимые углы атаки в крейсерском полете при определенном ходе колонки подключается пружина дополнительного полетного загружателя МЗ2, увеличивающая нагрузку на колонке штурвала при сохранении градиента усилия по ходу колонки.

При наличии необратимой бустерной системы управления рулями для триммирования усилий используется "эффект триммирования". При этом дополнительные триммерные поверхности на рулях отсутствуют, а снятие усилий с рычагов управления осуществляется поджатием механизма загрузки электромеханическим механизмом эффекта триммирования (МЭТ). На рис. 5.3,б представлена такая бустерная необратимая система управления рулем высоты. Нажимая на тангенту триммирования (ТТ), пилот управляет электродвигателем МЭТ, который выдвигает свой шток и поджимает механизм загрузки.

Колонка штурвала перемещается в новое балансировочное положение и усилие, необходимое для удержания руля в соответствующем балансировочном положении, обеспечивается поджатой МЭТ пружиной. В определенном диапазоне триммирования усилия снимаются с помощью МЭТ (рис.5.4).

Механические прямые и бустерные системы управления стали чрезвычайно сложными по своей кинематической схеме. Они содержат десятки тяг, качалок, шарниров и других механических устройств, которые к тому же из соображений надежности дублируются и троируются. Такая сложная механическая система имеет значительную массу, заметную упругость и восприимчивость к крутилъно-изгибным деформациям самолета. Таким системам объективно присущи люфты, влияние трения в проводках и ряд других недостатков. Однако, в силу высокой конструктивной и технологической отработанности, а также высокой надежности механические системы управления широко используются на современных самолетах. Тем не менее, необходимость снижения массы и новые функциональные требования обусловили переход на немеханические системы управления.

Электродистанционные системы управления рулями (ЭДСУ) реализуют электромеханическую связь рычагов управления с распределительными устройствами рулевых агрегатов (РА). Рулевые агрегаты представляют собой электрогидравлические усилители мощности, преобразующие электрические управляющие сигналы в перемещение механической проводки (рис.5.5).

Усилие, создаваемое пилотом при отклонении колонки штурвала, преобразуется датчиком усилий (ДУ) в электрический сигнал. Этот сигнал поступает в вычислитель блока управления (БУ), который формирует управляющий электрический сигнал на рулевой агрегат. Рулевой агрегат преобразует управляющий сигнал в перемещение механической проводки и входного звена рулевого привода. Рулевой привод усиливает мощность сигнала и отклоняет руль. Так как весь шарнирный момент на руле воспринимается рулевым приводом, и усилие на рычаг управления не передается, в проводку встраивается механизм загрузки МЗ. Этот механизм создает искусственные усилия на рычаге управления. Снятие постоянных усилий с рычага управления осуществляется поджатием механизма загрузки электрическим механизмом эффекта триммирования МЭТ.

Вместо традиционных рычагов управления колонки и баранки штурвала в ЭДСУ может применяться боковая ручка управления. Тогда пилот управляет самолетом не по усилию, а по перемещению. Это перемещение преобразуется датчиком перемещений в электрический сигнал, далее работа системы аналогична. В отличие от обычной схемы, триммирование осуществляется не смещением ручки управления в новое балансировочное положение посредством механизма триммерного эффекта, а непосредственным перемещением руля в балансировочное положение.

ЭДСУ позволяет существенно уменьшить массу системы управления. Применение боковой ручки облегчает компоновку кабины. Основным недостатком ЭДСУ является ее зависимость от работоспособности бортовых источников электроэнергии.

2.2 Принцип действия рулевых приводов

Для перемещения рулевых поверхностей в бустерных и электродистанционных системах управления рулями используются рулевые приводы. Наибольшее распространение получили рулевые приводы гидромеханического принципа действия. Гидромеханический рулевой привод за счет использования гидравлической энергии преобразует механическое перемещение входного звена в механическое перемещение выходного звена.

Рулевой привод представляет собой следящую механическую систему (рис.5.6,а). Перемещение входной тяги РП пилотом или автоматикой в механическом сравнивающем устройстве (С) суммируется с механическим сигналом обратной связи , формируемым звеном обратной связи (ОС) пропорционально перемещению выходного звена РП . Разность перемещений (-) подается в регулирующее устройство РУ и силовой механизм (СМ). Так как сигнал обратной связи несет информацию о перемещении выходного звена, такая обратная связь является позиционной (жесткой). Управляющий сигнал вызывает соответствующее смещение выходного звена РП относительно нейтрали.

Входным сигналом является перемещение пилотом тяги 1 (рис. 5.6, б). Это перемещение вызывает смещение штока 2 регулирующего золотникового устройства 3. В результате гидравлическая жидкость под большим давлением через линию подачи 4 поступает в полости А или В регулирующего устройства. Одновременно из противоположной полости происходит слив жидкости через линию слива 5. Увеличение давления в одной из полостей регулирующего устройства вызывает увеличение давления в смежной с ней полости С или D силового механизма 6.

В результате происходит перемещение выходного штока 7, который одним концом соединен через механическую тягу с рулевой поверхностью, а другим концом с механическим сравнивающим устройством 8. Тем самым реализуется жесткая обратная связь по перемещению. Смещение выходного штока вызывает возвращение штока регулирующего устройства в среднее положение и прекращение доступа гидравлической жидкости в полости силового механизма. Движение выходного штока прекращается, а его положение пропорционально отклонению входной тяги.

Принцип действия сервоприводов. Для преобразования электрического управляющего сигнала автоматики в перемещение механической проводки управления используются сервоприводы электромеханического и электрогидравлического принципов действия. Электромеханический сервопривод строится на базе рулевой машины. Электромеханический сервопривод под действием электрической энергии преобразует электрический входной управляющий сигнал автоматики в перемещение выходного вала рулевой машины. Электрогидравлический сервопривод строится на базе рулевого агрегата. Электрогидравлический сервопривод за счет гидравлической энергии преобразует электрический входной управляющий сигнал автоматики в перемещение выходного звена рулевого агрегата.

Электромеханический сервопривод представляет собой следящую систему (рис.5.7,а). Входной управляющий сигнал автоматики в виде напряжения uвх в сумматоре С суммируется с сигналом обратной связи uос1 и uос2. Суммарный сигнал uс, равный разности входного управляющего сигнала и сигналов обратной связи, подается на усилитель мощности (У) и двигатель (Д) рулевой машины (РМ). Тахогенератор (ТГ) рулевой машины вырабатывает сигнал обратной связи uос1, пропорциональный скорости вращения выходного вала .

Потенциометрический или индукционный датчик обратной связи ДОС вырабатывает сигнал обратной связи uос2, пропорциональный углу вращения выходного вала вых. В зависимости от вида обратной связи в электромеханическом сервоприводе, различают сервоприводы с позиционной (жесткой) обратной связью, скоростной (гибкой) обратной связью и изодромной обратной связью.

Сервопривод с позиционной обратной связью формируется на базе рассмотренной функциональной схемы, если в качестве сигнала обратной связи используется сигнал uос2, несущий информацию об угле вращения выходного вала РМ. Тогда управляющий сигнал uвх вызывает соответствующее смещение выходного вала РМ относительно нейтрали. Сигнал обратной связи uос1, несущий информацию о скорости вращения выходного вала, используется для улучшения динамических характеристик сервопривода.

Сервопривод со скоростной обратной связью реализуется на базе рассмотренной функциональной схемы, если в качестве сигнала обратной связи используется только сигнал выходного вала РМ. Тогда сигнал uос2 на сумматор сервопривода не поступает.

Сервопривод с изодромной обратной связью реализуется путем пропускания сигнала позиционной обратной связи uос2 через электромеханическую следящую систему с последующим суммированием этого сигнала с сигналом позиционной обратной связи uос2 заведенным на сумматор обычным образом. Это позволяет изменить динамические характеристики сервопривода.

Электрокинематическая схема электромеханического сервопривода представлена на рис.5.7,б. Входной управляющий сигнал в виде напряжения переменного тока uвх подается на потенциометр суммирующей схемы. С выхода сумматора напряжение переменного тока uс подается на магнитный усилитель мощности (У). Управляющее напряжение переменного тока uу подается на управляющую обмотку асинхронного двухфазного двигателя (Д). Двигатель отрабатывает выходной вал (РМ) через редуктор (Р). Это вращение передается тросовому барабану (ТБ), к которому подсоединена тросовая тяга, сцепленная с механической проводкой. На одном валу с двигателем находится тахогенератор ТГ, в сигнальной обмотке которого наводится сигнал uос1, пропорциональный скорости вращения. Этот сигнал подается на потенциометр сумматора. Индукционный датчик ДОС преобразует угол поворота выходного вала РМ в электрический сигнал uос2. Этот сигнал подается на потенциометр сумматора сервопривода.

Сервопривод работает следующим образом. При появлении на входе сумматора управляющего сигнала uвх РМ начинает его отработку и делает это до тех пор, пока сигналы обратной связи uос1 и uос2 на входе сумматора не скомпенсируют входной сигнал uвх. Это произойдет тогда, когда угол поворота вала РМ станет пропорциональным входному сигналу. Электрогидравлический сервопривод представляет собой следящую систему (рис. 5.8,а). Входной управляющий сигнал автоматики в виде напряжения uвх подается на сумматор С, где суммируется с сигналом позиционной обратной связи uос. Суммарный сигнал uс усиливается в усилителе У и подается на исполнительный механизм ИМ рулевого агрегата РА. Датчик обратной связи ДОС вырабатывает сигнал uос, пропорциональный перемещению выходного штока РА xвых. В электрогидравлических сервоприводах реализуется, как правило, жесткая обратная связь. Электрокинематическая схема электрогидравлического сервопривода представлена на рис.5.8,б. Входной управляющий сигнал в виде напряжения постоянного тока uвх подается на суммирующий усилитель постоянного тока УПТ, далее на усилитель У и катушку 1 преобразователя сигналов рулевого агрегата, который представляет собой двухкаскадный усилитель.

Первый каскад усиления - гидроусилитель типа "сопло-заслонка", выполненный по схеме гидравлического моста. В качестве постоянных и равных между собой гидравлических сопротивлений применяются дроссели 5. Переменными гидравлическими сопротивлениями являются сопла 3 с заслонкой 4, жестко связанной с якорем 2 преобразователя сигналов. Входным сигналом первого каскада усиления является электрический ток в катушке Iупр, выходным - перепад давления на торцах распределительного золотникового устройства 6, включенного в диагональ моста. Золотник - второй каскад усиления. Расход рабочей жидкости, определяемый открытием щели в гильзе золотниковой пары, является выходным параметром второго каскада.

Принцип действия рулевого агрегата основан на равновесии и дисбалансе моста. При отсутствии тока в обмотках преобразователя сигналов мост сбалансирован. При подаче тока управления якорь с заслонкой отклоняется от нейтрального положения. Это приводит к изменению сопротивления истечению рабочей жидкости из сопел, нарушению равновесия моста и возникновению перепада давления на торцах распределительного устройства. Под действием перепада давления золотник смещается вправо или влево от нейтрального положения, соединяя при этом полости цилиндра А или В с линией подачи или линией слива. В результате перемещается поршень и выходной шток 8 силового механизма 7. Выходной шток сопрягается с механической проводкой управления. Одновременно с перемещением выходного штока с потенциометра Rос снимается сигнал жесткой обратной связи по перемещению. При появлении на входе сумматора управляющего сигнала uвх рулевой агрегат начинает его отработку и делает это до тех пор, пока сигнал обратной связи uос на входе сумматора не скомпенсирует входной сигнал. Это произойдет тогда, когда перемещение выходного штока РА станет пропорциональным входному сигналу.

Реакция рулевых приводов и сервоприводов на управляющие воздействия. Исследование реакции приводов на управляющие воздействия удобно провести на основе их передаточных функций. Рассмотрим упрощенную модель рулевого привода в виде следующего дифференциального уравнения:

, (5.1)

где - коэффициент усиления РП.

Применим к уравнению (5.1) преобразование Лапласа

. (5.2)

Отсюда, полагая , определим передаточную функцию РП как отношение преобразования Лапласа выходного сигнала к преобразованию Лапласа входного сигнала при нулевых начальных условиях:

(5.3)

где Tрп=1/kрп - постоянная времени РП.

Таким образом, динамика РП может быть описана динамикой апериодического звена. Обычно коэффициент усиления РП выбирают достаточно большим (kрп = 50-100). Поэтому постоянная времени РП оказывается достаточно малой (Tрп=0,01-0,02с). Тогда в приближенных исследованиях динамикой РП можно пренебречь, полагая Tрп1.

Рассмотрим переходный процесс при скачкообразном изменении входного сигнала на единицу (Xвх(p) = 1). Тогда согласно (5.3) получим

. (5.4)

Рассмотрим упрощенную модель рулевого агрегата в виде следующих дифференциальных уравнений:

, (5.5)

, (5.6)

где - координата, характеризующая подвод гидравлической энергии; kра, Tра - коэффициент усиления и постоянная времени РА.

Решая уравнения (5.5),(5.6) с помощью преобразования Лапласа:

, (5.7)

, (5.8)

и полагая Xвых(0) = Xпр(0) = 0, определим передаточную функцию РА

. (5.9)

Таким образом, динамика РА может быть описана динамикой усилительного, апериодического и интегрирующего звеньев. Обычно постоянную времени РА выбираю достаточно малой (Tра=0,01-0,03с). Тогда в приближенных исследованиях запаздыванием РА пренебрегают, полагая

. (5.10)

Рассмотрим переходной процесс при скачкообразном изменении входного сигнала на единицу (Uвх(p)=1). Тогда согласно (5.10)

. (5.11)

Рассмотрим упрощенную модель рулевой машины в виде следующих дифференциальных уравнений:

, (5.12)

, (5.13)

где - координата, характеризующая подвод электрической энергии: kрм, Tрм - коэффициент усиления и постоянная времени РМ.

Решая уравнения (5.12), (5.13), получим передаточную функцию РМ

. (5.14)

Таким образом, динамика РМ может быть описана динамикой усилительного, апериодического и интегрирующих звеньев. Обычно не удается получить достаточно малое запаздывание РМ в силу ограниченности характеристик электродвигателя. Поэтому постоянная времени РМ составляет Tрм = 0,05-0,1с, ею пренебречь нельзя.

Следует иметь в виду, что используемые линейные дифференциальные уравнения не учитывают ряд существенных нелинейностей. Так, для рулевого агрегата в точных расчетах необходимо учитывать ограничения перемещения выходного штока, создаваемое концевыми выключателями, ограничение ускорения выходного штока, создаваемые ограничением мощности по давлению; ограничения скорости выходного штока, создаваемое ограничением по расходу жидкости; зону нечувствительности, создаваемую перекрытием золотника.

Аналогичные нелинейности характерны и для рулевой машины: ограничение перемещения выходного вала, создаваемое концевыми выключателями; ограничение ускорения выходного вала, создаваемое ограничением управляющего тока; ограничение скорости перемещения выходного вала, создаваемое ограничением управляющего напряжения; зона нечувствительности, определяемая напряжением трогания двигателя.

Полученные передаточные функции РА (5.10) и РМ (5.14) позволяют исследовать динамику сервоприводов. Рассмотрим сначала модель электрогидравлического сервопривода без обратной связи. Пусть передаточная функция усилителя определяется

Wу(p) = kу,

где kу - коэффициент усиления. Тогда передаточная функция электрогидравлического сервопривода без обратной связи

(5.15)

Ступенчатый единичный входной сигнал такой сервопривод отрабатывает как интегрирующее звено:

. (5.16)

Переходный процесс показан на рис.5.9а (кривая 1).

Передаточная функция электромеханического сервопривода без обратной связи

(5.17)

где kэм= kу kрм - коэффициент усиления электромеханического СП без обратной связи.

Ступенчатый единичный входной сигнал такой сервопривод отработает как интегрирующее звено с запаздыванием (рис.5.9,а, кривая 2).

Рассмотрим модель электрогидравлического сервопривода с жесткой обратной связью, когда в цепи обратной связи стоит усилительное звено Wжос(p) = kжос (рис 5.10,a). Тогда передаточная функция такого сервопривода

. (5.18)

Коэффициент усиления и постоянная времени электрогидравлического сервопривода с жесткой обратной связью имеют вид:

, (5.19)

. (5.20)

Ступенчатый единичный входной сигнал такой сервопривод преобразует как апериодическое звено

. (5.21)

Если коэффициент усиления kу достаточно велик, а kжос=1, то. Тогда и динамикой электрогидравлического сервопривода с жесткой обратной связью можно пренебречь (рис.5.9,б, кривая 3).

Рассмотрим модель электромеханического сервопривода с жесткой обратной связью (рис.5.10,б). Его передаточная функция

(5.22)

Постоянная времени и коэффициент затухания имеют вид:

, (5.23)

. (5.24)

Ступенчатый единичный входной сигнал такой сервопривод отработает как колебательное звено:

. (5.25)

Переходный процесс показан на рис.5.9,в (кривая 4).

Рассмотрим модель электромеханического сервопривода со скоростной обратной связью, когда в цепи обратной связи находится дифференцирующее звено с передаточной функцией Wсос(p) = kсос(p) (рис.5.10,в). Тогда передаточная функция такого сервопривода

. (5.26)

Коэффициент усиления и постоянную времени определяют так:

, (5.27)

. (5.28)

Ступенчатый единичный входной сигнал такой сервопривод отработает почти так же, как и сервопривод без обратной связи. Инерционность СП уменьшится, так как <, однако вместе с этим уменьшится коэффициент усиления < (кривая 5, рис.5.9,а).

Рассмотрим модель электромеханического сервопривода, охваченного скоростной и жесткой обратными связями (рис.5.10,г). Передаточная функция такого сервопривода

. (5.29)

Коэффициент усиления, постоянная времени и коэффициент затухания имеют вид:

, (5.30)

, (5.31)

. (5.32)

Ступенчатый единичный входной сигнал такой сервопривод отработает почти так же, как и электромеханический сервопривод с жесткой обратной связью (5.25). Отличие будет заключаться в большем коэффициенте затухания (см. рис.5.9,в, кривая 6).

Рассмотрим модель электромеханического сервопривода, охваченного изодромной обратной связью, передаточная функция которой

.

Такая передаточная функция получается при пропускании сигнала через электромеханическую следящую систему с передаточной функцией апериодического звена с последующим вычитанием из входного сигнала:

.

Передаточная функция сервопривода с изодромной обратной связью

, (5.33)

где - относительный коэффициент и постоянная времени затухания. Если , то

, (5.34)

. (5.35)

Таким образом, в диапазоне частот работа СП аналогична работе СП с жесткой обратной связью, так как

. (5.37)

Другими словами, быстрые управляющие воздействия СП с изодромной обратной связью отрабатывает как СП с жесткой обратной связью, а медленные управляющие воздействия - как СП со скоростной обратной связью (рис.5.9,г, кривая 7).

3. Кинематика ручногои автоматизированного управления

Кинематика включения в механическую проводку управления рулевых приводов, агрегатов и машин. Существуют два основных способа включения исполнительный устройств автоматики в проводку системы управления: последовательный и параллельный. При последовательном способе включения отклонения рулевой поверхности по командам ручного и автоматического управления суммируются, и обеспечивается возможность автоматизированного управления самолетом. При параллельном способе включения управление рулевой поверхностью осуществляется либо пилотом от рычага управления, либо автоматикой. Возможность их совместного управления исключается.

Последовательный способ включения реализуется двумя распространенными схемами: через раздвижную тягу и через дифференциальную качалку. Кинематическая схема последовательного включения исполнительного устройства автоматики в проводку управления через раздвижную тягу представлена на рис.5.11,а. В данном случае исполнительным устройством автоматики служит электрогидравлический комбинированный агрегат управления КАУ, имеющий раздвижную тягу, жестко включенную в проводку управления. В режиме ручного управления длина раздвижной тяги неизменна и воздействие пилота на рулевую поверхность путем отклонения рычага управления ничем не отличается от воздействия в обычной бустерной системе без автоматики.

Выдвижение штока рулевого привода lрп прямо пропорционально отклонению колонки штурвала xв. В свою очередь, отклонение руля высоты пропорционально выдвижению штока lпр (рис.5.11,б). В режиме автоматического управления меняется длина раздвижной тяги КАУ на величину , пропорциональную управляющему сигналу автоматики uв (рис.5.11,в). При этом конец раздвижной тяги, соединенный с проводкой управления и рычагом управления, остается неподвижным, следовательно, неподвижным остается рычаг управления. Изменение длины раздвижной тяги влияет на кинематику проводки управления рулевого привода. Выдвижение штока рулевого привода lрп пропорционально сигналу автоматики uв и приводит к отклонению руля высоты на угол . Таким образом, обеспечивается независимость ручного и автоматического управления и возможность совместной работы пилота и автоматики. Рычаги управления при работе автоматики остаются неподвижными, а информация о наличии усилий в проводке управления в результате работы КАУ выдается пилоту на индикатор.

В кинематической схеме последовательного включения исполнительного устройства автоматики в проводку управления через дифференциальную качалку (рис.5.12,а) исполнительным устройством автоматики служит электрогидравлический рулевой агрегат РА, сопряженный своим штоком силового механизма с дифференциальной качалкой (ДК). В режиме ручного управления (рис.5.12,б) отклонение пилотом колонки штурвала КШ на величину xв вызывает смещение дифференциальной качалки и выдвижение штока силового механизма рулевого привода РП на величину lрп, что, в свою очередь, приводит к отклонению руля высоты на угол . Шток силового механизма рулевого агрегата РА при этом остается неподвижным.

В режиме автоматического управления (рис.5.12,в) при поступлении электрического управляющего сигнала автоматики uв шток силового механизма рулевого агрегата РА смещается на величину lра увлекая за собой дифференциальную качалку. Через механическую проводку выдвигается шток силового механизма рулевого привода РП на величину lрп, что в свою очередь, приводит к отклонению руля высоты на угол . Кинематика проводки рычага управления при этом остается неизменной и колонка штурвала неподвижной. Информация о наличии усилий в проводке выдается на индикатор.

...

Подобные документы

  • Построение системы управления углом тангажа тяжелого самолета посредством статического автопилота. Синтез параметров автопилота и системы управления подачей скачков по управляющему и возмущающему воздействию. Оценка качества переходных процессов.

    лабораторная работа [928,6 K], добавлен 02.04.2013

  • Обзор SCADA-систем как систем диспетчерского управления и сбора данных. Elipse SCADA как мощное программное средство, созданное для управления и контроля над технологическими процессами. Особенности автоматизации Запорожского железорудного комбината.

    реферат [1,0 M], добавлен 03.03.2013

  • Методы исследования динамических характеристик систем автоматизированного управления. Оценка качества переходных процессов в САУ. Определение передаточной функции замкнутой системы, области ее устойчивости. Построение переходных характеристик системы.

    курсовая работа [1,1 M], добавлен 29.06.2012

  • Требования к системе автоматизации резервуарного парка. Структура микропроцессорной системы автоматизации. Алгоритм автоматического управления объектом. Выбор вибрационного сигнализатора уровня. Функциональная схема автоматизации резервуара РВС-5000.

    дипломная работа [1,6 M], добавлен 22.04.2015

  • Изучение структурной схемы астатической системы управления углом рыскания с изодромной обратной связью. Анализ его устойчивости и статической точности. Расчет передаточных чисел автопилота. Произведение цифрового моделирования переходных процессов.

    практическая работа [356,6 K], добавлен 29.03.2011

  • Цели автоматизации технологических процессов пищевой промышленности. Классификация законов регулирования. Виды автоматических регуляторов и параметры их настройки. Разомкнутые и замкнутые автоматические системы регулирования. Управляющие функции АСУТП.

    реферат [252,6 K], добавлен 14.02.2014

  • Элементная база и расчет передаточных функций для автоматизации системы очистки стекла спортивного самолета. Деление ЛСУ на изменяемую и неизменяемую части. Построение логарифмических характеристик. Разработка аналогового корректирующего устройства.

    курсовая работа [325,5 K], добавлен 20.10.2013

  • Общие сведения и особенности автоматизации техпроцесса. Роботизированные комплексы и ГПС механообработки. Выбор компоновки и комплектующих деталей. Терминология сенсорных систем. Классификация датчиков и систем управления по различным признакам.

    курсовая работа [1,1 M], добавлен 23.04.2014

  • Основы автоматизированного моделирования и оптимизации строительных процессов. Комплекс технических средств автоматизированных систем управления строительством: устройства преобразования сигналов, аппаратура сбора и регистрации данных, средства связи.

    контрольная работа [451,2 K], добавлен 02.07.2010

  • Понятие коммутационных устройств, классификация, параметры и характеристика, система условных обозначений, конструкции и материалы, зарубежные аналоги. Принцип действия исполнительных систем и виды энергии, используемой для управления устройствами.

    реферат [860,7 K], добавлен 13.03.2011

  • Проект лабораторной установки для изучения цифрового позиционера Меtsо Automation. Характеристика систем автоматизации: конструктивные особенности, программное и техническое обеспечение систем контроля параметров и управления исполнительным устройством.

    курсовая работа [1,0 M], добавлен 26.05.2012

  • Разработка проекта внедрения SAP CRM. Анализ организации, анализ процессов, подлежащих автоматизации. Решение SAP Best Practices в организации управления клиентами и продажами. Функции системы, основные вопросы предпосылки к внедрению ее на предприятии.

    курсовая работа [2,0 M], добавлен 12.05.2014

  • Принципы построения современных систем автоматизации технологических процессов, реализованных на базе промышленных контроллеров и ЭВМ. Разработка функциональной схемы автоматизации, обоснование выбора средств. Контроллер и модули ввода и вывода.

    курсовая работа [77,2 K], добавлен 07.10.2012

  • Классификация (типы) бортовых систем автотранспортного средства. Система автоматического управления трансмиссией автомобиля. БИУС – вид автоматизированной системы управления, предназначенной для автоматизации рабочих процессов управления и диагностики.

    дипломная работа [1,5 M], добавлен 26.07.2017

  • Требования технологического процесса к системе автоматического управления. Требования к функциям пожарного контроллера, его внутреннее устройство и принцип действия, сферы практического применения. Эксплуатация систем сигнализации и регулирования.

    курсовая работа [400,9 K], добавлен 08.04.2015

  • Характеристика централизованных систем теплогазоснабжения и кондиционирования микроклимата. Технические средства механизации и автоматизации производства. Первичные преобразователи (датчики). Современные схемы управления системами кондиционирования.

    реферат [697,2 K], добавлен 07.01.2016

  • Технические средства автоматизации. Идентификация канала управления, возмущающих воздействий. Определение передаточных функций АСР. Расчёт системы управления с помощью логарифмических амплитудных характеристик. Анализ работы системы с ПИ регулятором.

    контрольная работа [240,5 K], добавлен 22.04.2011

  • Использование компьютерной техники для создания систем диспетчерской централизации и автоматизации управления станционными и перегонными объектами. Применение микроконтроллеров и модемов для отображения телемеханической информации о поездной ситуации.

    статья [102,8 K], добавлен 14.02.2012

  • Основные понятия теории автоматического управления; типовые динамические звенья САУ; функциональные модули. Анализ автоматических систем регулирования; статические и динамические характеристики. Обзор современных систем и микропроцессорных регуляторов.

    учебное пособие [1,3 M], добавлен 18.02.2013

  • Требования к аппаратуре автоматизации управления вентиляторами. Функциональная схема автоматической вентиляторной установки. Построение имитационной модели системы автоматического управления, ее исследование при различных параметрах ПИ-регулятора.

    курсовая работа [641,9 K], добавлен 18.10.2011

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.