Системы автоматического управления полётом
Аэродинамические, весовые и геометрические характеристики самолета. Анализ устойчивости продольного движения самолёта. Обеспечение характеристик управляемости самолета. Передаточные функции свободного самолёта по управляющим и возмущающим воздействиям.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | контрольная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 05.10.2017 |
| Размер файла | 365,1 K |
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.
27
Размещено на http://www.allbest.ru/
|
Название документа |
Лист |
||||||
|
1 |
|||||||
|
Изм. |
Лист |
№ докум. |
Подп. |
Дата |
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ
ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИРКУТСКИЙ ФИЛИАЛ
Кафедра АЭС и ПНК
Контрольная работа
по дисциплине: "Системы автоматического управления полётом"
Выполнил: студент V курса
специальности 25.03.02, ЗФО
Шифр АК-131653
Проверил: к.т.н., доцент
Содержание
- 1. Исходные данные
- 2. Задание к контрольной работе
- 3. Решение
- 3.1 Расчёт коэффициентов линеаризованных уравнений
- 3.2 Анализ характеристик устойчивости продольного движения
- 3.2.1 Устойчивость продольного возмущенного движения самолёта
- 3.2.2 Устойчивость короткопериодического движения самолета
- 3.2.3 Устойчивость длиннопериодического движения самолета
- 3.2.4 Выводы
- 3.3 Анализ характеристик продольной управляемости
- 3.3.1 Расчёт показателей продольной управляемости самолёта
- 3.3.2 Выводы
- 3.4 Передаточные функции по воздействиям
- 3.5 Коррекция характеристик устойчивости и управляемости самолёта
- Список используемой литературы и источников
1. Исходные данные
Исходными данными к контрольной работе являются:
1. Аэродинамические, весовые и геометрические характеристики самолета, представленные в таблице 1 (Приложение и таблица 1 из [1]):
Таблица 1. Характеристики самолёта (номер задания 3)
|
Н, [м] |
M |
УР, [м] |
m*, [кг] |
GT, [кГ] |
* |
*, [с-1] |
XnyШК, [мм] |
|
|
4000 |
0.5 |
3 |
5000 |
10000 |
0.9 |
5 |
-250 |
где H - высота полёта:
M - число Маха полёта;
m* - масса пустого самолёта;
GT - вес топлива;
* - относительный коэффициент затухания короткопериодического возмущённого движения самолёта;
* - собственная частота короткопериодического движения самолёта;
XnyШК - градиент перемещения штурвальной колонки по перегрузке (статический показатель управляемости самолётом).
Закон управления автомата продольного управления полётом (АПУП):
. (1)
Значения величин, используемых в расчётах:
g = 9.8 м/с2 - ускорение свободного падения;
= 318 (кГс2) /м4 - массовая плотность воздуха, определённая по графику зависимости при H = 4000 м, приведённом в [1];
a = 326 м/с - скорость звука, определённая по графику зависимости при H = 4000 м, приведённом в [1];
м/с - воздушная скорость самолёта, определяемая через заданное значение числа Маха;
S = 180 м2 - площадь крыльев;
м - размах крыльев;
м - средняя аэродинамическая хорда (САХ);
кг - полётная масса самолёта;
Jz = 6105 кГмс2 - момент инерции самолёта, определённый по графику зависимости при GT = 10000 кГ, приведённым в [1];
CУ ГП = - безразмерный коэффициент подъёмной силы;
CX = 0.02 - безразмерный коэффициент лобового сопротивления, определённые по графику зависимости при Сy = 7.7610-5, приведённом в [1];
;
- величина, определённая по графику зависимости при M = 0.5, приведённом в [1];
- величина, определённая по графику зависимости при M = 0.5, приведённом в [1];
- величина, определённая по графику зависимости при M = 0.5, приведённом в [1];
- величина, определённая по графику зависимости при M = 0.5, приведённом в [1];
- величина, определённая по графику зависимости при M = 0.5, приведённом в [1];
- величина, определённая по графику зависимости при M = 0.5, приведённом в [1];
- величина, определённая по графикам зависимостей и при M = 0.5, приведённых в [1];
- величина, определённая по графику зависимости при M = 0.5, приведённом в [1];
- угол наклона траектории для горизонтального полёта;
KШВ, KШН, KШЭ - коэффициенты передачи между углами отклонения рулевой поверхности и линейным перемещением соответствующего рычага управления, рад/м;
ШВ = ШН = ШЭ = 0.1 град/мм - коэффициенты передачи между углами отклонения рулевой поверхности и линейным перемещением соответствующего рычага управления;
, , - шарнирные моменты на руле при отклонении руля на 10.
Принимаем:
KШВ = KШН = KШЭ = 30 рад/мм.
2. Системы линеаризованных дифференциальных уравнений, записанных в символической форме при нулевых начальных условиях, описывающих продольное возмущенное движение самолета в связанной системе координат (здесь и в дальнейшем знак вариации "" опущен):
(2)
В системе уравнений (2) приняты следующие обозначения:
p - символ дифференцирования;
V - приращение воздушной скорости, м/с;
- приращение угла атаки, град;
- приращение угла тангажа, град;
B - приращение угла отклонения руля высоты, град;
- приращение угла рыскания, град;
- приращение угла крена, град;
- приращение угла скольжения, град;
H - приращение угла отклонения руля направления, град;
Э - приращение угла отклонения элеронов, град;
С.Г. - приращение угла отклонения рукоятки управления двигателем, град;
В - приращение угла между вектором воздушной скорости и вектором путевой скорости, обусловленное действием вертикальной составляющей ветра, град;
В - приращение угла между вектором воздушной скорости и вектором путевой скорости, обусловленное действием боковой составляющей ветра, град;
VВ - приращение угла между вектором воздушной скорости и вектором путевой скорости, обусловленное действием горизонтальной составляющей ветра, град;
Mx, My, Mz - приращение возмущающих моментов соответственно относительно осей OX, OY, OZ связанной системы координат, кГ м;
, , … - коэффициенты линеаризованных уравнений систем (2), которые определяются по следующим выражениям:
, ; (3)
, ; (4)
, ; (5)
, ;(7)
, ;(8)
, ;(9)
, ;(10)
, ;(11)
, ;(12)
, ;(13)
, .(14)
Выражения (3) … (14) приведены в соответствии с [1].
Для выражения (8) исправлена единица измерения. Единицы измерения в выражениях (3) … (14) проверены по размерностям слагаемых уравнений системы (2): это "град/с2" для слагаемых первого уравнения системы, "град/с" для слагаемых второго уравнения, "м/с2" для слагаемых третьего уравнения.
Исправление, аналогичное сделанному, также приведено в [2].
2. Задание к контрольной работе
Рассчитать коэффициенты линеаризованных уравнений системы (2) в соответствии с вариантом задания.
Провести анализ характеристик устойчивости продольного движения самолёта.
Провести анализ характеристик продольной управляемости самолёта.
Определить передаточные функции свободного самолёта по управляющим и возмущающим воздействиям для упрощенной модели (модели короткопериодического движения самолёта), описываемой системой (5*):
;;;
;;;
;;.
Выполнить расчёт передаточных чисел в законах управления средств автоматики обеспечивающих коррекцию характеристик устойчивости и управляемости самолёта до потребных для ручного управления величин.
* здесь нумерация формулы приведена согласно методическим указаниям [1].
3. Решение
Все расчёты данной работе будем проводить с помощью математической программы Mathcad.
На рис.1 приведены задание и расчёт исходных данных из раздела 1 в Mathcad.
Рис.1. Задание и расчёт исходных данных в Mathcad
3.1 Расчёт коэффициентов линеаризованных уравнений
Рассчитаем коэффициенты линеаризованных уравнений системы (2) в соответствии с вариантом задания, используя выражения (3) - (14).
Результаты расчёта в Mathcad приведены на рисунках 2 и 3.
Рис.2. Расчёт по формулам (3) … (7) в Mathcad
Рис.3. Расчёт по формулам (8) … (14) в Mathcad
Результаты расчёта коэффициентов линеаризованных уравнений:
; ;
;
;
;
;
; ;
;
;
; .
3.2 Анализ характеристик устойчивости продольного движения
Под устойчивостью движения свободного самолёта понимается его способность сохранять исходный режим полёта по окончании действия внешних возмущений.
Устойчивость возмущенного движения свободного самолёта представляет собой одну из важнейших характеристик самолёта, так как она во многом определяет условия работы лётчика на самолёте, а также сложность устанавливаемых на самолёте систем автоматического управления.
Проведём анализ характеристик устойчивости продольного движения самолёта в соответствии с рекомендациями из пункта 3.1 в [1].
3.2.1 Устойчивость продольного возмущенного движения самолёта
Характеристическое уравнение полной модели продольного движения самолета представленной системой (1) имеет вид:
, (15) где,
, (16)
, (17)
, (18)
. (19)
Результаты расчёта по (16) … (19) в Mathcad приведены на рис.4.
Рис.4. Расчёт по формулам (16) … (19) и (21) в Mathcad
Результаты расчёта коэффициентов характеристического уравнения (15):
, ,
, .
Коэффициенты Аi характеристического уравнения (15) действительные, поэтому его корни будут либо действительные, либо попарно комплексно-сопряжённые. Согласно [1], для самолетов характеристическое уравнение (15) имеет две пары комплексно-сопряженных корней, существенно отличающихся по модулю.
Такое свойство распределения корней дает возможность раздельного исследования возмущенного движения самолета, соответствующего паре больших по модулю корней (короткопериодическое движение самолета) и паре малых по модулю корней (длиннопериодическое движению самолета).
Для устойчивого в продольном движении самолета необходимо и достаточно одновременное выполнение условий.
(20)
. (21)
Результат расчёта по (21) в Mathcad приведён на рис.4. Полученная величина равна:
.
Таким образом, условия (20) и (21) выполняются. Полная модель продольного движения самолёта устойчива.
3.2.2 Устойчивость короткопериодического движения самолета
Система уравнений, описывающая короткопериодическое движение самолёта, полученная из системы (2), согласно [1] имеет вид:
(22)
Характеристическое уравнение системы (22) имеет вид:
, (23) где,
, (24)
. (25)
Нулевой корень характеристического уравнения указывает на нейтральность самолета по углу тангажа в короткопериодическом движении самолета и не оказывает влияния на устойчивость этого движения.
Условием устойчивости короткопериодического движения самолета является выполнение требований
S1>0,S2>0. (26)
Анализ выражений, определяющих S1 и S2, указывает, что условие S1>0 выполняется всегда. Условие S2>0 выполнимо только в случае .
Результаты расчёта по (24) и (25) в Mathcad приведены на рис.5.
Рис.5. Расчёт по формулам (24), (25) и (27) в Mathcad
Результаты расчёта коэффициентов характеристического уравнения (23):
, .
То есть короткопериодическое движение самолета устойчиво.
Устойчивость короткопериодического возмущенного движения рассматривается обычно как устойчивость по перегрузке. Количественной оценкой степени устойчивости по перегрузке является величина
, (27)
называемая коэффициентом или запасом устойчивости по перегрузке. Для устойчивого по перегрузке самолета . Величина зависит от центровки самолета, режима полета, весовых и геометрических характеристик самолета.
Результат расчёта по (27) в Mathcad приведён на рис.5. Полученная величина равна:
.
3.2.3 Устойчивость длиннопериодического движения самолета
Система уравнений, описывающая длиннопериодическое движение свободного самолета, полученная из системы (2) имеет вид:
(28)
Характеристическое уравнение системы (27) имеет вид:
, (29) где,
, (30)
. (31)
Необходимым и достаточным условием устойчивости системы (28) является выполнение неравенств
D1>0,D2>0. (32)
Устойчивость длиннопериодического возмущенного движения нередко рассматривают как устойчивость по скорости, являющейся определяющим параметром в длиннопериодическом движении самолета.
Результаты расчёта по (30) … (31) в Mathcad приведены на рис.6.
Рис.6. Расчёт по формулам (30) и (31) в Mathcad
Результаты расчёта коэффициентов характеристического уравнения (29):
,
То есть длиннопериодическое движение самолета устойчиво (устойчивость самолета по скорости имеет место быть).
3.2.4 Выводы
По результатам расчёта в п.3.2.1, условия устойчивости (20) и (21) выполняются. То есть полная модель продольного движения самолёта устойчива.
По результатам расчёта в п.3.2.2, условия устойчивости (26) выполняются. То есть короткопериодическое движение самолета устойчиво. Запас устойчивости по перегрузке составляет
.
По результатам расчёта в п.3.2.3, условия устойчивости (32) выполняются. То есть длиннопериодическое движение самолета устойчиво (устойчивость самолета по скорости имеет место быть).
3.3 Анализ характеристик продольной управляемости
Под управляемостью самолёта понимают реакцию самолёта по параметрам его движения на управляющие воздействия со стороны лётчика.
По существу управляемость самолёта определяет связь между входным воздействием лётчика на рычаги управления самолёта и выходной реакцией последнего на эти воздействия.
Из сказанного следует, что характеристики управляемости можно получить из рассмотрения соответствующих передаточных функций, определяющих связь между входом и выходом самолёта.
Передаточная функция любого динамического звена определяется динамическими и статическими характеристиками, поэтому показатели управляемости также условно подразделяются на статические и динамические показатели.
К динамическим показателям управляемости относят те параметры передаточной функции самолёта, которые определяют характер переходного процесса.
К статическим показателям управляемости относят коэффициенты усиления передаточной функции.
Совокупность статических и динамических показателей управляемости и определяют самолёт с точки зрения его управляемости.
Проведём анализ характеристик продольной управляемости самолёта в соответствии с рекомендациями из пункта 3.1 в [1].
3.3.1 Расчёт показателей продольной управляемости самолёта
Одним из наиболее важных параметров, определяющих характеристики продольной управляемости, является приращение нормальной перегрузки (27).
Передаточные функции короткопериодического движения самолёта, связывающего приращение нормальной перегрузки ny с приращением усилия, приложенного к штурвальной колонке Рш. к. и приращением её перемещения Хш. к. имеют вид (согласно [1]):
, (33)
, (34)
где; (35)
; (36)
. (37)
К динамическим показателям продольной управляемости относятся:
собственная частота короткопериодического движения самолёта:
, (38)
относительный коэффициент затухания короткопериодического возмущенного движения:
. (39)
Собственная частота короткопериодического возмущенного движения определяет время реакции самолёта по перегрузке на единичное отклонение руля высоты.
Результаты расчёта по (38) - (39) в Mathcad приведены на рис.7.
Рис.7. Расчёт по формулам (38), (39), (40) и (41) в Mathcad
Результаты расчёта динамических показателей продольной управляемости самолёта:
, .
К статическим характеристикам продольной управляемости относятся:
градиент усилия на штурвальной колонке по перегрузке (учитывая выражения (33) и (35)):
, (40)
градиент перемещения штурвальной колонке по перегрузке (учитывая выражения (34) и (37)):
. (41)
Результаты расчёта по (40) - (41) в Mathcad приведены на рис.7. Величины статических характеристик продольной управляемости самолёта:
кГ на ед. ny;
мм на ед. ny.
3.3.2 Выводы
Для обеспечения приемлемых характеристик управляемости самолёта и должны иметь вполне определенные значения.
Считается, что чем больше и чем ближе к значению 0.7, тем меньше время выхода самолета на заданную перегрузку и тем он лучше в управлении. Однако величина ограничена сверху динамическими свойствами лётчика, проявляющимися в запаздывании действий при парировании колебаний самолета с большим значением.
В [6] приведены области значений и , при которых управляемость самолёта оценивалась лётчиком как хорошая и как плохая.
На рис.8 приведены области оценки управляемости для тяжёлых самолётов.
Рис.8. Области оценки продольной управляемости
Полученные величины динамических показателей продольной управляемости самолёта:
,, -
выходят за области, показанные на рис.8. Но как выше упоминалось, чем больше и чем ближе к значению 0.7, тем меньше время выхода самолета на заданную перегрузку и тем он лучше в управлении. Поэтому при полученной величине частоты собственных колебаний , которая в 1000 раз больше показанного на рис.8, можно считать её влияние на управляемость незначительным. Полученная величина затухания достаточно далека от значения 0.7 и даже более 1.0, что в итоге, не может обеспечивать приемлемую продольную управляемость самолёта.
Полученное значение градиента перемещения штурвальной колонке по перегрузке
мм на ед. ny, -
значительно меньше рекомендованного в [1] диапазона значений (- (200 400) мм на ед. ny). Это говорит о недостаточности этой величины для обеспечения приемлемой продольной управляемости самолёта.
3.4 Передаточные функции по воздействиям
Определим передаточные функции свободного самолёта по управляющим и возмущающим воздействиям для модели короткопериодического движения самолёта, описываемой системой (21).
По определению, передаточной функцией называется отношение операторного изображения выходного параметра объекта управления к операторному изображению входного параметра, то есть:
. (42)
Перепишем систему уравнений (22), описывающую короткопериодическое движение самолёта:
(22')
В данном случае, выходными параметрами, характеризующими продольное движение самолёта, являются и , а входными B, Mz, B.
Используя методику определения передаточных функций, описанную в пункте 3.3 из [1], находим искомые передаточные функции, как отношение двух матриц из коэффициентов системы (22).
Матрица знаменателя составляется из коэффициентов левой части системы (22). Матрица числителя получается из матрицы знаменателя путем замены столбца коэффициентов стоящих при выходном параметре на столбец коэффициентов стоящих при входном параметре.
Найдём отдельно матрицу знаменателя, который одинаков для всех искомых передаточных функций:
,(43)
где , , .(44)
Теперь находим необходимые передаточные функции:
;(45)
;(46)
;(47)
;(48)
;(49)
. (50)
3.5 Коррекция характеристик устойчивости и управляемости самолёта
Как было определено в пунктах 3.2 и 3.3, при заданных параметрах продольное движение самолёта устойчиво с большим запасом, но продольная управляемость самолёта отсутствует. Поэтому необходимо скорректировать характеристики управляемости.
К средствам, обеспечивающим улучшение характеристик устойчивости и управляемости самолёта, относятся: демпферы; автоматы продольной устойчивости АПУС; автоматы продольного управления АПУП. Перечисленные автоматы обеспечивают потребные для ручного управления характеристики устойчивости и управляемости системы "самолёт-автомат". При управлении такой системой лётчик воспринимает её как самолёт с удовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости.
Для реализации системы "самолёт-автомат", самолёт должен иметь бустерную проводку управления, которая допускает дифференциальное включение рулевой машины сервопривода автомата. При совместной работе лётчика и автомата общее перемещение органа управления самолета равно алгебраической сумме перемещений от лётчика P и рулевой машины используемого автомата a:
. (51)
Демпфер тангажа (ДТ) обеспечивает коррекцию динамического показателя управляемости свободного самолёта до потребной для ручного управления величины , обеспечивающей комфортное управление самолётом. Демпфер крена (ДК) обеспечивает коррекцию динамического показателя управляемости свободного самолёта T до потребной для ручного управления величины , обеспечивающей комфортное управление самолётом.
Автомат продольной устойчивости (АПУС) обеспечивает коррекцию динамических показателей , до потребных для ручного управления значений , обеспечивающих комфортное управление самолётом. Автомат продольного управления (АПУП) обеспечивает коррекцию как динамических, так и статических показателей управляемости до потребных для ручного управления величин, обеспечивающих комфортное управление самолётом.
Закон управления автомата продольного управления полётом имеет вид:
,(52)
где (см. (1)),(53)
.(54)
Задача расчёта АПУП сводится к определению передаточных чисел в законе управления (53) автомата (АПУП), обеспечивающих потребные для ручного управления показатели динамической и статической управляемости скорректированного самолета заданные в табл. 1:
* = 0.9;* = 5 с-1;XnyШК = -250 мм.(55)
Структурная схема скорректированного с помощью АПУП самолёта представлена на рис. 9.
Рис. 9. Структурная схема скорректированного АПУП самолёта
Для вывода выражений, позволяющих определить передаточные числа закона управления, определим передаточную функцию скорректированного АПУП самолета, которая имеет вид:
,(56)
где,(57)
.(58)
Показатели управляемости скорректированного с помощью АПУП самолета определятся выражениями:
относительный коэффициент затухания короткопериодического возмущенного движения:
;(59)
- собственная частота короткопериодического движения самолета:
;(60)
- градиент перемещения по перегрузке:
.(61)
Задаваясь значением , и можно найти величины передаточных чисел в законе управления АПУП обеспечивающих потребные для ручного управления показатели управляемости самолета:
,(62)
,(63)
.(64)
Результаты расчёта по (62) … (64) в Mathcad приведены на рис. 10.
Рис. 10. Расчёт по формулам (62) … (64) в Mathcad
Результаты расчёта передаточных чисел в законе управления (1), обеспечивающих коррекцию характеристик устойчивости и управляемости самолёта до потребных для ручного управления величин:
,,.
Список используемой литературы и источников
1. Кузнецов С.В., Гусев А.А. Системы автоматического управления полётом. Методические указания по изучению дисциплины и контрольные задания. - М.: МГТУ ГА, 2004. - 48 с.
2. http://storage. mstuca.ru/bitstream/123456789/3905/1/001. pdf
3. В.Г. Воробьев, С.В. Кузнецов. Автоматическое управление полётом самолетов: Учеб. для вузов. - М.: Транспорт, 1995. - 448 с.
4. Аэромеханика самолета. Динамика полета. Под ред. А.Ф. Бочкарева, В.В. Андреевского. М.: Машиностроение, 1985.
5. Динамика полета транспортных летательных аппаратов. Под ред.А.Я. Жукова. М.: Транспорт, 1996.
6. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чекулаев М.С. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987.
7. Гусев А.А., Кузнецов С.В. Методические указания по изучению дисциплины "Динамика управления полетом". М.: РИО МГТУ ГА, 1998г.
8. Очков В.Ф. Mathcad для студентов и инженеров. - М.: КомпьютерПресс, 1998. - 384 с.
9. Дьяконов В.П., Абраменкова И.В. MathCAD в математике, физике и в Internet. - М.: Нолидж, 1999. - 352 с.
10. http://www.studfiles.ru/preview/1674423/
...Подобные документы
Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.
книга [262,3 K], добавлен 25.02.2010Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.
контрольная работа [79,2 K], добавлен 14.06.2010Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.
курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 17.06.2015Общие понятия о равновесии, балансировке, устойчивости и управляемости летательного аппарата. Уравнения продольного возмущенного движения. Продольная статическая устойчивость самолета. Анализ сводного возмущенного движения летательного аппарата.
курсовая работа [474,4 K], добавлен 29.10.2013Разработка системы автоматического управления углом тангажа легкого самолета, предназначенного для проведения аэрофотосъемки в рамках геологических исследований. Анализ модели самолета. Основные вероятностные характеристики шумов в управляемом объекте.
дипломная работа [890,5 K], добавлен 19.02.2012Обтекание тела воздушным потоком. Крыло самолета, геометрические характеристики, средняя аэродинамическая хорда, лобовое сопротивление, аэродинамическое качество. Поляра самолета. Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки.
курсовая работа [2,3 M], добавлен 23.09.2013Статистическое проектирование облика самолета. Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях. Конструкция лонжерона крыла. Технологический процесс листовой штамповки. Определение себестоимости самолета.
дипломная работа [2,1 M], добавлен 17.04.2012Математическое описание продольного движения самолета, уравнения силы и моментов. Модель привода стабилизатора и датчика положения штурвала. Разработка алгоритма ручного управления продольным движением самолета, рекомендации к выбору желаемых значений.
курсовая работа [581,4 K], добавлен 06.07.2009История создания самолета, его массо-геометрические и летно-технические характеристики. Аэродинамические характеристики профиля RAF-34. Определение оптимальных параметров движения. Балансировка и расчет аэродинамических параметров заданного вертолета.
курсовая работа [1,3 M], добавлен 26.08.2015Устойчивость, управляемость самолета. Принцип действия рулей. Центровка самолета, фокус его крыла. Понятие аэродинамической компенсации. Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета. Боковая устойчивость и управляемость.
лекция [2,9 M], добавлен 23.09.2013Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 29.10.2012Основные характеристики и модификации семейства ближнемагистрального пассажирского самолёта Ан-148. Система управления по тангажу, крену и курсу. Современный следящий гидравлический рулевой привод. Режимы работы автономной рулевой машины АРМ-19Н.
презентация [3,6 M], добавлен 16.11.2014Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013Технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации. Анализ проектных параметров агрегатов самолета при их оптимизации на аэродинамические характеристики самолета. Спасательное оборудование и действия экипажа при аварийной посадке.
дипломная работа [4,7 M], добавлен 05.02.2012Параметры самолёта с прямоугольным крылом. Определение углов скоса в центральном и концевом сечениях крыла, при П–образной модели вихревой системы. Расчет максимального перепада давления на обшивке крыла под действием полного давления набегающего потока.
контрольная работа [248,8 K], добавлен 24.03.2019Общие теоретические сведения о гидросистеме самолёта Ту-154. Разработка передвижной установки для технического обслуживания гидравлической системы. Требования, предъявляемые к машинам и механизмам, используемым при техобслуживании летательных аппаратов.
дипломная работа [114,0 K], добавлен 15.08.2010Образование плотной корки льда на фюзеляже и оперении самолета, нарушающее аэродинамические качества воздушного судна. Пыльная (песчаная) буря. Влияние ливневого дождя на летно-технические характеристики самолета. Полеты в условиях сдвига ветра.
курсовая работа [878,3 K], добавлен 06.11.2013Особенности проектирования пассажирского самолета. Параметрический анализ однотипных аэропланов и технических требований к ним. Формирование облика самолета, определение массы конструкции, компоновка фюзеляжа, багажных помещений и оптимизация параметров.
курсовая работа [202,5 K], добавлен 13.01.2012Анализ и совершенствование конструкции топливной системы самолёта Ан-12. Расчет рамы на прочность. Разработка технологии испытания подкачивающего электроцентробежного насоса ЭЦН-14 топливной системы самолёта. Методы и средства испытания насосов.
дипломная работа [3,8 M], добавлен 26.10.2015
