Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Казахский национальный университет им. аль-Фараби

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

ДИПЛОМ

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

08.03.2016

Размер:

1.61 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 34 / 54 5 > Следующая >>>

Төмендеу кезінде қозғалытқыштың тарту күші келесі түрге енеді (15), (16) :

P X		a	mg sin			т	0;V const;

Y	mg cos			т	0; const.
a

(34)

Төмендеу жүзеге асыру үшін қажет ұшу жылдамдығы өзгеріссіз атака бұрышы кезінде былай өрнектеймыз (18) шарты бойынша:

V		2mg cos			т	V		cos		;
					т
	т	С		S			Г		т
		С	y	S
			y

(35)

Төмендеу бұрышы онша үлкен болмағанымен ауаның көтеріу күші ауырлык күшіне парапар (cosθ =1) Құлдырауға қажетты тарту күші (17) шарты бойынша:

P	X	а	mg sin	т	P	mg sin	т	;
т		а		т	Г		т

(36)

Төмендеуге қажетті тарту күші горизонталь жазықтықпен ұшқандағы тарту күшіне қарағанда G = mg sin θт -ге аз.

төмендеуге қажетты куат келесі формула арқылы анықталады:

P V

;

mg sin

;

mgV

sin

;

mgV

;

3.4 Төмендеудың негізгі сипаттамалары, полярасы

(37)

вертикаль жылдамдықтың

Төмендеу негізгі сипаттамалары: Төмендеу бұрышы және Төмендеудың вертикальді жылдамдығы болып табылады.

(17) формуладан бұрышын табамыз:

sin		P	P	x P
		Г	т	т	;
	т		mg	mg	;
	т

Егер өте аз төмендеу бұрыштары үшін sinθсн = tgθсн, демек: tg т YX mgP K1 mgP ;

(38)

(39)

Егер ұшақ қозғалытқышты пайдаланбай, тек аэродинамикалық күш әсерімен төмендеу жасаса Р = 0, онда төмендеу бұрышы:

tg		1	.
	т	K

(40)

формулаға қарай отырып, төмендеу бұрышы апараттың аэродинамикалық қасиеттеріне тәуелдә екенын көремыз. Ең тиімді атака бұрышы кезінде ұшақтың аэродинамикалық қасиеттері максимальді болып табылады, ал төмендеу бұрышы минимальді. Төмендеудың верикальді жылдамдығы:

		V		sin		V		X P
V								т	;
V	yт		т		т		т	mg	;
	yт		т		т		т

(41)

Немесе

V		V (	1	Pт	);	(42)

	yт	т	K	mg

−Ұшақты мұз немесе қар басқан жағдайда оның аэродинамикалық қасиеттері төмендейді, төмендеу бұрышы мен құлдыраудың вертикальді жылдамдығы артады;

−Ауа тығыздығының азайюы кезінде төмендеу бұрышы мен төмендеудың вертикальді жылдамдығы артады;

−Қозғалытқышпен төмендеу кезінде төмендеу бұрышы мен төмендеудің вертикальді жылдамдығы кемиді; Төмендеу вертикальді жылдамдығын келесі формуламен анықтаймыз;

V		V	т	;
			т
	yт	K
		K

(43)

Бұл формуланы талдай келе Vу min максимальді қасиеттерге ие болады. Төмендеудың негізгі қасиеттерінің бірі төмендеу қашықтығы. Бұл

әсіресе төтенше қону кезінде маңызға ие, мысалы: қозғалытқыштар істен шыққан кезде. Төмендеу қашықтығы дегеніміз горизонтқа қатысты ұшақтың құлдырау кезінде басып өткен жолы. (19сурет)

19-сурет. төмендеу қашықтығын анықтау

Бірақ төмендеу кезінде

орындалады:

tg		1
tg	т	K
	т

H	tg		;
L	tg	т	;
		т

т

осыған байланысты	H		1	келесі теңдік
	L		K

		т
		т
Lт H * K;				(44)

(44) ға карай отырып, ұшу биіктігінің және ұшақтың аэродинамикалық қасиеттерінің артуына байланысты төмендеу қашықтығы артады. Төмендеу қашықтығы ең тиімді атака бұрышы кезінде ең тиімді жылдамдықта жүзеге асады. [13]

3.4 Ұшу aппаратының бойлық қoзғалысының сызықтық тeңдеуі

Бұл бөлімдe аппaраттың ұшу динамикaсының ерекшеліктeрін, яғни аппaраттың бойлық осьтің бойымeн қозғалысын қарастырaмыз. Бoйлық қозғалысы кeзінде ∆V, ∆α , ∆q , ∆θ өсімшeлері өзгеріске түсeді. Бoйлық қозғалысты сипaттайтын сызықтық теңдеулер жүйeсі:

∆V̇= −gcos(θ

− α

)∆θ −

∆α −

cos(αT+α0)

∆T

∆α̇= ∆q −

sin(θ

− α

)∆θ −

∆α −

∆L −

sin(αT+α0)

∆T

mV0

(70)

∆q̇=

∆M

{

∆θ̇= ∆q

∆V̇= −gcos(θ

− α

)∆θ −

V2SC

∆α −

{ρ

V2SC

∆V +

L(trim)

D(trim)

m 2

V2S[

CDM

∆V + C

∆h + C

∆q̅ + C

∆α̅ + C

∆δ

+ C

∆δ

]}

α̅

q̅

δe

δsp

cos(αT+α0)

ρ0V0 S

[CT̅ ∆V + CT

∆α̅ + CT

δth

∆δth]

α̅

∆α̇= ∆q −

sin(θ

− α

)∆θ −

V2SC

∆α −

{ρ

V2SC

∆V +

L(trim)

(71)

ρ V2S[

∆V + C

∆h + C

Lq̅

∆q̅ + C

Lα̅

∆α̅ + C

Lδ

∆δ

+ C

Lδ

∆δ

]}

sin(αT+α0)

−

ρ0V0 S [CT̅ ∆V + CT

∆α̅ + CT

δth

∆δth]

α̅

∆q̇=

ρ V2S [

CMM

∆V + C

∆h + C

∆q̅ + C

∆α̅ + C

∆δ

+ C

∆δ ]}

0 0

q̅

M e

α̅

δsp

{

∆θ̇= ∆q

Теңдeулер жүйесін матрицaлық формадa жазaтын болсақ [17]:

2Iyy

1		ρ0V0SC			CD̅
1					CD̅
			4m					α̇
								α̇
0	1 +			ρ0SC			CL̅
0	1 +						CL̅
				4m				α̇
								α̇
			ρ V S			2
0	−		0 0 C					CM̅
0	−							CM̅
			4Iyy					α̇
								α̇
[0		0

0	0
			∆V̇
0	0	[	∆α̇
		[	] =
			∆q̇
1	0		∆θ̇

ρ0V0S

− 2m (2CD + CDMM − CTV̅ cos(αT + α0))

ρ0S

− 2m (2CL + CLMM − CTV̅ sin(αT + α0)) − ρ0V0SC CMMM

0 1]

[

ρ0V02S

− C

+ C

T̅

cos(α

+ α ))

−

ρ0V0S

+ C

T̅

sin(α

+ α ))

ρ0V2SC

− 2I0 CMα yy

ρ0V0SC

D̅

−gcos(θ

− α

)

q̇

∆V

ρ0SC

1 −

CL̅

−

sin(θ0 − α0) ∆α

q̇

[∆q]+

ρ V S 2

0 0 C

CMq̅̇

∆θ

4Iyy

]

−

ρ0V02S

−

ρ0V02S

δe

δsp

−

ρ0V0S

−

ρ0V0S

δe

δsp

ρ0V02SC

CMδe

ρ0V02SC

CMδsp

2Iyy

[

ρ0V2S C cos(α + α )

2m Dδth T 0

− ρ02mV0S CLδth sin(αT + α0)

ρ0V2SC

2I0 CMδth yy

0 ]

∆δe

[∆δsp] (72) ∆δth

∆V̇
∆α̇
[ ]
∆q̇
∆θ̇
	1		ρ0V0SC			CD̅
	1					CD̅
				4m					α̇
									α̇
	0	1 +			ρ0SC			CL̅
=	0	1 +						CL̅
=					4m				α̇
									α̇
				ρ V S			2
	0	−		0 0 C					CM̅
	0	−							CM̅
				4Iyy					α̇
									α̇
	[0		0

−1

01]

ρ0V0S

− 2m (2CD + CDMM − CTV̅ cos(αT + α0))

ρ0S

− 2m (2CL + CLMM − CTV̅ sin(αT + α0)) − ρ0V0SC CMMM

{[

ρ0V02S

− C

Dα

+ C

T̅

cos(α

+ α

))

ρ0V0SC

D̅

−gcos(θ

− α

)

q̇

∆V

ρ0V0S

ρ0SC

−

(CD + CLα + CT̅ sin(αT + α0))

1 −

CL̅

−

sin(θ0 − α0) ∆α

q̇

[∆q]+

−

ρ0V0SC

CMα

ρ0V0SC

CMq̅̇

∆θ

2Iyy

4Iyy

]

−ρ0V20S CDδe

+− ρ02mV0S CLδe

ρ0V2SC

2I0 CMδe yy

[ 0

−

ρ0V02S

Dδsp

ρ0V02S

Dδth

cos(α

+ α

)

∆δe

−

ρ0V0S

−

ρ0V0S

sin(α

+ α

)

[∆δsp]

δsp

δth

ρ0V02SC

Mδsp

ρ0V02SC

Mδth

∆δth

2Iyy

]

}

∆V̇

∆V

∆δe

∆α̇

∆α

] + G [∆δsp

]

[ ] = F [

∆q

∆q̇

∆δth

∆θ̇

∆θ

(73)

(74)

Бoйлық қозғалысы үшін қoрытылып шыққaн теңдeу Wolfram Mathematica бағдарламaсында есептеп шығaрылуы қосымша-1 кeлтірілген.

Қорытынды

Ұшаққа әсер етуші күштерді талдау нәтижесінде алынған теңдеулерді қарай отырып, ұшқышсыз ұшатын апараттың өте күрделі екені көрінді. Бұл теңдеулерді шешу үшін бірнеше ұшу апаратының қозғалысына бірнеше шарттар қойылды. Түзу сызықты қозғалыс теңдеулері, ұшақтың горизонталь жазықтыққа қатысты тұрақты бұрыш жасай қозғалысының теңдеулері толықтай шешілді. Тұрақты көтерілу мен тұрақты төмендеуге қажетті жылдамдықтар есептелінді. Бұл жұмыста қортылып шығарылған теңдеулерді Wolfram Mathematica бағдарламасында есептеліп нәтижелері график түрінде көрсетілді.

ПАЙДАЛАНЫЛҒАН ӘДЕБИЕТТЕР ТІЗІМІ:

1.Российский сайт, посвященный беспилотной авиации, [Электронный ресурс], Федутинов Д. Режим доступа: http://www.uav.ru/, свободный

2.Российский сайт о ракетной технике и технологии, [Электронный ресурс], технике, Режим доступа: http://www.missiles.ru, свободный.

3.Российский сайт о ракетной технике и технологии, [Электронный ресурс], технике, Режим доступа: http://www.missiles.ru, свободный.

4.Аэродинамические профили, [Электронный ресурс], база данных профилей

крыла.	Режим	доступа,	http://www.ae.illinois.edu/m-
selig/ads/coord_database.html, свободный.

5.Uy-Loi Ly. Stability and Control of Flight Vehicle. Seattle. 1997. -134 c.

6.Кронистер Д. «Основы Blender 4-е издание». Blender-сообщество, 2011, [рус] PDF416

7.Андерсон, Джон Д. (2008). «Введение в полеты» шестое издание.

McGrawHill. ISBN 0-07-126318-7.

8.Б.Р. Андриевский, А.Л Фрадков, «Современные направления синтеза систем автоматического управления летательными аппаратами», Санкт-Петербург, Институт проблем машиноведенья РАН, 2004г

9.С.В. Богословский, А.Д. Дорофеев, «Динамика полётов летательных аппаратов», учебное пособие, СПбГУАП, 2002г.

10.Стариков Ю.Н., Коврижных Е.Н. Основы аэродинамики летательного аппарата: Учеб. пособие. – Ульяновск: УВАУ ГА, 2004. – 151 с.

11.Бадягин А.А.,Мухамедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. — М.: Машиностроение,1978.-208 с.

12. Буков В.Н. Адаптивные прогнозирующие системы управления полетом. –М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1987. – 232с.

13.Aerosim Blockset v. 1.1. User’s Guide., 2003. -192с.

14.Мирошник И. В., Никифоров В. О., Фрадков А.Л. Нелинейное и адаптивное управление сложными динамическими системами. – СПб.: Наука,

2000. – 549 с.

15.Бочкарев А.Ф., Балакин В.Л., Турапин В.М. Расчет летных ха - рактеристик, продольной устойчивости и управляемости самолета.

Самара: СГАУ, 1999 .

16.Балакин В.Л., Лазарев Ю.Н. Динамика полета самолета. Устой - чивость и управляемость продольного движения. Самара : СГАУ, 1999.

17.Исаева Л.Н.,Ұшқышсыз ұшатын аппараттың автоматтық қозғалысының қағидаттары.дипломдық жұмыс .Алматы: ҚазҰУ,2014. -34б.

18.The Unmanned Aerial Vehiclre Systems Association (UAVS),[электронный ресурс] режим доступа: http://www.uavs.org/, свабодный.

ҚОСЫМША

<<< < Предыдущая 1 2 34 / 54 5 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

#
30.04.2015242.33 Кб17Диплом.docx
#
30.04.2015293.43 Кб86Диплом.docx
#
24.03.2015131.81 Кб61диплом.docx
#
24.03.201583.78 Кб68диплом.docx
#
24.03.2015136.98 Кб86диплом.docx
#
08.03.20161.61 Mб52ДИПЛОМ.pdf
#
24.03.201521.08 Mб194ДИПЛОМ111.doc
#
08.03.20162.89 Mб38дипломды жумыс.docx
#
29.10.20181.29 Mб20Дипломка 2 версия (основная).doc
#
08.03.20161.13 Mб32Дипломка Калдыбеков Мухаметжан.docx
#
30.08.2019128.62 Кб8Дипломна робота.docx