Лекция №25.1. Понятие о явлении дроссельного эффекта (1242146)

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла

Понятие о явлении «дроссельного эффекта»Уравнение расхода жидкости через золотник и гидродвигатель:Q3  G( X 3 ) PП  PF signX 3  QГДQ ГД  QV  Qr  QСЖ  АП Rd стA H dPF rPF  П AП Rp ст  rPF (1  Tг p )dt2 E dtУравнение моментов (нагрузки):М и  М тр  М ш  М рп  Ip 2 ст  К вт р ст  М Ш ст  АП RPFЯвление «дроссельного эффекта»:C VrCVmmr  BV / 2 Eр 3 Х шт  р 2 Х шт  рХ шт  ( АП  Ш )  X шт Ш 2 EAП2 AП2 EAПAП G ( X З ) PПИТ(mр 2 Х шт  BpX шт  CШ X шт ) signX ЗAПИзменение скоростной характеристики электрогидравлического рулевогопривода под действием постоянной нагрузкиУравнения нагрузки K  (T p  1) M Н  I  ст  k тр  ст   M ШMШ ст  M Ш 0T02 p 2  2 0T0 p  1 ст уравнения потребной скорости иТогда при M тр  0 и М Ш  М Шмомента для гармонического режима работы ЭГРП примут вид: ст (t )  A cos t ,M Н (t )  I  (t )  M Ш (t )  ( M Ш I 2 ) A sin t.Учитывая, что cos2 t  1  sin 2 t , получим уравнение эллипса:22  MН ст    1, A   ( M Ш  I 2 ) A Xст R, штполуоси которого ( M ш  I 2 ) AM PF  Н AП RAП RИзменение скоростной характеристикиэлектрогидравлического рулевого привода под действием«эллипса» нагрузки без учета трения и сжимаемости жидкостиПри учете момента трения уравнения потребной скорости имомента запишутся в следующем виде:  (t )  A cos t , стM Н (t )  ( M Ш I 2 ) A sin t  k вт A cos t.и представляют собой уравнение эллипса, развернутого по осиординат:M Н2  ( M Ш ст 2  2 222 I ) A 1  ()  k вт стA Наличие сжимаемости у рабочей жидкости разворачиваетэллипс нагрузки по оси ординат аналогичным способом, т.к.

расходзолотника Q3  AП R  ст  r ( PF  Tг PF ) . Тогда уравнения потребнойскорости и момента запишутся в следующем виде:  (t )  A cos t , стM Н (t )  rA[( M Ш I 2  k вт 2 ) sin t  Tг  ( M Ш I 2  k вт ) cos t ].Изменение скоростной характеристики электрогидравлического рулевогопривода под действием «эллипса» нагрузки с учетом трения и сжимаемостижидкостиВлияние «дроссельного эффекта» на перемещение силовогозолотника и стабилизатора при различной нагрузке навыходной шток рулевого приводаЯвление смещения начальных условий при гармоническойлинеаризации несимметричных нелинейностейСравнение семейства фазочастотных характеристик привода,полученных с учетом «дроссельного эффекта», и послевыделения первой гармоники.Черным цветом выделена ФЧХ при M H  0 и  ст  1,50 (то жеи после выделения первой гармоники).

Красный цвет сплошнойлинией ФЧХ при M H  50% М MAX и  ст  1,50 , пунктиром ФЧХ приM H  50% М MAX и  ст  50 . Синий цвет сплошной линией ФЧХ при0M H  75% М MAX и  ст  1,5 , пунктиром ФЧХ при M H  75% М MAX и ст  50 .Эти особенности переводят гидравлические приводы в класссистем с переменными параметрами, зависящими от состояниясистемы, который не может быть описан привычнымистатическими нелинейными элементами.Понятие о предельных динамических возможностяхрулевого приводаПри гармоническом законе отклонения рулевой поверхности: ст  A sin t ст  A cos t ,2 ст   A sin t ст   A 3 cos tстт.е.AСтруктурная схема нагруженногоэлектрогидравлического рулевого приводаКу  КэгуТэгу  р  1FΣ2ЕАп  H  pМи1J  p2Мш&МшМш0Х& штХштМшПереходные процессы изменения параметровсамолета и рулевого приводапри выходе на предельную перегрузкуСтатически неустойчивый самолет Статически устойчивый самолетФАЗОВЫЕ КООРДИНАТЫ ДВИЖЕНИЯ НАГРУЖЕННОГОРУЛЕВОГО ПРИВОДА В КОНТУРЕ УПРАВЛЕНИЯ(КРИВЫЕ ПРЕДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ)Режимы энергичного маневрированияперекомпенсированый орган управленияQзQЗx з = 0,45x з = 0,4x з = 0,3x з = 0,2x з = 0,1XЗPFвыход на n допym φш > 0; m αш > 0; m ш 0 > 0;уход с n допyвыход на n допyуход сn допycm z y  0,05 ; 0  0,6cm z y  0,05 ; 0 - 0,6недокомпенсированый орган управленияQзQзx з = 0,45x з = 0,4x з = 0,3x з = 0,2x з = 0,1XЗPFmш 0; m ш 0; m ш  0;0Начальные условия действия нагрузки для горизонтального полета:MШ ст ГП  M Ш ГП  M Ш 0РF ГП AП RВыражение для нагрузки при выходе на предельные перегрузки:РF MAX nMШ( ст ГП   стn y MAX )  M Ш( ГП   )  M Ш 0AП RКРИВЫЕ ПРЕДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ В КОНТУРЕУПРАВЛЕНИЯ ПРИ НЕДОСТОЧНОМ РАСПОЛАГАЕМОМРАСХОДЕаэродинамически устойчивогосамолетааэродинамически неустойчивогосамолетаcQзφ& 0 max =40 ° / cm z y = +0,05Qзcm z y  0,05+ 10 ° / cφ& 0 max =40 ° / c+ 15 ° / cPFQзφ& 0 max =PFQз10 ° / cφ& 0 max =+ 40 ° / c40 ° / c+ 10 ° / cPFPFУсловиемправильностиопределенияпредельныхдинамических характеристик РП является нахождение потребнойX ШТ  f ( PF )кривойпредельныхпараметроввнутрирасполагаемойпредельноймеханическойхарактеристикиX ШТ p  f ( PF ) p , т.е.

X ШТ  Х ШТ или  СТзили M Нр MН .  СТри PFp PFПотеря устойчивости контура управления пригармоническом входномвоздействии и импульсном «меандре»Граничные значения критической потребной скорости отклонениястабилизатора отличаются  на 25%.Расчетные формулы:Канал тангажаM Ш  mш qSbaгде: М Ш - размерный коэффициент шарнирного момента,mш - безразмерный коэффициент шарнирного момента,V 2q- скоростной напор,2 - плотность воздуха,V - скорость полета,S- площадь рулевой поверхности,ba - аэродинамическая хорда рулевой поверхности.M Ш  M Ш   M Ш   M Ш0где: - угол атаки самолета,- угол отклонения стабилизатора.M РП  AП RPF ГП Q  X ШТ AП   AП Rгде: Q3PF[см3/сек] – расходрулевого привода,[кг/см2] – перепад давления на силовом поршне,X 3 [мм] – ход силового золотника,R [мм] - плечо действия силы.Для горизонтального полета:MШ ст ГП  M Ш ГП  M Ш 0РF ГП AП RДля выхода на предельную перегрузку:nMШ( ст ГП   стn y MAX )  M Ш( ГП   )  M Ш 0РF MAX AП Rст n- угол отклонения стабилизатора для создания единицыгде:перегрузки.Расчетные формулы:С учетом «ножниц» стабилизатораM Ш  M Ш   M Ш   M Ш0  M Ш,где:  - угол дифференциального отклонения («ножниц»)стабилизатора.MШКанал рыскания: M Ш  Н  M Ш   M Ш0где:  - угол скольжения самолета, Н - угол отклонения руля направления.Расчетным случаем также является выход на предельнуюЭnZMAX .перегрузку, но в данном случае – боковуюM Ш MШН  M Ш  M Ш0nZ  C Z Н  Н  C Z   K  НnZДОПMAX Н  НCZ  CZ K MMAXШН(M Ш MШK  ) nZДОП M Ш0НCZ  C Z K Канал крена:_ ЭX MX_ XMX_ Э MX_ XMX  K X ( Э ) Э  K X ( )_ Эгде: K X_ MX MX_ X- коэффициент усиления по угловой скоростиMXкрена,_ _ ЭMX и MX- соответственно эффективности элеронов и«ножниц» стабилизатора,_ XM X - коэффициент демпфирования в канале крена. XMAX  K ( Э ) Э MAX  K ( ) MAXXЭMAXX XДОП  K ( ) MAXK ( Э )XXM Ш  M Ш Э ЭЭM ШMAX  М Ш XДОП  K ( ) MAXK ( Э )XXВЫВОДЫ:1.Изложенныйвышеметодпозволяетустановитьвзаимосвязь предельных динамических характеристик рулевогопривода и предельных режимов полета самолета на основепереходных процессов действия летчика и самолета.2.Полученныевыраженияопределяютнеобходимыеотклонения органов управления для получения предельныхнормальной и боковой перегрузок и располагаемой угловойскорости крена, и могут служить основой для расчета допустимых«упоров РП в шарнирный момент» при работе на однойгидросистеме..

Характеристики

Тип файла PDF

PDF-формат наиболее широко используется для просмотра любого типа файлов на любом устройстве. В него можно сохранить документ, таблицы, презентацию, текст, чертежи, вычисления, графики и всё остальное, что можно показать на экране любого устройства. Именно его лучше всего использовать для печати.

Например, если Вам нужно распечатать чертёж из автокада, Вы сохраните чертёж на флешку, но будет ли автокад в пункте печати? А если будет, то нужная версия с нужными библиотеками? Именно для этого и нужен формат PDF - в нём точно будет показано верно вне зависимости от того, в какой программе создали PDF-файл и есть ли нужная программа для его просмотра.

Список файлов лекций