5.4. Выводы по главе 5
1. Организация вычислительного процесса обработки измерительной информации на борту ЛА предполагает согласовывать действия в двухуровневой структуре КСУ следующим образом:
– нижний
исполнительный уровень управления
полетом образует основной тракт с
высоким быстродействием с постоянным
тактом
;
– верхний
логический уровень образует дополнительный
тракт с большей задержкой времени
при
перестройке работы основного тракта.
Принципиально важно реализовать параллельное функционирование обеих трактов с целью обеспечения максимального быстродействия основного тракта при управлении.
2. Логика поведения системы на наиболее ответственных завершающих этапах посадки всецело определяется контролируемой безопасностью полетных операций. Только в этом случае можно сделать правильный вывод в нужных ситуациях о необходимости ухода на повторный круг. Поэтому неотъемлемой компонентой логического управления являются алгоритмы контроля безопасности посадки, которые по мере приближения к земле осуществляют непрерывную оценку риска аварийных ситуаций при снижении по глиссаде и сходе с неё, в моменты приземления и пробега.
3. При оценке риска вычисляется одно число с помощью специальной мультипликативной свертки тех отклонений, которые создают определенную угрозу. Последующее сравнение вычисляемого риска с различными допусками в логических анализаторах 3, 4, 5, 6 позволяет сформировать сигналы предупредительной тревоги и определить логику последующих действий вплоть до ухода на повторный круг, избегая при этом гибели летательного аппарата.
4. Конечным результатом работы логических алгоритмов является определение уставок, вносимых в автоматы КСУ траекторного управления посадкой и образующих строку из 12 параметров. Из них 7 – основных, которые определяются не заранее как константы, а вычисляются в реальном масштабе времени, Количество строк, образующих множество полетных ситуаций при посадке – 29.
Глава 6. Логика назначения уставок по числу оборотов и углу винта для винтомоторной группы
6.1. Зависимость создаваемой тяги от числа оборотов и выбранного угла винта
Для
решения задачи аэродинамического
расчета необходимо обеспечить заданное
значение потребной тяги на винте.
Управлять тягой можно двумя способами:
изменяя расход топлива с помощью
дроссельной заслонки, либо изменяя угол
установки лопастей воздушного винта.
Для случая, когда требуется сохранить
оптимальный расход топлива, потребная
тяга обеспечивается за счет изменения
угла установки лопастей винта
.
Рассмотрим решение задачи нахождения
угла
для
заданной потребной тяги и оптимального
расхода топлива
.
В практике летной эксплуатации тягу выражают эмпирической формулой, полученной из теории воздушных винтов:
(6.1)
где
- коэффициент тяги воздушного винта,
определяемый экспериментально по
результатам продувок воздушного винта
в аэродинамических трубах для серии
воздушных винтов.
Сила сопротивления вращению воздушного винта Q создает относительно оси вращения момент сопротивления вращению MQ, для преодоления которого от силовой установки отбирается мощность,
(6.2)
где
- коэффициент мощности воздушного винта,
определяемый экспериментально для
серии воздушных винтов.
Указанные
коэффициенты зависят от скорости полета,
частоты вращения воздушного винта, его
диаметра и могут быть представлены как
функции относительной поступи λ для
воздушного винта (серии воздушных
винтов). Изменение λ в процессе испытаний
достигается путем изменения частоты
вращения
винта
и скорости V
воздушного
потока в аэродинамической трубе, согласно
приведенной ниже формуле:
(6.3)
где V – требуемая скорость полета, полученная в результате аэродинамического расчета.
Коэффициенты и в процессе испытаний определяют по формулам:
,
(6.4)
.
(6.5)
Где Р и N - измеренные весовым методом в процессе испытаний, тяга и мощность воздушного винта.
Анализ зависимостей безразмерных коэффициентов и воздушного винта от относительной поступи λ (рис. 6.1,6.2) показывает, что при относительной поступи λ = 0, т. е. при работе воздушного винта на месте (V=O), коэффициенты и близки к максимальным. При постоянной частоте вращения воздушного винта и увеличении скорости набегающего потока относительная поступь увеличивается, а коэффициенты и уменьшаются. При некоторых значениях λ, коэффициенты и обращаются в ноль.
Рис 6.1. Зависимость коэффициента тяги от относительной поступи и угла поворота лопастей винта.
Рис 6.2. Зависимость коэффициента мощности от относительной поступи и угла поворота лопастей винта.
Потребная
тяга определяется исходя из аэродинамического
расчета, выполненного известным методом
Жуковского Н.Е. для установившегося
режима . Величина
зависит
от удельного расхода топлива
и
определяется согласно характеристикам,
полученным экспериментальным путем.
Пример такой характеристики при
фиксированном угле винта приведен на
рис 6.3.
Рис.6. 3. Зависимость удельного расхода топлива от величины оборотов двигателя.
Из рис 6.3 видно, что действительно существует оптимум по расходу топлива.