Введение. В курсовой работе производятся расчет и оценка характеристик устойчивости и управляемости (УУ) самолета и параметров системы полуавтоматического управления ЛА

В курсовой работе производятся расчет и оценка характеристик устойчивости и управляемости (УУ) самолета и параметров системы полуавтоматического управления ЛА в продольном или боковом каналах (по выбору). Прежде всего, выбирается самолет, для которого будут рассчитываться характеристики УУ. Выбирать самолет следует с “прицелом” на дипломный проект, поскольку с помощью данной методики выполняется 2 часть общеспециального раздела ДП. Затем следует определиться, для какого канала (продольного или бокового) будут оцениваться характеристики УУ и выполнять 1 или 2 часть соответственно.

Для продольного (бокового) канала расчет ведется по следующей схеме:

1. определение допустимого диапазона центровок (только для продольного движения), оценка и уточнение параметров горизонтального (вертикального) оперения;

2. оценка статических характеристик продольной (боковой) устойчивости и управляемости;

3. оценка динамических характеристик продольной (боковой) устойчивости и управляемости самолета;

4. расчет и оценка параметров полуавтоматической системы управления продольным (боковым) движением самолета (выполняются, если по результатам выполнения задания пункта 3 рекомендуется оборудование самолета полуавтоматической системой управления).

Расчет рекомендуется производить с помощью ЭВМ, используя для этого Excel, MathCad, MatLab или любую другую среду программирования. Это позволит значительно сэкономить время при пересчете характеристик с другим набором исходных данных (дело в том, что при выполнении дипломного проекта возможно уточнение некоторых исходных данных по результатам расчета первых двух его разделов).

На некоторые характеристики устойчивости и управляемости накладываются ограничения, обусловленные различными причинами. Эти ограничения зафиксированы в нормативных документах и разнятся для разных классов самолетов, разных этапов полета, а также для разных уровней пилотажных характеристик.

Согласно требованиям, предъявляемым к летно-техническим характеристикам, самолеты разделяются на 3 класса:

класс 1 – маневренные:

а) высокоманевренные ( , ),

б) маневренные ( );

класс 2 – ограниченно маневренные ( );

класс 3 – неманевренные ( ):

а) самолеты со взлетной массой менее 100 тонн,

б) самолеты со взлетной массой более 100 тонн.

Этапы полета разделяют на категории по сложности управления самолетом:

категория А соответствует этапам полета, требующим точного слежения и быстрого маневрирования;

категория Б – взлетно-посадочным режимам с точным управлением траекторией, но не требующим быстрого маневрирования;

категория В – этапам полета, не требующим быстрого маневрирования и точного слежения (набор высоты, крейсерский полет, снижение).

Устойчивость и управляемость на различных этапах полета определяется тремя уровнями пилотажных характеристик:

1 уровень – наиболее благоприятные характеристики,

2 уровень – удовлетворительные,

3 уровень – неудовлетворительные.

Количественные значения ограничений приводятся ниже и выбираются для данного самолета в зависимости от его класса, этапа полета и требуемого уровня пилотажных характеристик.