Розвиток і вдосконалення вертолітної техніки неможливо без широкого застосування систем автоматичного управління. Пояснюється це, з одного боку, складністю робочих процесів, що протікають в двигуні і вертольоті в цілому як об'єкт управління, а з іншого необхідністю оптимізації цих процесів для отримання прийнятних питомих показників (питомі витрати палива і тяга, задана надійність, ергономічність і ін.), що визначають досконалість вертольота.Системи автоматичного управління (САУ) Двигунами повинні задовольняти ряду вимог, найважливішими з яких є: забезпечення необхідної якості регулювання за основними параметрами робочого процесу; витримування оптимальних поєднань параметрів робочого процесу, при яких виходять прийнятні питомі характеристики; захист двигуна від неприпустимих робочих режимів; забезпечення необхідної надійності двигуна і узгодження характеристик двигуна з характеристиками вертольота.Ці вимоги, хоча і суперечливі, але повинні бути задоволені комплексно.В даній статті розглядається САУ силової установки вертольота «ROTORFLY». На даному типі повітряного судна встановлюється поршневий горизонтально-опозитний поршневий двигун внутрішнього згоряння «Rotax». З урахуванням специфіки роботи силової установки, виникає необхідність стабілізації частоти обертання несучого гвинта (НВ) на різних висотах польоту.

Анотація наукової статті з механіки і машинобудування, автор наукової роботи - Лихачов Євген Олександрович, Зайцева Аліна Олександрівна


A MATHEMATICAL MODEL OF THE ACS FREQUENCY OF ROTATION OF THE ROTOR OF THE HELICOPTER

The development and improvement of helicopter technology is impossible without the widespread use of automatic control systems. This is explained, on the one hand, by the complexity of the working processes occurring in the engine and the helicopter as a whole as a control object, and on the other the need to optimize these processes to obtain acceptable specific characteristics (specific fuel consumption and thrust, specified reliability, ergonomics, etc.), determining the perfection of the helicopter.Automatic control systems (ACS) engines must meet a number of requirements, the most important of which are: ensuring the necessary quality of regulation on the main parameters of the working process; maintaining optimal combinations of parameters of the working process, at which acceptable specific characteristics are obtained; protection of the engine from unacceptable operating conditions; ensuring the required reliability of the engine and matching the characteristics of the engine with the characteristics of the helicopter.These requirements, although contradictory, must be met in a comprehensive manner.This article examines the ACS of the power plant of the helicopter "ROTORFLY". This type of aircraft is equipped with a horizontal-opposed piston internal combustion engine "Rotax". Given the specifics of the power plant, there is a need to stabilize the rotor speed at different altitudes.


Область наук:
  • Механіка і машинобудування
  • Рік видавництва: 2019
    Журнал: Електротехнічні та інформаційні комплекси і системи
    Наукова стаття на тему 'МАТЕМАТИЧНА МОДЕЛЬ САУ частоти обертання гвинта, що ВЕРТОЛЬОТА'

    Текст наукової роботи на тему «МАТЕМАТИЧНА МОДЕЛЬ САУ частоти обертання гвинта, що ВЕРТОЛЬОТА»

    ?Metrology and information-measuring devices

    Лихачов Е.А. Иккіекег Е.А.

    старший викладач кафедри інформаційно-вимірювальної техніки, факультет авіоніки, енергетики та інфокомунікацій ФГБОУВО «Уфимський державний авіаційний технічний університет, м Уфа, Російська Федерація

    УДК 621.317.791

    Зайцева А.А. Zajceva A.A.

    доцент, кандидат технічних наук кафедри інформаційно-вимірювальної техніки, факультет авіоніки, енергетики та інфокомунікацій ФГБОУ ВО «Уфимський державний авіаційний технічний університет, м Уфа, Російська Федерація

    DOI: 10.17122 / 1999-5458-2019-15-1-100-105

    МАТЕМАТИЧНА МОДЕЛЬ САУ частоти обертання гвинта, що ВЕРТОЛЬОТА

    Розвиток і вдосконалення вертолітної техніки неможливо без широкого застосування систем автоматичного управління. Пояснюється це, з одного боку, складністю робочих процесів, що протікають в двигуні і вертольоті в цілому як об'єкт управління, а з іншого - необхідністю оптимізації цих процесів для отримання прийнятних питомих показників (питомі витрати палива і тяга, задана надійність, ергономічність і ін.) , що визначають досконалість вертольота.

    Системи автоматичного управління (САУ) двигунами повинні задовольняти ряду вимог, найважливішими з яких є:

    - забезпечення необхідної якості регулювання за основними параметрами робочого процесу;

    - витримування оптимальних поєднань параметрів робочого процесу, при яких виходять прийнятні питомі характеристики; захист двигуна від неприпустимих робочих режимів;

    - забезпечення необхідної надійності двигуна і узгодження характеристик двигуна з характеристиками вертольота.

    Ці вимоги, хоча і суперечливі, але повинні бути задоволені комплексно.

    У даній статті розглядається САУ силової установки вертольота «ROTORFLY». На даному типі повітряного судна встановлюється поршневий горизонтально-опозитний поршневий двигун внутрішнього згоряння «Rotax». З урахуванням специфіки роботи силової установки, виникає необхідність стабілізації частоти обертання несучого гвинта (НВ) на різних висотах польоту.

    Ключові слова: САУ, вертоліт, силова установка, несучий гвинт, нечіткі множини, частота обертання несучого гвинта, потужність, датчик обертів двигуна; датчик обертів несучого гвинта; датчик крутного моменту; система управління з фаззи-модулем.

    A MATHEMATICAL MODEL OF THE ACS FREQUENCY OF ROTATION OF THE ROTOR OF THE HELICOPTER

    The development and improvement of helicopter technology is impossible without the widespread use of automatic control systems. This is explained, on the one hand, by the complexity of the working processes occurring in the engine and the helicopter as a whole as a control object, and on the other - the need to optimize these processes to obtain acceptable specific characteristics (specific fuel consumption and thrust, specified reliability, ergonomics, etc.), determining the perfection of the helicopter.

    Automatic control systems (ACS) engines must meet a number of requirements, the most important of which are:

    - ensuring the necessary quality of regulation on the main parameters of the working process;

    - maintaining optimal combinations of parameters of the working process, at which acceptable specific characteristics are obtained; protection of the engine from unacceptable operating conditions;

    - ensuring the required reliability of the engine and matching the characteristics of the engine with the characteristics of the helicopter.

    These requirements, although contradictory, must be met in a comprehensive manner.

    This article examines the ACS of the power plant of the helicopter "ROTORFLY". This type of aircraft is equipped with a horizontal-opposed piston internal combustion engine "Rotax". Given the specifics of the power plant, there is a need to stabilize the rotor speed at different altitudes.

    Key words: guns, helicopter, power plant, rotor fuzzy sets, the frequency of rotation of the rotor, the power, of the engine speed sensor; speed sensor rotor; the torque sensor; the control system with a fuzzy module

    Проектування систем автоматичного управління авіаційними двигунами засноване на синтезі структури і параметрів систем і способах технічної реалізації схем з урахуванням властивостей реальних елементів. Технічна реалізація пов'язана з аналізом датчиків інформації, вирішальних і інших елементів із зазначенням способів формування цих елементів для отримання необхідних статичних і динамічних характеристик.

    Несучий гвинт призначений для створення на всіх режимах польоту тяги, необхідної для підтримки вертольота в повітрі і для додання йому поступального руху, тобто для створення підйомної сили і горизонтальної складової тяги, а також для здійснення поздовжнього і поперечного управління вертольотом.

    Поздовжнє і поперечне управління вертольотом здійснюється за рахунок зміни положення площини несучого гвинта дією органів управління. При цьому тяга гвинта змінює свій напрямок, а отже, змінюють свою величину і напрямок її складові: підйомна сила і горизонтальна тяга.

    Режим роботи несучого гвинта вертольота визначається положенням несучого гвинта щодо повітряного потоку, при цьому розрізняють два основні режими роботи: осьового обтікання і косого.

    Режим осьового обтікання - такий режим роботи несучого гвинта, при якому незбурених повітряний потік набігає на гвинт паралельно осі і перпендикулярно площині обертання. Цей режим виникає при висінні, вертикальному підйомі (спуску) вертольота, при роботі несучого гвинта на стоянці.

    Коефіцієнт режиму роботи несучого гвинта. Ставлення швидкості потоку, що лежить в площині обертання, до окружної швидкості кінця лопаті є коефіцієнт, що характеризує режим роботи несучого гвинта:

    При горизонтальному польоті cosA ~ 1 кут атаки несучого гвинта невеликий, і можна прийняти: jл = V / mR.

    Величина ю показує ступінь ефекту косого обтікання і залежить від швидкості

    -101

    Metrology and information-measuring devices

    польоту. При вертикальному польоті або висі-ванні (режим осьового обтікання) ю = 0. У горизонтальному польоті на максимальній швидкості у сучасних вертольотів може досягати величини 0,35-0,40.

    Постановка завдання регулювання частоти обертання несучого гвинта вертольота включає в себе вимоги ергономіки, безпеки і низької вартості. В умовах швидко розвивається науково-технічного прогресу стає актуальною задача гнучкості і адаптивності систем. Терміни розробки систем в сучасних умовах ринку значно скоротилися. В

    зв'язку з цим стає привабливим використання нечіткої логіки.

    Класичні методи управління добре працюють при повністю детермінованому об'єкті управління і детермінованою середовищі, а для систем з неповною інформацією та високою складністю об'єкта управління оптимальними є нечіткі методи управління.

    Формулюємо постановку задачі управління частотою обертання несучих гвинтів з використанням нечіткого регулятора.

    Таблиця 1. Постановка завдання управління, результат і ефективність фази управління

    Постановка завдання Результат Ефективність

    Еволюції вертольота супроводжуються зміною частоти обертання НВ. Корекція частоти обертання повинна виробитися в можливо короткий час Поліпшення ефективності управління частотою обертання НВ Поліпшення ергономіки управління

    При еволюціях вертольота повинні бути враховані багато факторів, пов'язані з висотою, швидкістю польоту і перевантаженнями Фази управління дозволяють усунути залежність частоти обертання НВ від висоти, швидкості польоту і перевантажень Безпека

    Традиційні системи вимагають тривалого часу на розробку і підтримку Розробка та підтримка фази системи не вимагає багато часу Низька вартість

    Система управління має в своєму складі ручку загального кроку (РОШ), якій змінюють загальний крок гвинтів; датчик РОШ, який перетворює кут повороту РОШ в електричний сигнал; датчик дросельної заслінки, який перетворює кут повороту дросельної заслінки в електричний

    сигнал зворотного зв'язку; крокової двигуна, який відхиляє дросельну заслінку на кут, заданий САУ; датчик обертів двигуна; датчик обертів несучого гвинта; датчик крутного моменту; систему управління з фаззи-модулем.

    БЛОК УПРАВЛІННЯ НЕЧІТКОЇ логіки

    Малюнок 1. Структурна схема системи автоматичного управління частоти обертання несучого гвинта

    САУ побудована по електродистанційною принципом і має дворівневу ієрархічну структуру. Структурна схема САУ складається з датчиків частоти обертання двигуна, несучого гвинта, датчика крутного моменту, датчиків положення РОШ, дросельних заслінок, датчика статичного атмосферного тиску, встановленого всередині блоку управління і приводів заслінок, і приводу муфти зчеплення. Управління приводами здійснює контролер нечіткої логіки за допомогою прошитої в нього програми з фаззи-прави-лами. Крім того, передбачено виведення інформації на зовнішні пристрої про висоту польоту, обертального моменту і частотах обертання по стандартному інтерфейсу 12С.

    Повний математичний опис статики і динаміки двигуна і її системи автоматичного регулювання є досить складним завданням, рішення якої виходить за межі завдань динаміки польоту вертольота. При вирішенні цих завдань, як правило, використовуються спрощені рівняння. Ці рівняння, в цілому, повинні забезпечувати врахування особливостей роботи системи автоматичного регулювання, прийомистості і обмеження потужності при зміні умов польоту.

    Розглянемо спрощену систему рівнянь, які забезпечують рішення даної задачі. При цьому прийнято, що автоматичне регулювання частоти обертання коленвала двигуна забезпечується статичною системою. Ці рівняння можна представити в наступному вигляді:

    = Г ( "(Хв - Мдвбал)" Мю + / ЗОШ))-

    де Л ^ двбал - потужність двигуна на вихідному сталому режимі;

    Тде - постійна часу, що характеризує сумарне еквівалентне запізнювання в перехідних процесах двигуна і системи автоматичного регулювання частоти обертання;

    k - передавальне число, що характеризує вплив зміни частоти обертання несучих гвинтів на потужність двигуна;

    - неузгодженість по частоті обертання несучого гвинта;

    Ю0 - частота обертання несучого гвинта, відповідна вихідної налаштування регу-

    лятором частоти обертання коленвала двигуна;

    ю - поточне значення частоти обертання несучого гвинта;

    корекція від важеля загального кроку, яка забезпечує зведення до мінімуму статичної помилки системи автоматичного регулювання частоти обертання коленвала двигуна при збільшенні потужності двигуна.

    У процесі математичного моделювання рівнянь необхідно окремо враховувати у двигунів обмеження по максимальній (злітної) потужності і по мінімальній потужності на режимі польотного малого газу:

    ^ Уцвттвх - ^ дв - ^ взл-

    Обмеження в межах злітної потужності і потужності на режимі польотного малого газу обчислюються на основі кліматичних характеристик двигунів Идввзл = ДНН ^ н),'двтт = (нлн, п) в залежності від барометрической висоти і температури зовнішнього повітря.

    Тут п - відносна величина частоти обертання коленвала двигуна і несучих гвинтів (відношення поточної величини частоти обертання до номінальної).

    Повинні бути також враховані характеристики прийомистості двигуна у вигляді обмеження швидкості зміни потужності. Ці обмеження в спрощеній постановці можуть бути представлені в наступному вигляді:

    dNп

    сН

    <

    V іь / гпах 1

    Також важливе значення при математичному моделюванні має таке явище як перетяжеленной несучих гвинтів.

    Під перетяжеленной несучих гвинтів розуміють нерозрахованих зменшення їх тяги при збільшенні загального кроку, що супроводжується зменшенням числа обертів несучих гвинтів внаслідок невідповідності потужності, що підводиться до гвинтів, і потужності, потрібної на їх обертання.

    Перетяжеленной несучих гвинтів на вертольоті може наступити з двох причин. У першому випадку перетяжеленной настає, якщо важіль «крок-газ» відхиляється вгору в темпі, що не відповідає приемистости двигунів. При цьому зростання потужності двигунів відстає від збільшення потужності,

    -103

    Metrology and information-measuring devices

    потрібної для обертання гвинтів, а під дією неврівноважених моментів опору обертанню число оборотів гвинтів зменшується, що призводить до падіння тяги.

    Даний випадок перетяжеленной принципово можливий на будь-якому з режимів польоту, але найбільш небезпечний при зльоті та посадці і на малих висотах, тому що при зменшенні тяги гвинтів відбувається різке зниження ( «осідання») вертольота. До перетяжеленной несучих гвинтів може призвести і поспішність у відділенні вертольота від землі. Якщо важіль «крок-газ» при відриві піднімається за час менше 5-7 сек, то вертоліт може не відокремитися від землі, так як потужність, що підводиться до гвинта, буде недостатня. А якщо і станеться відрив вертольота за рахунок збільшення кутів атаки елементів лопатей і короткочасного збільшення тяги, то в подальшому під впливом збільшилися

    моментів опору обертанню досягнуте число оборотів зменшується, і вертоліт починає енергійно знижуватися.

    При невтручанні пілота в управління станеться грубий удар об землю, що збільшує навантаження на конструкцію вертольота.

    Перетяжеленной несучих гвинтів можливо і в тому випадку, якщо пілот піднімає важіль «крок-газ» з нормальним темпом, але на надмірно велику величину. Збільшення загального кроку при повністю відкритих дросельних заслінки призводить до зменшення числа оборотів гвинтів, і потужність двигунів зменшується. Величина загального кроку, відповідного повного відкриття дросельних заслінок, може бути визначена за влучним висловом системи «крок-газ» (рис. 2).

    Малюнок 2. Характеристика системи «крок-газ»: 1 - максимальна корекція, 2 - злітні обертів, 3 - мінімальна корекція

    На графіку видно, що при максимальній корекції дросельні заслінки повністю відкриваються при збільшенні мінімального загального кроку на 8 °. Більша зміна кроку призведе до перетяжеленной несучих гвинтів.

    Якщо коректор встановити в положення 2 (рис. 2), то в цьому випадку злітний режим досягається при збільшенні загального кроку приблизно на 10 ° від мінімального. Спроба збільшити загальний крок ще більше призведе до зменшення оборотів несучих гвинтів. Найбільш характерні такі випадки при злітно-посадкових операцій і польотах на малих висотах. Наприклад, при експлуатації вертольота на майданчиках з розмірами менше

    мінімально допустимих на зльоті пілот може мимоволі «перетягнути» важіль «крок-газ» для отримання більш крутий траєкторії підйому. На посадці при надмірно крутий траєкторії і значною вертикальну швидкість зниження запасу потужності для гасіння швидкості може не вистачити, а спроба продовжувати збільшувати загальний крок також викличе зменшення оборотів гвинтів. Подібні випадки особливо ймовірні при малих запасах потужності, наприклад, при експлуатації вертольотів з вагою, близьким до максимально допустимому для даних атмосферних умов, при вертикальних

    режимах польоту, польоти на малих швидкостях, на великих висотах.

    При мінімальній корекції дросельні заслінки прикриваються і відкриються повністю на більшій загальному кроці (рис. 2). Але при роботі двигунів на «важких гвинтах» ефективна потужність зменшується, і необхідна для польоту тяга може бути не отримана, що викличе зниження вертольота. Подібні випадки можуть настати, коли число оборотів несучих гвинтів своєчасно не збільшують, наприклад, при гасінні швидкості на посадці.

    висновки

    У даній роботі спроектована САУ частоти обертання гвинта вертольота на основі контролера нечіткої логіки. Застосування нечіткої логіки дозволяє, не маючи математичної моделі процесу регулювання, забезпечити гнучку реакцію на зміну навколишніх умов. Це дає можливість застосування вищевказаної моделі на об'єктах з різними технічними характе-

    Список літератури

    1. Овчаренко В.М., Феофілов Є.Б. Політ //. Загальноросійський науково-технічний журнал. Ідентифікація параметрів лінеаризованої моделі поздовжнього руху співвісного вертольота. - 2013. - № 11. - С. 46-52.

    2. Матвеенко А.М., Акімов А.І., Акопов М.Г., Алексєєв Н.В. Літаки і вертольоти. - Т. IV-21. Проектування, конструкції і системи літаків і вертольотів. - Кн. 2. -М .: Машинобудування, 2004. - 753 с.

    3. Леоненков А.В. Нечітке моделювання в середовищі MATLAB і fuzzyTECH. - СПб .: БХВ-Петербург, 2005. - 736 с.

    4. Шелухін О.І. Моделювання інформаційних систем. - М .: Гаряча лінія-Телеком, 2012. - 536 с.

    5. Кулагін В.В. і др.Теорія, розрахунок і проектування авіаційних двигунів і енергетичних установок: Підручник для студентів вузів / під ред. В.В. Кулагіна. - М .: Машинобудування. - Кн. 1, 2, 2003. - 616 с., Кн. 3, 2005. - 464 с.

    6. Бесекерскій В.А., Попов О.П. Теорія систем автоматичного управління: навчальний посібник. - 4-е изд., Перераб. і доп. СПб .: Професія, 2004. - 752 с .; мул.

    тиками. Адаптивна система має низку переваг, таких як:

    - меншу вагу вироби;

    - підвищена надійність (за рахунок малої кількості елементів в порівнянні з про-порційно-імпульсно-диференціальних-ними (ПІД) регуляторами);

    - можливість адаптивної настройки системи під особливості об'єкта управління без зміни структури схеми.

    Дана САУ відрізняється високою технологічністю за рахунок великій мірі використання мікросхем. Використання безконтактних і телеметричних датчиків робить систему зручною в обслуговуванні.

    Математичне моделювання проектованої системи зроблено за допомогою пакета прикладних програм Matlab. Розглянуто частотні характеристики розімкнутої системи. Проведено дослідження системи на стійкість. За перехідному процесу визначені показники якості системи.

    References

    1. Ovcharenko V.N., Feofilov E.B. Polet. Obshherossijskij nauchno-tehnicheskij zhurnal. Identifikacija parametrov linearizirovannoj modeli prodol'nogo dvizhenija soosnogo vertoleta. - 2013. - № 11. - Р. 46-52.

    2. Matveenko A.M., Akimov A.I., Akopov M.G., Alekseev N.V. Samolety i vertolety. - Vol. IV-21. Projektirovanije, konstrukcii i sistemy samoletov i vertoletov. - Book 2. - М .: Маshinоstrоjеnijе, 2004. - 753 p.

    3. Leonenkov A.V. Nechetkoje modelirovanije v srede MATLAB i fuzzyTECH, SPb .: BHV-Peterburg, 2005. - 736 p.

    4. Sheluhin O.I. Modelirovanie informacionnyh sistem. - M .: Gorjachaja linija-Telekom, 2012. - 536 p.

    5. Kulagin V.V. i dr.Teorija, raschet i projektirovanije aviacionnyh dvigatelej i energeticheskih ustanovok: Uchebnik dlja studentov vuzov / pod red. V.V. Kulagina. - M .: Mashinostroenie. - Book 1, 2, 2003. - 616 p., Book 3, 2005. - 464 p.

    6. Besekerskij V.A., Popov E.P. Teorija sistem avtomaticheskogo upravlenija: uchebnoe posobije. - 4-e izd., Pererab. i dop. - SPb .: Professija, 2004. - 752 p .; il.


    Ключові слова: САУ / ДАТЧИК ОБОРОТОВ несучого гвинта / ДАТЧИК крутний момент / СИСТЕМА УПРАВЛІННЯ З фаззі-модуль / ГЕЛІКОПТЕР / СИЛОВА УСТАНОВКА / несучі ВИНТ / нечітких множин / ЧАСТОТА обертання гвинта, що / ПОТУЖНІСТЬ / GUNS / HELICOPTER / POWER PLANT / ROTOR FUZZY SETS / FREQUENCY OF ROTATION OF THE ROTOR / POWER / OF THE ENGINE SPEED SENSOR / SPEED SENSOR ROTOR / TORQUE SENSOR / THE CONTROL SYSTEM WITH A FUZZY MODULE

    Завантажити оригінал статті:

    Завантажити