Авиационная управляемая боевая ракета класса «воздух-поверхность» - «AGM-158 JASSM»

Содержание

Определения, обозначения и сокращения………………………………………....4

Введение. Назначение и описание ракеты класса воздух-поверхность “AGM-158 Jassm”………………………………………………………………………………5

1 Расчёт аэродинамических характеристик ЛА……………………………...12

Подъемная сила………………………………………………………………....13
1. Основные геометрические параметры частей летательного аппарата (AGM-158 Jassm)……………...…………………………....................15
2. Определение аэродинамических коэффициентов подъёмной силы изолированных элементов летательного аппарата (AGM-158 Jassm)……………………………………………………………………………..18
3. Момент тангажа………………………………..…………………………….......20
4. Определение момента инерции.. ………………………………………...……..23

Вывод к разделу…………………………………………………….....................23

Постановка задачи …………………………………………………………….24
1. Назначение системы стабилизации ……………………………………………24
2. Требования к системе стабилизации ……………………………......................26
3. Формирование исходных данных……………………………………………....27

Вывод к разделу…………………………………………………………….……28

Синтез системы стабилизации………………………………………………..29
1. Система стабилизации без РП…………………………………………………..29
2. Рулевой привод системы стабилизации………………………………………..37
3. Система стабилизации с РП…………………………………………………….41
4. Расчет мощности двигателя и передаточных чисел ИМ……………………59
5. Выбор элементов………………………………………………………………..60
6. Расчет габаритных размеров звеньев ИМ…………………………………….65
7. Описание конструкции и принцип действия………………………………….71
8. Принцип действия……………………………………………………………….73

Вывод к разделу…………………………………………………………….……73

Технологическая часть……………………………………………………….74
1. Разработка испытательного стенда для спроектированного привода………74
2. Программа испытаний………………………………………………………….74
3. Отладка рулевого привода………………………………………………………75
4. Проверка привода на функционирование……………………………………...75
5. Статические характеристики……………………………………………………75
6. Динамические характеристики…………………………………………………78
7. Функциональная схема испытательного стенда……………………………….80
8. Конструкция испытательного стенда…………………………………………..83
9. Экспериментальное определение характеристик……………………………...84
Организационно-экономическая часть……………………………………..95
1. Организационная часть………..………………………………………………...96
2. Расчёт затрат на разработку системы стабилизации ракеты……………….…99
3. Затраты на выплату заработной платы………………………………………..99
4. Затраты на обеспечение необходимым оборудованием……………………101
5. Затраты на расходные материалы…………………………………….………102
6. Затраты на электроэнергию………………………………………….……….102
7. Затраты на организацию рабочих мест………………………………………103
8. Накладные расходы…………………………………………………………….104

Факторы влияющие на снижение затрат……………………………………...105

Выводы к разделу……………………………………………………….……...107

Охрана труда и окружающей среды..………………………………………109

Введение………………………………………………………………………...109

Основная часть…………………………………………………………….……110
1. Классификация методов и средств уменьшения шума..…………………….112
2. Расчет звукоизолирующей способности экрана……………………………...114

Выводы к разделу…………………………………………………………........115

Заключение……………………………………………………………………...116

Список используемой литературы………………………………………….118

Определения, обозначения и сокращения

БЧ - боевая часть.

УР – управляемая ракета.

ДУС – датчик угловой скорости.

ЛА – летательный аппарат.

ССт – система стабилизации.

ЛЧХ – логарифмическая амплитудно-частотная и фазо-частотная характеристики.

СанПин – санитарные правила и нормы.

ИМ – исполнительный механизм

РП – рулевой привод

ДОС – датчик обратной связи

Введение.

Назначение и описание ракеты класса воздух-поверхность

«AGM-158 Jassm».

В данной работе представлена авиационная управляемая боевая ракета класса «воздух-поверхность» - «AGM-158 JASSM».

Управляемые боевые ракеты класса “воздух-поверхность”, применяются с летательного аппарата для поражения наземных и морских целей, и являются составной частью авиационного вооружения.

Ракета состоит из корпуса, ракетного двигателя и боевой части ракеты (БЧ). Управляемые авиационные ракеты, кроме того, имеют систему управления ракетой с исполнительными органами управления и несущие поверхности (крыло) для создания аэродинамической подъёмной силы при полёте. В связи с высокой вероятностью попадания в цель, управляемые авиационные ракеты относят к высокоточному оружию.

Данный тип ракет предназначен для поражения наземных и морских целей. Стратегические и оперативно-тактические авиационные ракеты применяются стратегическими бомбардировщиками для поражения целей соответственно в глубоком тылу противника и в оперативной глубине (при необходимости поражения важных целей — и в тактической зоне). Оснащаются ядерной БЧ (может быть вариант с обычной БЧ) и автономной или комбинированной системой управления (например, инерциальной системой управления с коррекцией по рельефу местности и самонаведением на конечном участке траектории).

Высокая точность наведения на цель позволяет авиационной ракете и с обычной (БЧ) эффективно поражать цели противника на больших дальностях.

Тактические авиационные ракеты применяются самолётами тактической авиации для поражения целей в тактической глубине; оснащаются, как правило, обычной БЧ (осколочно-фугасной, кумулятивной, кассетной и др.); имеют массу от нескольких десятков до нескольких сотен килограммов, дальность пуска до 100 км. Управляемые тактические авиационные ракеты могут иметь радиокомандную систему управления, тепловизионное, телевизионное или лазерное самонаведение. В качестве управляемых авиационных ракет широко применяются по своему назначению ракеты противотанковых ракетных комплексов сухопутных войск и противокорабельных ракетных комплексов ВМФ (ВМС).

Ракета предназначена для поражения как стационарных, так и мобильных целей (комплексов ПВО, бункеров, больших зданий, легко бронированных и небольших сильно защищенных объектов, мостов) в простых и сложных метеоусловиях, ночью и днем.

По состоянии на 2012 год в качестве носителей данной ракеты используются стратегические бомбардировщики В-52Н (12 ракет), В-1В (24 ракет), В-2 (16 ракет), F-15E (3 ракеты), а также тактические истребители F-16 С и D (2 ракеты), F/A-18 (2 ракеты), F-117 (2 ракеты), F-35 JSF (2 ракеты),

Рис.2

“AGM-158 JASSM” построена по нормальной аэродинамической схеме – низкоплан (рис.3) со складывающимся элевонами. В ее конструкции широко используются современные композиционные материалы на основе углеродных волокон с использованием технологий малой радиолокационной заметности. В качестве силовой установки применяется турбореактивный двигатель J402-CA-100 с усовершенствованными компрессором и топливной системой. Система управления комбинированная, инерциальная с коррекцией накопленной ею ошибки по данным приёмника сигналов спутниковой навигационной системы NAVSTAR, на конечном участке траектории полёта может использоваться инфракрасная головка самонаведения (ИК ГСН) и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей.

Ракета оснащена боеголовкой проникающего типа WDU-42/B массой 1000 фунтов (450 кг), точность наведения составляет 8 футов (примерно 3 м). Боеголовка оснащена также линией передачи данных о местоположении цели, есть возможность оценки нанесенного ущерба. В зависимости от типа цели применяется кассетная или унитарная боевая часть (БЧ). В настоящее время на ракете устанавливается бетонобойная БЧ J-1000.

Корпус БЧ выполнен из металлического сплава на основе вольфрамовой стали. Масса высокоэффективного малочувствительного взрывчатого вещества AFX-757 равна 109 кг. БЧ J-1000 при скорости 300 м/с может проникать в грунт средней плотности на глубину от 6.1 до 24.4 м и пробивать железобетонные плиты общей толщиной 1.2-2.1м. Для снаряжения кассетной боевой части, возможно, будут использованы боеприпасы BLU-97 GЕМ (комбинированного действия).

При пуске ракеты на большую дальность возникает проблема передачи информации о текущем местоположении ракеты. Эта информация необходима, в частности, для определения факта попадания ракеты в цель. Существующая конструкция включает передатчик (мощностью 25 Вт) типа BIA (Bomb Impact Assessment) и антенное устройство на корпусе ракеты, обеспечивающие передачу данных на стратегический разведывательный самолет RC-135V и W со скоростью до 9600 бит/с в диапазоне частот 391.7-398.3 МГц. Проблема решена путем передачи данных с ракеты на самолет-ретранслятор через спутник.

Модификации

Разработана модификация AGM-158 JASSM-ER (AGM-158B), которая отличается от базовой версии ракеты увеличенными топливными баками, а также более экономичным турбореактивным двигателем Williams International F-107-WR-105 (на базе Williams F112). За счёт этих улучшений JASSM-ER может поражать цели на расстоянии до 980 километров от места пуска. Своё официальное обозначение AGM-158B модификация получила в середине 2002 года, а контракт с ВВС США на разработку и демонстрацию JASSM-ER был заключён в феврале 2004 года.

Начало лётных испытаний в 2006 году, в серийном производстве ракета AGM-158B находится с середины 2008 года.

Таблица 1. Тактико-технические характеристики:

	AGM-158A JASSM	AGM-158B JASSM-ER
Статус	На вооружении
Начальная оперативная готовность	2003	2010
Дальность	360 км	980 км
Длина, м	4,26	4,26
Диаметр, м	0,55	0,55
Высота, м	0,45	0,45
Размах крыльев, м	2,7	2,4
Точность наведения, м	3	3
Вес, кг	1050	-
Максимальная тяга, кН	4,2	-
Масса боевой части, кг	450	450
Скорость полёта	775-1000 км/ч (0,65-0,85 М)
Боевая часть	FMU-156/B «Единый программируемый взрыватель»
Система управления	Инерциальная (ИНС) с коррекцией по данным: ГНСС GPS, рельефометрии и ИК ГСН
Единиц произведено (2012 г.)	2747	2531
Стоимость единицы	$1,5 млн.	$1,7 млн.
Годы эксплуатации	2003 – н.в.	2010 – н.в.
Основные эксплуатанты	ВВС США, ВВС Австралии, ВВС Южной Кореи, ВВС Нидерландов, ВВС Финляндии, ВВС Польши

Производственная стоимость: $0,7 млн.

Общая стоимость программы: $3 млрд.

Испытания и эксплуатация:

Первое испытание JASSM проведено в январе, второе - в апреле 2001 г. В ходе летных испытаний опытных образцов ракеты проверяется работоспособность двигателя и системы наведения. На основе полученных результатов были модернизированы система энергоснабжения, механизм раскрытия крыла и программное обеспечение. Для снижения аэродинамического сопротивления и улучшения маневренных характеристик также изменили форму управляющих поверхностей и местоположение приемника воздушного давления.

В октябре 2009 года проведены испытания JASSM на надёжность. Было успешно поражено 15 целей в 16 пусках.

1. Расчёт аэродинамических характеристик ЛА

Введение

Аэродинамический расчет является важнейшим элементом аэродинамического исследования ЛА или его отдельных частей (корпуса, крыльев, оперения, управляющих устройств). Результаты такого расчета используются при траекторных вычислениях, при решении задач, связанных с прочностью движущихся объектов, при определении летно-технических характеристик ЛА.

При рассмотрении аэродинамических характеристик можно использовать принцип расчленения характеристик на отдельные компоненты для изолированных корпусов и несущих поверхностей (крылья и оперение), а также их комбинации. В последнем случае аэродинамические силы и моменты определяются в виде суммы соответствующих характеристик (для изолированных корпуса, крыльев и оперения) и интерференционных поправок, обусловленных эффектами взаимодействия.

Аэродинамические силы и моменты можно определить с использованием аэродинамических коэффициентов.

По представлению полной аэродинамической силы и полного аэродинамического момента в проекциях на оси соответственно скоростной и связанной систем координат приняты следующие названия аэродинамических коэффициентов: – аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления, подъемной боковой силы; – аэродинамические коэффициенты моментов крена, рысканья и тангажа.

Приведенная методика определения аэродинамических характеристик является приближенной. На рисунке приведена схема ракеты, здесь L – длина ЛА, dм – диаметр корпуса ЛА, – длины носовой части, l-размах крыла с подфюзеляжной частью (Рис.5).

Рис. 5

1.1 Подъемная сила

Подъемная сила определяется по формуле , где – скоростной напор, – плотность воздуха, S – характерная площадь, (например, площадь поперечного сечения фюзеляжа ), – коэффициент подъемной силы.

Коэффициент принято определять в скоростной системе координат 0xyz. Наряду с коэффициентом далее рассматривается и коэффициент нормальной силы , определяется в связанной системе координат .

Эти коэффициенты связаны между собой соотношением

. (1)

Представляем ЛА в виде совокупности следующих основных частей: корпуса (фюзеляжа), передних (I) и задних (II) несущих поверхностей. При небольших углах атаки и углах отклонения несущих поверхностей зависимости и близки к линейным, т. е. могут быть представлены в виде

;

здесь и – углы отклонения передних и задних несущих поверхностей соответственно; и – значения и при ; , , , , , – частные производные коэффициентов и по углам , и , взятые при .

Значения и у беспилотных ЛА в большинстве случаев близки к нулю, поэтому в дальнейшем они не рассматриваются. В качестве органов управления принимаются задние несущие поверхности.

Определение коэффициента

найдем производную :

. (2)

При малых углах атаки и при , можно положить , тогда равенство (2) принимает вид . Представим нормальную силу ЛА в виде суммы трех слагаемых

, (3)

каждое из которых выразим через соответствующий коэффициент нормальной силы:

;

Поделив равенство (3) почленно на и изъяв производную по , получим в точке 0

(4) ,

где ; – коэффициенты торможения потока; ; ; – относительные площади частей ЛА. Рассмотрим подробнее величины, входящие в правую часть равенства (4).

Первое слагаемое учитывает собственную нормальную силу фюзеляжа, и при малых углах атаки оно равно нормальной силе изолированного фюзеляжа (без учета влияния несущих поверхностей) .

Второе слагаемое характеризует нормальную силу, создаваемую передней несущей поверхностью и приложенную частично к консолям, а частично к корпусу в зоне их влияния.

Величина этой силы выражается через нормальную силу изолированных крыльев (т. е. крыльев, составленных из двух консолей) с помощью коэффициента интерференции k : . Величины и kI подсчитываются при числе Маха .

Третье слагаемое в выражении (4) аналогично второму. Единственное отличие состоит в том, что при определении угла атаки задней несущей поверхности надо учитывать средний угол скоса потока , вызываемого передней несущей поверхностью: . При малых углах атаки зависимость близка к линейной. В том случае и производную можно выразить в виде

. (5)

Все величины, входящие в (5), подсчитываются при числе Маха .

Ниже даны таблицы с геометрическими параметрами всех составных частей ракеты.

1.2 Основные геометрические параметры частей летательного аппарата (AGM-158 Jassm).

Крыло.

Таблица 2:

Основные геометрические характеристики крыла:
обозначение	Название	размер
b	хорда крыла	0.27 м
bк	концевая хорда	0.27 м
bб	бортовая хорда	0.235 м
b0	корневая хорда	0.235 м
S	площадь крыла в плане	0.564 м2
l	размах крыла с подфюзеляжной частью	2.4 м
	удлинение крыла с подфюзеляжной частью	10.21
	сужение крыла с подфюзеляжной частью	0.87
lк=l-dм	размах консолей крыла	1.85 м
Sк	площадь консолей в плане	0.434 м2
bср.к=Sк/lк	средняя геометрическая хорда консолей крыла	0.234 м
	сужение консолей крыла	0.87
	угол стреловидности передней кромки крыла	39o
	Угол стреловидности крыла (по линии четвёртой хорд)	39o

Корпус.

Таблица 3:

Основные геометрические характеристики изолированного корпуса:
обозначение	Название	размер
dм	диаметр миделева сечение	0.55 м
lф	длина фюзеляжа	4.1 м
lг	длина головной части	0.731 м
lц	длина цилиндрической части	3.128 м
lкорм	длина кормовой части	0.263 м
dд	диаметр донного среза	0.45 м
	полуугол при вершине конуса головной части	300
	удлинение корпуса (фюзеляжа)	7.45
	удлинение головной части	1.33
	удлинение цилинлрической части	5.69
	удлинение кормовой части	0.48
Sм	площадь миделева сечения	0.237 м2
Sг	площадь головной части	0.24 м2
Sц	площадь поверхности цилиндрической	1.72 м2
Sкорм	площадь боковой поверхности кормовой части	0.13 м2
	сужение кормовой части	0.82

Оперение.

Таблица 4:

Основные геометрические характеристики крыла:
обозначение	Название	размер
bк.оп	концевая хорда	0.4 м
b0.оп	корневая хорда	0.33 м
S	площадь оперения в плане	0.2 м2
lоп	размах оперения	0.55 м
	удлинение оперения	1.51
	сужение оперения	0.83

1.3 Определение аэродинамических коэффициентов подъёмной силы изолированных элементов летательного аппарата (AGM-158 Jassm).

Изолированное крыло.

При малых углах атаки коэффициент подъёмной силы плоских незакрученных крыльев с симметричным профилем определяют по формуле:

при M<1

; (6)

при M>1

. (7)

Частная производная зависит от числа M и от формы крыльев в плане, характеризуемой , сужением и углом стреловидности .Таким образом,

(8)

Согласно линейной теории производную определяют с помощью следующих функциональных зависимостей:

(9)

Из формулы 9 находим при М=0.3 и M=0.95:

(0.3)=0.95,

(0.95)=0.3.

Изолированный корпус (фюзеляж).

При обтекании фюзеляжа, установленного под некоторым положительным углом атаки, возникает нормальная к оси фюзеляжа сила Y. Распределение давлений по носовой части фюзеляжа создаёт положительную силу, по кормовой части - отрицательную, а нормальная сила на цилиндрической части в соответствии с теорией тонких тел равна нулю. Производную аэродинамического коэффициента этой силы по углу атаки обозначают .

Результаты испытаний в аэродинамической трубе серии моделей тел вращения, представляющих собой сочетание конической носовой части с цилиндрической, показали, что значение могут быть представлены следующей функциональной зависимостью :

. (10)

В дозвуковом потоке независимо от формы головной части производная равна: . (11)

Из формулы 11 нахожу при M=0.3 и M=0.95:

(0.3)=0.036;

(0.95)=0.044.

Изолированное оперение.

Обтекание оперения, расположенного в хвостовой части летательного аппарата, имеет по сравнению с обтеканием крыльев некоторые особенности, обусловленные тем, что оперение находиться в зоне потока, заторможенного крыльями и корпусом.

Средний коэффициент торможения потока у оперения:

Kоп=qоп/q, (12)

где qоп- скоростной напор потока в области оперения; q- скоростной напор набегающего потока.

Для летательных аппаратов нормальной (самолётной) схемы этот коэффициент зависит от расположения оперения относительно корпуса и крыльев и изменяется в следующих пределах: Kоп=0.85…1.00. Если оперение находиться вне аэродинамического следа крыла, то Kоп=1.

Су а.оп=Kоп (Kaa)оп(1-). (13)

Для расчёта характеристик тонкого плоского оперения, имеющего треугольную форму в плане, при дозвуковых передних кромках оперения, можно воспользоваться формулой:

, (14)

где E(k) - эллиптический интеграл второго рода с параметром:

, (15)

где . (16)

Значение E(k) эллиптических интегралов:

	0	0.2	0.4	0.6	0.8	1
E(k)	1.00	1.05	1.14	1.28	1.42	1.57

Из формулы 14 находим значение при М=0.3 и M=0.95:

(0.3,0.95)=0.1.

Расчёт .

Подставив в выражение 4 значения аэродинамических коэффициентов, получаем общее значение:

(0.3)=0.22;

(0.95)=0.34.

Теперь находим значение подъёмной силы по формуле:

(17)

1.4 Момент тангажа

При изучении моментов сил, действующих на ЛА, в частности моментов тангажа, будем пользоваться связанной системой координат 0x1y1z1. Момент тангажа или продольный момент вызывается аэродинамическими и реактивными силами. Рассматривая момент аэродинамических сил, удобно ввести понятие безразмерного коэффициента

Величина аэродинамического момента при данной скорости и высоте полета зависит от ряда факторов и прежде всего от угла атаки и углов отклонения органов управления. Кроме того, на величину момента влияет угловая скорость вращения ЛА , а также скорости изменения угла атаки и отклонения рулей, характеризуемые производными и . Таким образом,

. (18)

При малых значениях аргументов выражение (18) можно представить в виде линейной функции

, (19)

где и т.д. – частные производные момента тангажа по соответствующим параметрам.

Безразмерный коэффициент момента является функцией только безразмерных параметров. Так как величины , и имеют размерность I/с, то вместо них вводят безразмерную угловую скорость и безразмерные производные , . Общее выражение коэффициента продольного момента при малых значениях параметров , и и т.д. имеет вид

(20)

Для упрощения записи величин, входящих в выражения (18) и (19), индекс “I” будем в дальнейшем опускать. Кроме того, будем опускать черточки в обозначениях частных производных

Момент тангажа при

Рассмотрим величину аэродинамического продольного момента, действующего на ЛА, при условии, что угловая скорость , а угол атаки и углы отклонения органов управления остаются неизменными по времени.

Введем понятие центра давления ЛА. Центр давления – это точка на продольной оси 0x1 , через которую проходит равнодействующая – аэродинамических сил.

Момент аэродинамических сил относительно центра давления можно выразить в виде , а коэффициент момента

, (21)

здесь - координата центра тяжести ЛА, - координата центра давления (отчет производится от носа корпуса).

По аналогии с понятием центра давления всего ЛА введем также понятие центров давления его частей как точек приложения нормальных сил, создаваемых этими частями.

Из условия равновесия имеем

. (22)

Отсюда находим выражение для :

(23)

(24)

При малых углах атаки и углах отклонения рулей удобно пользоваться понятием аэродинамических фокусов ЛА. Фокусом ЛА по углу атаки называется точка приложения той части нормальной силы, которая пропорциональна углу атаки (т.е. ). Тогда при закрепленных органах управления момент аэродинамических сил относительно оси 0z1, проходящей через точку фокуса, не зависит от угла атаки. Аналогично можно показать, что момент относительно фокуса по не зависит от , а момент относительно фокуса по не зависит от .

Пользуясь понятием аэродинамических фокусов, можно записать следующее выражение коэффициента момента тангажа ЛА при малых углах , и :

, (25)

где

В этих выражениях , , - координаты фокусов по , и .

Из формулы 21 находим момент тангажа при М=0.3 и M=0.95:

1.5 Определение момента инерции

Момент инерции для ракеты: “AGM-158 Jassm” рассчитывается по формуле:

(26)

Вывод к разделу:

В данном разделе были определены все геометрические параметры ракеты класса воздух-поверхность “AGM-158 Jassm”. Также были найдены коэффициенты подъёмной силы, подъёмная сила и момент инерции данного ЛА на двух режимах полёта при М=0.3 и M=0.95.

2. Постановка задачи

2.1 Назначение системы стабилизации

Системой стабилизации ЛА принято называть совокупность устройств (включая сам ЛА как объект управления), расположенных на борту ЛА и предназначенных для коррекции динамических характеристик ЛА и программного изменения некоторых угловых его координат (чаще всего углов крена, тангажа и рыскания).

В состав системы стабилизации входят исполнительные механизмы (рулевые приводы ЛА), датчики информации о состоянии ЛА (измерители угловых скоростей, углов и нормальных ускорений), а также различные усилительно-преобразовательные устройства, реализующие обратные связи по этим координатам. Датчики информации и аппаратуру обратных связей называют автопилотом, так что принято говорить, что система стабилизации состоит из ЛА с рулевыми приводами, как объекта управления, и автопилота.

Система стабилизации ЛА является подсистемой системы управления ЛА более высокого иерархического уровня – системы наведения.

Обычно манёвренный беспилотный ЛА стабилизируется относительно всех трёх его координатных осей. Так как на ЛА беспрерывно действуют возмущающие силы и моменты, система стабилизации должна быть системой автоматического регулирования замкнутого типа. В таких системах стабилизация осуществляется путём создания управляющих моментов, направленных на уничтожение возникающей ошибки.

Выпишем передаточные функции ЛА a12+a11a42 при движении в вертикальной плоскости.

Как известно, процесс приведения передаточных функция ЛА к виду стандартных звеньев определяется знаком суммы a12+a11a42.

Для устойчивого ЛА обычной схемы (a12+a11a42>0) передаточные функции имеют вид:

где k- передаточный коэффициент;

T0-постоянная времени;

- относительный коэффициент демфирования.

Для неустойчивого ЛА (a12+a11a42<0)

Основные выводы, к которым приводит анализ приведённых передаточных функций в зависимости от условий полёта.

Для одного и того же ЛА на разных режимах полёта динамические коэффициенты изменяются в десятки и даже (в некоторых случаях) сотни раз.
Как правило, определяющими режимами полёта являются режимы, характеризующиеся максимальными и минимальными значениями скоростного напора.
Коэффициенты a13, a44 и максимальны при максимальных значениях скоростного напора и минимальны при минимальных значениях скоростного напора.
Для высокоэнерговооруженных ЛА, у которых запас топлива достигает 50% стартовой массы и более, на разных режимах полёта для одного и того же ЛА в связи со значительными изменениями центровки коэффициент статической устойчивости mz может быть как положительным, так и отрицательным. Как правило, по мере выработки топлива центровка ЛА уходит вперёд (см. рис.3), поэтому запас устойчивости увеличивается.
Для большого количества режимов значение коэффициента собственного демпфирования ЛА невелико и находиться в пределах 0.05…0,2.

Таким образом, ЛА как объект управления представляет собой совокупность динамических звеньев (колебательное звено, колебательное звено с реальным дифференцирующим, апериодическое с неустойчивым), характеризуемых большим разбросом всех динамических коэффициентов (коэффициентов усиления и постоянных времени), плохим демпфированием собственных колебаний и в некоторых случаях статической неустойчивостью. Поэтому для построения требуемых характеристик устойчивости и управляемости необходима автоматическая система стабилизации, синтезу которой посвящена данная дипломная работа.

2.2 Требования к системе стабилизации

Требования к системе стабилизации типичны для следящих систем: они должны отрабатывать подаваемые на их вход сигналы быстро и точно. Кроме того, они должны быстро и точно парировать возмущающие воздействия. Обычно указанные параметры характеризуются временем переходного процесса, перерегулированием, порядком астатизма и статическими ошибками.

Важна нечувствительность системы к изменению параметров как самого изделия (разбросы статических и динамических характеристик), так и остальных блоков контура стабилизации: датчиков (навигационная система), исполнительных механизмов (рулевой привод, рули) и тд. Кроме того, система стабилизации должна работать на всех участках траектории, на всех режимах скорости и пр. Указанное свойство систем управления иногда называют “робастностью” или “грубостью” системы. Это свойство настолько важно, что для его обеспечения допускается снижение до определенного уровня быстродействия и точностных показателей системы.

К системам управления обычно предъявляют требования по запасам устойчивости по фазе и амплитуде. Этими запасами в каком-то смысле обеспечивается робастность системы. Понятно, что приведенные ранее требования по точности и робастности может выполнять система, обладающая необходимыми запасами устойчивости. Если каким-то образом это проверено (например, с помощью математического моделирования), то оценивать запасы устойчивости по фазе и амплитуде не обязательно, хотя и желательно.

Для нелинейных систем, каковой является система стабилизации, характерно наличие автоколебаний. На автоколебания также накладываются ограничения. Как правило, это ограничение амплитуды и частоты, причем не только параметров движения самого изделия, но и всех устройств контура стабилизации. Например, при определенных условиях рули ракеты могут совершать автоколебания со значительной амплитудой и частотой, а само изделие будет двигаться практически прямолинейно. Хотя в этом случае требования к точности реализации траектории не нарушаются, но механическая часть рулевого привода будет изнашиваться и может выйти из строя.

Требования к запасам устойчивости и качеству управления

Замкнутая система должна быть устойчива с запасами устойчивости:

По фазе: 30° 80°

По амплитуде: Lm 6 Дб.

Время переходного процесса – не более 1,5 с.

Перерегулирование – не более 12%.

2.3 Формирование исходных данных

Летательный аппарат:

-аэродинамическая схема - “бесхвостка”;

-скорость полёта Vmax=314 м/с, Vmin=33 м/c;

-масса m=1050 кг;

-площадь крыла S=0.564 м2;

-САХ крыла ba=0.235 м;

-мидель корпуса D=0.55 м;

-момент инерции Jz=39.7 кг.м2

Система стабилизации:

Обозначение	Название	1-ый режим	2-ой режим
M	Скорость маха	0.3	0.95
V	Скорость	33 м/c	314 м/c
Kwz	Передаточный коэффициент	2.22	10.7
T0	Постоянная времени	0.14	0.03
	Коэффициент демфирования	0.03	0.12
Twz	Коэффициент ЛА	0.457	0.093
	Подъемная сила	2.187	10.724

Таким образом, передаточная функция свободного ЛА примет следующий вид:

Рулевой привод:

Параметры	Единица измерения	Значение
Электромеханическая постоянная, Тм	мс	0.0045
Электромагнитная постоянная, Тя	мс	0.0001

Передаточная функция РП примет следующий вид:

Вывод к разделу:

В данном разделе были сформированы данные для дальнейшего синтеза системы стабилизации, а именно были получены передаточные функции ЛА на двух режимах полёта и получена передаточная функция РП.

3. Синтез системы стабилизации

3.1 Система стабилизации без РП

3.1.1 Стабилизация угла тангажа

Структурная схема:

Соберём данную структурную схему для 1-го режима полёта в среде моделирования Simulink:

Рис.6 Начальная структурная схема системы стабилизации угла тангажа для 1-го режима

В данной системе kv=8, µz=0.35. Построим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику системы с этими параметрами:

Рис.7 ЛАЧХ системы стабилизации с параметрами kv=8, µz=0.35для 1-го режима (разомкнутая)

Построим переходной процесс и ЛАФЧХ замкнутой системы:

Рис.8 Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kv=8, µz=0.35 для 1-го режима

Рис.9 ЛАЧХ системы стабилизации с параметрами kv=8, µz=0.35 для 1-го режима

Теперь соберем структурную схему для 2-го режима полёта в среде моделирования Simulink:

Рис.10 Начальная структурная схема системы стабилизации угла тангажа для 2-го режима

В данной системе kv=0.5, µz=0.02. Построим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику системы с этими параметрами:

Рис.11 ЛАЧХ системы с параметрами kv=0.5, µz=0.02 для 2-го режима (разомкнутая)

Построим переходной процесс и ЛАФЧХ замкнутой системы:

Рис.12 Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kv=0.5, µz=0.02 для 2-го режима

Рис.13 ЛАЧХ системы с параметрами kv=0.5, µz=0.02 для 2-го режима

3.1.2 Стабилизация высоты через контур стабилизации угла тангажа

Структурная схема:

Соберём данную структурную схему для 1-го режима полёта в среде моделирования Simulink.

Рис.14 Начальная структурная схема системы стабилизации высоты для 1-го режима

В данной системе kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35. Построим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику системы с этими параметрами:

Рис.15 ЛАЧХ системы стабилизации с параметрами kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35 для 1-го режима (разомкнутая)

Построим переходной процесс и ЛАФЧХ замкнутой системы:

Рис.16 Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35 для 1-го режима

Рис.17 ЛАЧХ системы стабилизации с параметрами kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35 для 1-го режима

Теперь соберем структурную схему для 2-го режима полёта в среде моделирования Simulink:

Рис.18 Начальная структурная схема системы стабилизации высоты для 2-го режима

В данной системе kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02. Построим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику системы с этими параметрами:

Рис.19 ЛАЧХ системы с параметрами kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02для 2-го режима (разомкнутая)

Построим переходной процесс и ЛАФЧХ замкнутой системы:

Рис.20 Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02 для 2-го режима

Рис.21 ЛАЧХ системы с параметрами kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02 для 2-го режима

3.2 Рулевой привод системы стабилизации.

Выберем в качестве рулевого привода электромеханический рулевой привод, так как он не требует проведения регламентных работ и не содержит резиновых уплотнителей, работу которых требуется проверить в электрогидравлических рулевых приводах.

В электромеханических рулевых приводах возможно варьирование только добротности, так как постоянные времени Тм , Тя определяются параметрами выбранного электрического двигателя. В данном дипломе выбираем электрический двигатель с редкоземельными магнитами.

РП с добротностью 72

Рис.22 Структурная схема РП

В данной системе D=72, ky=200, kос=0.3, kум=0.12 . Построим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику системы с этими параметрами:

Рис.23 ЛАЧХ РП (разомкнутой системы)

Из рисунка 23 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 32,4 дб, запас по фазе составляет 49,7 градуса.

Построим переходной процесс РП с параметрами: D=72, ky=200, kос=0.3, kум=0.12:

Рис.24 Переходной процесс РП

Время переходного процесса составляет 0.035 с.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику РП:

Рис.25 ЛАЧХ РП

Из графиков видно, что системы устойчивы, качеству ТЗ удовлетворяют. Следовательно, данный рулевой привод можно использовать для системы стабилизации.

РП с добротностью 180

Структурная схема РП :

Рис.26 Структурная схема РП

В данной системе D=180, ky=500, kос=0.3, kум=0.12 . Построим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику системы с этими параметрами:

Рис.27 ЛАЧХ РП (разомкнутой системы)

Из рисунка 27 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 24,4 дб, запас по фазе составляет 32,1 градуса.

Теперь замкнём систему:

Построим переходной процесс РП с параметрами: D=180, ky=500, kос=0.3, kум=0.12:

Рис.28 Переходной процесс РП

Время переходного процесса составляет 0.029 с.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику РП:

Рис.29 ЛАЧХ РП

3.3 Система стабилизации с РП.

3.3.1 Система стабилизации угла тангажа с РП

РП с добротностью 72.

Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 1-го режима полёта kv=8, µz=0.35, D=72:

Рис.30 Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 1-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.31 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 31 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 6.77 дб, запас по фазе составляет 67.3 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kv=8, µz=0.35, D=72:

Рис.32 Переходной процесс ССт с РП (=5,81%) для 1-го режима

Время переходного процесса составляет 0.365 с.

Перерегулирование 5,81%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kv=8, µz=0.35, D=72:

Рис.33 ЛАЧХ ССт с РП для 1-го режима

Система устойчива, требования ТЗ выполняются.

Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 2-го режима полёта kv=0.5, µz=0.02, D=72:

Рис.34 Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.35 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 35 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 4.49 дб, запас по фазе составляет 103 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kv=0.5, µz=0.02, D=72:

Рис.36 Переходной процесс ССт с РП (=0%) для 2-го режима

Время переходного процесса составляет 0.517 с.

Перерегулирование 0%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kv=0.5, µz=0.02, D=72:

Рис.37 ЛАЧХ ССт с РП для 2-го режима

Система устойчива, требования ТЗ не выполняются (малый запас по амплитуде).

РП с добротностью 180.

Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 1-го режима полёта kv=8, µz=0.35, D=180:

Рис.38 Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 1-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.39 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 39 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 14.9 дб, запас по фазе составляет 70.2 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kv=8, µz=0.35, D=180:

Рис.40 Переходной процесс ССт с РП (=0%) для 1-го режима

Время переходного процесса составляет 0.386 с.

Перерегулирование 0%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kv=8, µz=0.35, D=180:

Рис.41 ЛАЧХ ССт с РП для 1-го режима

Система устойчива, требования ТЗ выполняются.

Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 2-го режима полёта kv=0.5, µz=0.02, D=180:

Рис.42 Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.43 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 43 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 13.1 дб, запас по фазе составляет 106 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kv=0.5, µz=0.02, D=180:

Рис.44 Переходной процесс ССт с РП (=0%) для 2-го режима

Время переходного процесса составляет 0.529 с.

Перерегулирование 0%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kv=0.5, µz=0.02, D=180:

Рис.45ЛАЧХ ССт с РП для 2-го режима

Система устойчива, требования ТЗ выполняются.

3.3.2Система стабилизации высоты с РП

РП с добротностью 72.

Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 1-го режима полёта kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=72:

Рис.46 Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 1-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.47ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 47 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 11.9 дб, запас по фазе составляет 62.5 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=72:

Рис.48Переходной процесс ССт с РП (=4,2%) для 1-го режима

Время переходного процесса составляет 0.565 с.

Перерегулирование 4,2%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=72:

Рис.49 ЛАЧХ ССт с РП для 1-го режима

Система устойчива, требования ТЗ выполняются.

Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 2-го режима полёта kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02,D=72:

Рис.50 Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.51 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 51 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 12.1 дб, запас по фазе составляет 70.7 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02,D=72:

Рис.52 Переходной процесс ССт с РП (=0%) для 2-го режима

Время переходного процесса составляет 0.353 с.

Перерегулирование 0%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02,D=72:

Рис.53 ЛАЧХ ССт с РП для 2-го режима

Система устойчива, требования ТЗ выполняются.

РП с добротностью 180.

Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 1-го режима полёта kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=180:

Рис.54 Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 1-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.55 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 55 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 11.7 дб, запас по фазе составляет 62.5 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=180:

Рис.56 Переходной процесс ССт с РП (=4,17%) для 1-го режима

Время переходного процесса составляет 0.561 с.

Перерегулирование 4,17%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=180:

Рис.57 ЛАЧХ ССт с РП для 1-го режима

Система устойчива, требования ТЗ выполняются.

Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 2-го режима полёта kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02,D=180:

Рис.58 Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.59 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 59 видно, что система удовлетворяет требуемым запасам устойчивости. Запас по амплитуде составляет 12.3 дб, запас по фазе составляет 70.9 градуса.

Построим переходной процесс ССт с РП и параметрами, kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02,D=180:

Рис.60 Переходной процесс ССт с РП (=0%) для 2-го режима

Время переходного процесса составляет 0.348 с.

Перерегулирование 0%.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику ССт с РП и параметрами, kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02,D=180:

Рис.61 ЛАЧХ ССт с РП для 2-го режима

3.4 Расчет мощности двигателя и передаточных чисел ИМ

3.4.1 Определение мощности двигателя

Для проектирования энергетического канала воспользуемся условием выполнения заданных в ТЗ режимов работы привода. Для этого необходимо и достаточно, чтобы IIMX покрывала все точки динамического состояния исполнительного механизма.

В ТЗ дан следующий режимы работы:

С учетом коэффициента запаса:

3.4.2 Выбор двигателя

Выберем двигатель из каталога фирмы Parker. Для данного проекта подходит бескорпусной двигатель K089300-4Y.

3.4.3 Определение передаточного числа

Из вышестоящих условий определим диапазон передаточных чисел:

По конструктивным соображениям выбираем .

По техническому заданию есть ограничения по габаритам привода, редуктор с таким большим передаточным числом сконструировать без применения особых конструкторских решений не удастся. Решить эту проблему можно следующим способом : разбить редуктор на две ступени. В таком случае, с двигателем соединяется первая ступень, то есть вал двигателя является и входным валом первой ступени. Выходным звеном этой ступени является сепаратор, который плавно переходит в вал следующей ступени. На вал жестко крепится волнообразователь, который передает движение на сепаратор выходного звена. Таким образом, механическая часть привода состоит из электродвигателя, первой и выходной ступеней.

3.5 Выбор элементов

3.5.1 Двигатель Parker 089300-4Y

Общий вид двигателя и его компонентов представлен на рисунках 4,5,6.

Рис.62 Общий вид двигателя в разрезе.

Основные параметры:

	160
	45
, Нм	7.5
, Нм	6.6
,об/мин	2900
, об/мин	750
, Нм/А	0.54
, Вс/рад	0.54

Геометрические размеры Parker 089300-4Y

Рис.63 Статор.

Рис.64 Ротор.

A, мм

B, мм

C, мм

D, мм

E, мм

F, мм

G, мм

H, мм

мм

K, мм

Stack Length, мм

63.5

60.7

38.1

9.65

17.5

23.5

16.5

93.46

76.2

Механическая характеристика двигателя Parker 089300-4Y и рабочая точка приведены на рисунке 65.

Рис.65. Механическая характеристика двигателя Parker 089300-4Y.

где continuous – продолжительные режимы работы,

intermittent – кратковременные режимы работы.

3.5.2 Датчик обратной связи

В качестве ДОС выберем индукционный датчик угла ДУ-50-25 производства ОАО “Концерн”ЦНИИ”Электроприбор”, обладающий следующими характеристиками:

Номинальное напряжение питания, В	2
Номинальная частота напряжения питания, кГц	5
Диапазон рабочих частот, кГц	2-10
Коэффициент электрической редукции	16(32)
Погрешность преобразования угла, угл. секунд не более	±20
Потребляемый ток, А, не более	0.1
Максимальное выходное напряжение, В, не менее	0.12
Остаточная ЭДС, мВ	1
Сдвиг фазы выходного напряжения относительно входного,	35±5
Масса, кг, не более	0.3

Габаритно-установочные и присоединительные размеры индукционного датчика угла ДУ-50-25 приведены на рисунке 8.

Рис.66. Габаритно-установочные и присоединительные размеры индукционного датчика угла ДУ-50-25.

Требования к посадочным местам индукционного датчика угла ДУ-50-25 приведены на рисунке 68.

Рис.68. Требования к посадочным местам индукционного датчика угла ДУ-50-25.

3.6 Расчет габаритных размеров звеньев ИМ

Используем редуктор на основе волновой передачи.

Исходные данные для проектирования редуктора:

M=800 Н*м
q=150

Конструктивная схема волновой передачи приведена на рисунке 69.

Рис.69 Конструктивная схема волновой передачи.

волнообразователь, 2- сепаратор, 3- тела качения, 4 – жесткое колесо

Итак, с передаточным числом, необходимым для работы привода определились, теперь нужно выбрать, каким образом разделить его на две ступени. По конструкции получается, что длинна выходной ступени существенно больше, длинны первой, и если взять передаточное число выходной ступени слишком большим, то на первую ступень будет слишком большая нагрузка, которую она не выдержит в силу маленьких габаритов. Если же взять передаточное число выходной ступени маленьким, то габариты этой ступени существенно увеличатся из-за увеличения рядов тел качения. Значит, делаем вывод: оптимально будет разбить передаточное число примерно пополам.

Из конструктивных соображений и экспертных оценок для требуемого q=150 было решено применить двухкаскадную схему с передаточными числами для выходного каскада и для промежуточного.

3.6.1 Расчет выходного каскада.

Исходные данные для проектирования выходного каскада:

Определим количество тел качения в ряду:

где - число тел качения в ряду.

В качестве тел качения выберем ролики для большей нагрузочной способности.

Число рядов роликов в передаче

Минимальный диаметр роликов определяется по формуле:

где M – максимальный момент нагрузки, n-число рядов тел качения, - коэффициент, характеризующий увеличение допустимого момента при использовании роликов. Для роликов .

Конечное значение берем ближайшее большее по ГОСТ 25255-82.

Определим основные геометрические соотношения волновой передачи с телами качения (см. рис. 70):

- внутренний радиус окружности по впадинам жесткого колеса,

- эксцентриситет диска волнообразователя,

- толщина сепаратора,

- диаметр ролика,

- зазор между сепаратором и выступами жесткого колеса и между сепаратором и диском волнообразователя,

H – толщина стенки волнообразователя(жесткого колеса),

- диаметр диска волнообразователя

– средний радиус сепаратора

Рис. 70. Основные геометрические размеры волновой передачи с телами качения.

Также существуют зависимости для наружного и внутреннего диаметра D и d, а также длины L передачи:

Рассчитаем все необходимые геометрические размеры по вышеприведенным формулам.

3.6.2 Расчет промежуточного каскада.

Исходные данные для проектирования промежуточного каскада:

Определим количество тел качения в ряду:

где - число тел качения в ряду.

В качестве тел качения выберем ролики для большей нагрузочной способности.

Число рядов роликов в передаче

Минимальный диаметр роликов определяется по формуле:

где M – максимальный момент нагрузки(в данном случае ), n-число рядов тел качения, - коэффициент, характеризующий увеличение допустимого момента при использовании роликов. Для роликов .

Конечное значение берем ближайшее большее по ГОСТ.

Определим основные геометрические соотношения волновой передачи с телами качения (см. рис. 70):

- внутренний радиус окружности по впадинам жесткого колеса,

- эксцентриситет диска волнообразователя,

- толщина сепаратора,

- диаметр ролика,

- зазор между сепаратором и выступами жесткого колеса и между сепаратором и диском волнообразователя,

H – толщина стенки волнообразователя(жесткого колеса),

- диаметр диска волнообразователя

– средний радиус сепаратора

Рассчитаем все необходимые геометрические размеры по вышеприведенным формулам.

3.7 Описание конструкции и принцип действия

Сборка такой конструкции осуществляется в следующем порядке(см. сборочный чертеж): На вал(7) закрепляется эксцентрик ПК(8) с помощью шпонок(39), далее на эксцентрик устанавливается подшипник без внутренней обоймы ГОСТ 5377-79(14) и закрепляется эксцентриковым кольцом(9), которое, в свою очередь, закреплено на валу с помощью шпонок. Со вторым подшипником, эксцентриком ПК и эксцентриковым кольцом проделываем ту же операцию. Далее, на вал одевается кольцо ПК(12) и подшипник ГОСТ 8338-75(18). Все вышеперечисленное удерживается на валу с помощью болтового комплекса(26,31,32). С левой стороны на вал одевается подшипник ГОСТ 8338-75 и крепится с помощью стопорного кольца(21). Вал вставляется в двигатель(43) и жестко там крепится. Слева, на выступающую часть вала одевается подшипник ГОСТ 8338-75(16) и на двигатель одевается стакан(1). Чтобы собрать промежуточный каскад волновой передачи нам нужен сепаратор, но в данном случае он же является и валом для выходного каскада, поэтому сначала нужно установить подшипник ГОСТ 8338-75(19) и закрепить его с помощью стопорного кольца (22) на сепараторе ПК(5). Теперь собирается промежуточный каскад волновой передачи из собранных ранее деталей, роликов ГОСТ 22696-77(24) и жесткого колеса ПК(2). Стакан соединяется с жестким колесом ПК с помощью болтового комплекса(28,30,36,38). Далее, справа на сепаратор ПК одевается эксцентрик ВК(10), а на него устанавливается японский подшипник RLM4020( в связи с отсутствием отечественных подшипников нужного диаметра). После этого, на сепаратор ПК одевается эксцентриковое кольцо(11). Таким же образом устанавливаются оставшиеся два подшипника, два эксцентрика ВК и два эксцентриковых кольца, они закрепляются на валу с помощью шпонок(40). Далее, справа на сепаратор ПК одевается кольцо ВК(13). Теперь, чтобы собрать выходной каскад волновой передачи в сепаратор ВК(6) устанавливается подшипник ГОСТ8338-75(20) и закрепляется с помощью стопорного кольца(23), также на сепаратор ВК одеваются уплотнительные кольца(41,42) и датчик угла ДУ-50-25(44). Собирается выходной каскад волновой передачи: устанавливаются ролики ГОСТ 25255-82, жесткое колесо ВК(3) и сепаратор ВК(6). Чтобы закрепить конструкцию, через отверстие в сепараторе ВК устанавливается болтовой комплекс(27,33,34). После этого датчик угла ДУ-50-25 крепится с помощью винтов и шайб, входящих в его комплект поставки. В конце между крышкой(4) и жестким колесом ВК устанавливается уплотнительное кольцо(42), крышка прикручивается к сепаратору ВК с помощью винтового комплекса(29,35,37).

3.8 Принцип действия

Управляюший сигнал подается на обмотку возбуждения двигателя. Под действием магнитодвижущих сил ротор раскручивается и приводит в движение вал двигателя. Вал, вращаясь с одинаковой скоростью с волнообразователем передает движение через роликовые подшипники на ролики промежуточного каскада, заставляя их двигаться по рельефу жесткого колеса. Ролики, перемещаясь, заставляют двигаться сепаратор промежуточного каскада волновой передачи. Сепаратор промежуточного каскада переходит в вал выходного каскада и через роликовые подшипники заставляет вращаться ролики выходного каскада волновой передачи. Ролики вращают жесткое колесо выходного каскада — выходной элемент привода, так как сепаратор жестко закреплен. Ушки, закрепленные на выходном звене (жестком колесе выходного каскада), поворачивают объект управления.

Вывод к разделу:

В данном разделе была спроектирована система стабилизации ракеты, которая включала в себя РП. В качестве параметров РП были выбраны: D=180, ky=500, kос=0.3, kум=0.12.Также, были подобраны коэффициенты для системы стабилизации данной ракеты на первом и втором режиме полёта.

На первом режиме полёта были выбраны параметры: kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35, D=180.

На втором режиме полёта были выбраны параметры: kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02,D=180.

Все полученные данные удовлетворяют требованиям ТЗ, следовательно спроектированная система стабилизации для двух режимов полёта подходит для ракеты класса воздух-поверхность “AGM-158 Jassm” .

Также,были выбраны: двигатель - Parker 089300-4Y и датчик обратной связи - ДУ-50-25.

Был произведен расчет габаритных размеров звеньев ИМ.

4. Технологическая часть

4.1 Разработка испытательного стенда для спроектированного привода

Собранный привод подвергается специальным испытаниям с целью определения выходных параметров и проверки на соответствие технической документации (техническому заданию, чертежам, техническим условиям, технологическим инструкциям).

На основании технических условий в зависимости от вида испытаний с учётом программы выпуска привода составляют технологический процесс испытаний, определяющих методику, перечень и последовательность контрольных операций, тип и количество универсальной измерительной аппаратуры и оборудования, а также необходимость проектирования и изготовления нестандартной контрольно-измерительной аппаратуры и стендового оборудования.

Стандартное стендовое оборудование широко используется при механических испытаниях, которые проводят с целью проверки работоспособности отдельных сборочных единиц и приводов в целом.

В рамках технологической части разрабатывается стенд для испытаний привода, который осуществляет перемещение органа управления (элерона) по сигналам системы автоматического управления.

4.2Программа испытаний

При испытаниях электромеханического рулевого привода проводится:

отладка рулевого привода;

2) проверка его функционирования;

3) снятие статических характеристик:

3.1) механической характеристики;

3.2) регулировочной характеристики;

3.3) нагрузочной характеристики;

4) снятие динамических характеристик:

4.1) переходных процессов;

4.2) логарифмических амплитудных и фазных частотных характери стик;

4.3 Отладка рулевого привода

Отладка рулевого привода предполагает выставку основных кинематических соотношений летательного аппарата: нулевое положение рулевой поверхности при нулевом входном сигнале, а также максимальное отклонение рулевой поверхности при максимальном сигнале управления. Соответственно при наличии резервирования данная процедура должна проводиться как раздельно по каждому каналу управления (поканально), так и при одновременной работе всех подканалов резервирования.

4.4 Проверка привода на функционирование

Проверка привода на функционирование предполагает определение коэффициентов передачи, усиления и обратной связи, других элементов в цепях управления, обратной связи и отдельных цепей в целом. Определение напряжений источников питания и стабильности характеристик при разбросах питающего напряжения.

4.5Статические характеристики

К статическим характеристикам, которые необходимы для исследования работы рулевого привода, относятся механическая характеристика, регулировочная характеристика и нагрузочная характеристика..

Механическая характеристика - зависимость скорости выходного вала от приложенного к нему момента - при постоянном сигнале управления . В общем виде это семейство характеристик, при различных значениях . Наличие этой характеристики позволит определить предельно допустимые характеристики привода, и определить номинальный режим работы.

Имитатор инерционной нагрузки и имитатор шарнирного момента могут быть объединены в одном компоненте – электрическом приводе-нагружателе, выполняющем их функции.

Для снятия данной характеристики понадобится следующее оборудование:

привод-нагружатель(в данном случае служит для создания внешнего момента);

датчик угла (установлен в приводе);

датчик тока (нужен для регулировки момента);

датчик скорости для измерения скорости перемещения выходного звена;

Персональный компьютер (ПК) для установки режимов испытаний, необходимых величин, получения и проверки результатов;

Блок управления (БУ) для преобразования сигналов, подающихся с ПК и снимаемых с датчиков.

Функциональная схема стенда для снятия механической характеристики приведена на рисунке 4.1.

Рис. 4.1. Функциональная схема стенда для снятия механической характеристики

ИП – испытуемый привод; БУ – блок управления;

ПН – привод-нагружатель; ПК – персональный компьютер;

ДУ – датчик угла; ДТ – датчик тока;

ДС – датчик скорости;

ДП – датчик перемещения(идет в комплекте с приводом-нагружателем).

Регулировочная характеристика — зависимость скорости выходного вала от управляющего сигнала, при постоянном внешнем моменте -, . Можно получить семейство, если снимать эту характеристику при разных внешних нагрузках. Вид этой зависимости может сказать о линейности управления.

Для снятия данной характеристики понадобится следующее оборудование:

привод-нагружатель(в данном случае служит для создания внешнего момента);

датчик угла (установлен в приводе);

датчик тока (нужен для регулировки момента);

датчик скорости для измерения скорости перемещения выходного звена;

персональный компьютер (ПК) для установки режимов испытаний, необходимых величин, получения и проверки результатов;

блок управления (БУ) для преобразования сигналов, подающихся с ПК и снимаемых с датчиков.

Функциональная схема стенда для снятия регулировочной характеристики будет такой же, как для механической характеристики (Рис. 3.1.).

Нагрузочная характеристика - зависимость углового перемещения от приложенного внешнего момента – при . Эта характеристика позволит определить люфт и жесткость привода.

Для снятия данной характеристики понадобится следующее оборудование:

привод-нагружатель(в данном случае служит для создания внешнего момента);

датчик угла (установлен в приводе);

датчик тока (нужен для регулировки момента);

датчик скорости для измерения скорости перемещения выходного звена;

блок управления (БУ) для преобразования сигналов, подающихся с ПК и снимаемых с датчиков.

Функциональная схема стенда для снятия нагрузочной характеристики будет такой же, как для механической характеристики (Рис. 3.1.).

4.6 Динамические характеристики

Переходной процесс - реакция привода на единичное ступенчатое воздействие. Позволяет определить такие параметры, как: время запаздывания, максимальное перерегулирование, время нарастания, быстродействие, время переходного процесса.

Логарифмические частотные амплитудные и фазовые характеристики. Эти характеристики показывают зависимость выходной амплитуды и фазы от частоты . При наличии этих характеристик можно определить: статическую ошибку привода, частоту среза, запас по амплитуде и по фазе.

Программы для частотного анализа, задатчики входных воздействий и снятия динамических характеристик должны быть установлены в ПК, поэтому состав стенда для снятия динамических характеристик будет следующий:

привод-нагружатель(в данном случае служит для создания внешнего момента, а также момента инерции);

датчик угла (установлен в приводе);

датчик тока (нужен для регулировки момента);

датчик скорости для измерения скорости перемещения выходного звена;

блок управления (БУ) для преобразования сигналов, подающихся с ПК и снимаемых с датчиков.

Функциональная схема стенда для снятия динамических характеристик приведена на рисунке 4.2.

Рис. 4.2. Функциональная схема стенда для снятия динамических характеристик

ИП – испытуемый привод; БУ – блок управления;

ПН – привод-нагружатель; ПК – персональный компьютер;

ДУ – датчик угла; ДТ – датчик тока;

ДС – датчик скорости;

ДП – датчик перемещения(идет в комплекте с приводом-нагружателем).

4.7 Функциональная схема испытательного стенда

Составим список оборудования, которое понадобится для снятия всех необходимых характеристик:

привод-нагружатель;

датчик угла (установлен в приводе);

датчик тока (нужен для регулировки момента);

датчик скорости для измерения скорости перемещения выходного звена;

блок управления (БУ) для преобразования сигналов, подающихся с ПК и снимаемых с датчиков.

Функциональная схема стенда для испытаний привода приведена на рисунке 4.3.

Рис. 4.3. Функциональная схема испытательного стенда.

ИП – испытуемый привод; БУ – блок управления;

ПН – привод-нагружатель; ПК – персональный компьютер;

ДУ – датчик угла; ДТ – датчик тока;

ДС – датчик скорости;

ДП – датчик перемещения(идет в комплекте с приводом-нагружателем).

Стенд способен снимать статические и динамические характеристики испытуемого привода, а также с достаточной точностью имитировать нагрузку типа «аэродинамический руль». Последнее свойство позволяет использовать стенд в составе комплекса полунатурного моделирования.

Конструктивно, испытательный стенд представляет собой электропривод, соединенный с испытываемым агрегатом. Стенд обеспечивает:

установку привода в соответствии с установкой его на объекте;

внешнюю нагрузку привод в соответствии с требованиями ТЗ;

инерционную нагрузку;

необходимую жесткость крепления к основанию привода.

В процессе снятия характеристик привода сигналы приходят с блока управления. БУ содержит в себе программы испытания привода, вырабатывает сигналы управления на испытуемый привод и привод-нагружатель, обрабатывает сигналы с датчиков и выдаёт результаты испытания на дисплей ПК.

4.8 Конструкция испытательного стенда

Рис. 4.4 Конструкция испытательного стенда.

Состав стенда:

испытуемый привод;

привод-нагружатель;

крепление выходного звена привода к приводу-нагружателю;

торцевое крепление привода;

элемент крепления привода к основанию;

подставка-крепеж для привода-нагружателя;

основание.

На основание(7) устанавливается подставка-крепеж для привода-нагружателя и закрепляется снизу с помощью винтов. Далее, на подставку-крепеж устанавливается крепление из комплекта привода-нагружателя(2) и сам привод-нагружатель закрепляется с помощью винтового комплекса. После этого, на основание устанавливается крепление привода к основанию(5) и закрепляется с помощью винтов, испытуемый привод(1) устанавливается сверху и крепится с помощью винтового комплекса, устанавливается торцевое крепление привода(4). В конце, привод-нагружатель соединяется с испытуемым приводом с помощью особого крепежа(3).

Для воспроизведения постоянной по величине нагрузки необходимо выходное звено рулевого привода и выходной шток привода-нагружателя располагать перпендикулярно друг к другу, изменяя кинематику испытательного стенда.

4.9 Экспериментальное определение характеристик

Механическая характеристика

Механическая характеристика это семейство зависимостей скорости выходного звена от приложенного внешнего момента при различных сигналах управления.

При снятии характеристик напряжение задается в соответствии с таблицей 4.1.1 или 4.1.2

Таблица 4.1.1 Значения напряжений для эксперимента


8В	80В	160В

Таблица 4.1.2 Значения напряжений для эксперимента


-8В	-80В	-160В

Для снятия характеристики необходимо менять внешнюю нагрузку в пределах от -800Н до 800Н(максимальный момент согласно ТЗ) и измерять пары значений , которые и будут точками механической характеристики. Далее, меняя сигнал управления получаем семейство механических характеристик.

При снятии характеристик значения моментов задаются в соответствии с таблицей 4.2.1 или 4.2.2., значения скорости заносятся в эту же таблицу

Таблица 4.2.1 Значения моментов для эксперимента, значения скорости


0
100
200
300
400
600
800

Таблица 4.2.2 Значения моментов для эксперимента, значения скорости


0
-100
-200
-300
-400
-600
-800

Для снятия характеристики необходимо выполнить следующие этапы:

Проверить наличие всего необходимого оборудования

Закрепить испытуемый привод на стенде

Подсоединить все необходимые элементы друг к другу в соответствии с функциональной схемой

Включить питание

Запустить программу-диагностику для проверки исправности оборудования

Запустить на ПК программу для снятия механических характеристик

Задать напряжение в соответствии с таблицей 4.1.1

Задать моменты нагрузки в соответствии с таблицей 4.2.1 и получить значения скорости выходного звена, сохранить результат в соответствии с таблицей 4.2.1

Построить механическую характеристику

Повторить пункты 7,8,9 для получения семейства механических характеристик, соответствующим напряжениям из таблицы 4.1.1

Построить семейство механических характеристик для 1 квадранта

Задать напряжение в соответствии с таблицей 4.1.2

Задать моменты нагрузки в соответствии с таблицей 4.2.2 и получить значения скорости выходного звена, сохранить результат в соответствии с таблицей 4.2.2

Построить механическую характеристику

Повторить пункты 12,13,14 для получения семейства механических характеристик, соответствующим напряжениям из таблицы 4.1.2

Построить семейство механических характеристик для 3 квадранта

Сохранить результаты эксперимента

Отключить питание

Отсоединить испытуемый привод

Проверить визуально оборудование на наличие возможных неисправностей после проведения эксперимента

Регулировочная характеристика

В общем случае - семейство зависимостей скорости от величины сигнала управления, при фиксированных значениях внешнего момента.

Стоит отметить, что регулировочная характеристика является частным видом механической. Поэтому зная механическую характеристику можно определить регулировочную.

При снятии характеристик момент нагрузки задается в соответствии с таблицей 4.3.1 или 4.3.2

Таблица 4.3.1 Значения момента нагрузки для эксперимента


0Н	40Н	400Н	800Н

Таблица 4.3.2 Значения момента нагрузки для эксперимента


0Н	40Н	400Н	800Н

При снятии характеристик значения напряжений задаются в соответствии с таблицей 4.4.1 или 4.4.2, значения скорости заносятся в эту же таблицу.

Таблица 4.4.1 Значения напряжений для эксперимента, значения скорости


20
40
60
80
100
160

Таблица 4.4.2 Значения напряжений для эксперимента, значения скорости


-20
-40
-60
-80
-100
-160

Для снятия характеристики необходимо выполнить следующие этапы:

Проверить наличие всего необходимого оборудования

Закрепить испытуемый привод на стенде

Подсоединить все необходимые элементы друг к другу в соответствии с функциональной схемой

Включить питание

Запустить программу-диагностику для проверки исправности оборудования

Запустить на ПК программу для снятия регулировочных характеристик

Задать момент нагрузки в соответствии с таблицей 4.3.1

Задать напряжения в соответствии с таблицей 4.4.1 и получить значения скорости выходного звена, сохранить результат в соответствии с таблицей 4.4.1

Построить регулировочную характеристику

Повторить пункты 7,8,9 для получения семейства регулировочных характеристик, соответствующим моментам из таблицы 4.3.1

Построить семейство регулировочных характеристик для 1 квадранта

Задать момент нагрузки в соответствии с таблицей 4.3.2

Задать напряжения в соответствии с таблицей 4.4.2 и получить значения скорости выходного звена, сохранить результат в соответствии с таблицей 4.4.2

Построить регулировочную характеристику

Повторить пункты 12,13,14 для получения семейства регулировочных характеристик, соответствующим моментам из таблицы 4.3.2

Построить семейство регулировочных характеристик для 3 квадранта

Сохранить результаты эксперимента

Отключить питание

Отсоединить испытуемый привод

Проверить визуально оборудование на наличие возможных неисправностей после проведения эксперимента

Нагрузочная характеристика

Снимается при нулевом сигнале управления. К выходному валу прикладывается внешняя нагрузка, и при каждом значении нагрузки измеряем перемещение выходного вала. Получившиеся пары значений и являются нагрузочной характеристикой.

При снятии характеристики значения моментов задаются в соответствии с таблицей 4.5, значения перемещения заносятся в эту же таблицу

Таблица 4.5 Значения моментов для эксперимента, значения перемещения


0
200
400
600
800
600
400
200
0
-200
-400
-600
-800
-600
-400
-200
0

Для снятия характеристики необходимо выполнить следующие этапы:

Проверить наличие всего необходимого оборудования

Закрепить испытуемый привод на стенде

Подсоединить все необходимые элементы друг к другу в соответствии с функциональной схемой

Включить питание

Запустить программу-диагностику для проверки исправности оборудования

Запустить на ПК программу для снятия нагрузочной характеристики

Задать момент нагрузки в соответствии с таблицей 4.5, получить значение перемещения

Повторять пункт 7 для всех значений моментов

Построить нагрузочную характеристику

Сохранить результаты эксперимента

Отключить питание

Отсоединить испытуемый привод

Проверить визуально оборудование на наличие возможных неисправностей после проведения эксперимента

Логарифмические частотные амплитудные и фазовые характеристики

Для получения этих характеристик на вход привода подается гармонический сигнал с определенной амплитудой и частотой (устанавливается в программе автоматически). Измеряется частота и фаза выходного движения привода. Далее, изменяя

частоту, получаем несколько точек характеристики. Пары будут

являться точками JIAX, а пары () - точками ЛФХ, где - разность фаз между выходным и входным сигналами.

Диапазон частот выставляется в автоматическом режиме, значения приведены в таблице 4.6.

Таблица 4.6 Значения входных амплитуд для эксперимента.


0.01745 рад	0.1745 рад	0.349 рад

Для снятия характеристики необходимо выполнить следующие этапы:

Проверить наличие всего необходимого оборудования

Закрепить испытуемый привод на стенде

Подсоединить все необходимые элементы друг к другу в соответствии с функциональной схемой

Включить питание

Запустить программу-диагностику для проверки исправности оборудования

Запустить на ПК программу для снятия ЛАФЧХ

Задать входную амплитуду в соответствии с таблицей 4.6, получить значения ,

Повторять пункт 7 для всех значений амплитуд

Построить ЛАФЧХ для всех значений амплитуд

Сохранить результаты эксперимента

Отключить питание

Отсоединить испытуемый привод

Проверить визуально оборудование на наличие возможных неисправностей после проведения эксперимента

Переходной процесс

На вход привод подаем единичное ступенчатое воздействие и производим измерение показаний датчика положения в зависимости от времени.

Для снятия характеристики необходимо выполнить следующие этапы:

Проверить наличие всего необходимого оборудования

Закрепить испытуемый привод на стенде

Подсоединить все необходимые элементы друг к другу в соответствии с функциональной схемой

Включить питание

Запустить программу-диагностику для проверки исправности оборудования

Запустить на ПК программу для снятия переходного процесса

Задать единичное ступенчатое воздействие

Получить переходный процесс

Сохранить результаты эксперимента

Отключить питание

Отсоединить испытуемый привод

Проверить визуально оборудование на наличие возможных неисправностей после проведения эксперимента

5. Организационно-экономическая часть

В данном дипломном проекте проектируется система стабилизации для ракеты класса «воздух-поверхность». Основным назначением системы стабилизации является осуществление полёта по требуемой траектории.

В данной части дипломного проекта производиться расчёт затрат на проектирование системы стабилизации, затраты на расходные материалы, затраты на выплату заработной платы, затраты на обеспечение необходимым оборудованием, затраты на организацию рабочих мест, затраты на электроэнергию и накладные расходы. А также сравниваются расходы на проектирование аналогичной системы стабилизации ракеты класса воздух-поверхность: “AGM-158 Jassm”.

Алгоритмически программный продукт (ПП) разрабатывается на основе хорошо освоенных промышленных технологий выполнения проектных работ с применением современных инструментальных средств программирования. Специфика заключается в уникальности процесса разработки алгоритмов и программ, зависящей от характера обработки информации и используемых инструментальных средств. Разработка ПП является длительным и трудоёмким процессом. При создании ПП затрачиваются значительные ресурсы (трудовые, материальные, финансовые), требуется высокая квалификация разработчиков.

Разработка системы стабилизации ракеты подразумевает решение целого ряда конструкторских задач. Это и начальное проектирование, предварительные расчеты, определение экономической значимости данного проекта, более точный конструктивный расчет, математическое моделирование, технологический расчет, подготовка пакетов конструкторской и технологической документации.

5.1 Организационная часть

Рис. 5.1. Структурная схема объекта

Таблица 5.1. Составление перечня работ

Номер работы	Наименование работы	Исполнители
1	Изучение задания	Главный специалист
2	Сбор и анализ литературы	Главный специалист
3	Уточнение и доработка задачи	Главный специалист
4	Разработка алгоритма работы привода	Главный специалист
5	Расчет конструктивных параметров привода	Инженер 1
6	Синтез системы стабилизации	Инженер 2
7	Проверка влияния нелинейностей на работу системы	Инженер 2
8	Подготовка необходимых чертежей	Инженер 1
9	Разработка стенда для тестирования	Главный специалист

Таблица 5.2. Формирование сетевой модели

Номер начального события работы	Номер конечного события работы	Номер работы
1	2	1
2	3	2
3	4	3
4	5	4
4	6	5
5	8	6
6	7	7
7	9	8
8	9	9

Рис. 5.2. Формирование топологии сети (критический путь выделен жирной линией)

Таблица 5.3. Определение временных параметров работ

Наименование работы	Номер события	Продолжительность работы, раб. дн.
	начальное	конечное
Изучение задания	1	2	2	4	2.8
Сбор и анализ литературы	2	3	4	6	4.8
Уточнение и доработка задачи	3	4	4	6	4.8
Разработка алгоритма работы привода	4	5	6	8	6.8
Расчет конструктивных параметров привода	4	6	4	6	4.8
Синтез системы стабилизации	5	8	9	14	11
Проверка влияния нелинейностей на работу системы	6	7	9	14	11
Разработка стенда для тестирования	7	9	12	19	14.8
Подготовка необходимых чертежей	8	9	16	21	18

Таблица 5.4. Параметры сетевого графика

Работа (i,j)	Количество предшествующих работ	Ранние сроки: начало tijР.Н.	Ранние сроки: окончание tijР.О.	Поздние сроки: начало tijП.Н.	Поздние сроки: окончание tijП.О.	Резервы времени: полный RijП	Частный резерв I рода, Rij1	Частный резерв II рода, RijC
(1,2)	0	0	2.8	0	2.8	0	0	0
(2,3)	1	2.8	7.6	2.8	7.6	0	0	0
(3,4)	2	7.6	12.4	7.6	12.4	0	0	0
(4,5)	3	12.4	19.2	12.4	19.2	0	0	0
(4,6)	3	12.4	17.2	17.6	22.4	5.2	5.2	0
(5,8)	4	19.2	30.2	19.2	30.2	0	0	0
(6,7)	4	17.2	28.2	22.4	33.4	5.2	0	0
(7,9)	5	28.2	43	33.4	48.2	5.2	0	5.2
(8,9)	5	30.2	48.2	30.2	48.2	0	0	0

Критический путь: (1,2)(2,3)(3,4)(4,5)(5,8)(8,9)

Продолжительность критического пути: 48.2, примем 49.

5.2 Расчёт затрат на разработку системы стабилизации

(1)

Затраты на проектирование проекта состоят из затрат на расходные материалы, затрат на заработную плату исполнителям с отчислениями ВСС, затрат на закупку оборудования, затрат на организацию рабочих мест и затрат на накладные расходы:

где - затраты на расходные материалы, - заработная плата исполнителей, - отчисления ВСС, - затраты на обеспечение необходимым оборудованием, - затраты на электроэнергию, - затраты на организацию рабочих мест, - накладные расходы.

5.3 Затраты на выплату заработной платы и отчисления

(2)

Затраты на выплату исполнителям заработной платы определяются следующим соотношением:

где - основная заработная плата, - дополнительная заработная плата.

Расчет основной заработной платы при дневной оплате труда исполнителей проводится на основе данных по окладам и графику занятости исполнителей:

(3)

где - число дней, отработанных исполнителем проекта, - дневной оклад исполнителя.

(4)

При восьмичасовом рабочем дне оклад рассчитывается по следующей формуле:

где - месячный оклад, - месячный фонд рабочего времени.

Средний месячный оклад инженера составляет 40 тыс. руб/мес., главного специалиста – 60 тыс. руб/мес.

В таблице 3 приведен список исполнителей и их месячных и дневных окладов, а также время участия в проекте и рассчитанная основная заработная плата каждого исполнителя.

Таблица 5.5. Список исполнителей и их окладов

№	Должность	Оклад, руб.	Дневной оклад, руб.	Трудовые затраты, дн.	З/П, руб.
1	Главный специалист	60000	2857	38	108566
2	Инженер 1	40000	1905	20	38100
3	Инженер 2	40000	1905	22	41910
Всего:	188576

Расходы на дополнительную з/п учитывают все выплаты непосредственно за время, не проработанное на производстве, но предусмотренное законодательством, в том числе: оплата очередных отпусков, компенсация за недоиспользуемый отпуск, и др. Величина этих выплат составляет 20% от основной з/п.:

(8)

Отсюда,

Следовательно затраты на выплату сотрудникам зарплаты составят:

(12)

(11)

(10)

В 2014 году страховые взносы надо платить по следующим тарифам: в ПФР – 22%, в ФОМС – 5,1%, в ФСС – 2,9%. Итоговая ставка составляет 30%.

(13)

Указанные отчисления с з/п составят:

5.4 Затраты на обеспечение необходимым оборудованием

Определение затрат, связанных с обеспечением необходимым оборудованием, начнем с определения состава оборудования и определения необходимости его закупки.

Таблица 5.6. Перечень расходов на оборудование

№

Наименование единицы оборудования

Кол-во

Цена, руб/шт

Всего

ПЭВМ на базе Intel Core i3-4360 3,7GHz/4096Mb/Intel HD Graphics 4600/500Gb + Монитор DELL E2214H + Клавиатура + Мышь + MS Office Home and Student 2013 + Matlab 2014a Student Version + Windows 8.1

30000

90000

Расчёт амортизации для ПЭВМ:

В итоге получаем:

5.5 Затраты на расходные материалы.

В таблице 5.7 представлены расходы на необходимые расходные материалы.

Таблица 5.7. Затраты на расходные материалы.

№ п/п	Наименование расходных материалов	Кол-во	Цена за единицу, руб	Общая стоимость, руб
1	Картридж Samsung ML-1610	1	1200	1200
2	Бумага 210x297 (А4) Комус Standard	2	150	300
3	DVD+RW Disc VS 4.7Gb 4x	10	21	210
4	Лампа накаливания 60Вт	6	15	90
Всего:	1800

5.6 Затраты на электроэнергию

Потребление компьютера - 500 Вт/час. Среднее потребление электроэнергии в день на освещение – 1 кВтч, стоимость 1 кВтч – 4,5 рублей.

Главный специалист: 0,5кВтч *8часов*38дней = 152 кВтч.

Инженер 1: 0,5кВтч *8часов*20дней = 80 кВтч.

Инженер 2: 0,5кВтч *8часов*22дней = 88 кВтч.

Разработка изделия занимает 49 дней, следовательно 49 кВтч на освещение. Итоговый расход: 152кВтч + 80кВтч + 88кВтч + 49кВтч = 369 кВтч.

Стоимость необходимой электроэнергии: 369 * 4,5 = 1660,5 рублей.

5.7 Затраты на организацию рабочих мест

Расчет затрат, связанных с организацией рабочих мест для исполнителей проекта проведен, ориентируясь на требования СНиП (санитарные нормы и правила) и на стоимость годичной аренды помещения требуемого уровня сервиса.

В соответствие с санитарными нормами, расстояние между рабочими столами с видеомониторами должно быть не менее 2 м., а между боковыми поверхностями видеомониторов – не менее 1,2 м. Площадь на одно рабочее место с терминалом или ПК должна составлять не менее 6 кв.м., а объем – не менее 20 куб.м. Площадь, предусмотренная для размещения одного принтера, соответствует 0,5 площади одного рабочего места исполнителя. Расположение рабочих мест в подвальном помещении не допускается. Помещения должны быть оборудованы системами отопления, кондиционирования воздуха или эффективной приточно-вытяжной вентиляцией.

В обосновании затрат на размещение исполнителей определим число исполнителей, работающих на компьютерах и количество устанавливаемых принтеров, а затем установим площадь для рабочего помещения.

Количество исполнителей = 3 человека.

Количество принтеров = 1 шт.

В соответствии с требованиями СНиП, для выполнения проекта требуется помещение размером не менее 25 кв.м.

Подберем место расположения рабочего помещения с помощью информации, размещенной на WEB-сайтах агентств по недвижимости. В таблице 5.8 приведены наиболее подходящие адреса офисов и стоимость их аренды.

Офисное помещение, расположенное в районе станции метро «Южное Бутово» по соотношению стоимости и площади является наиболее приемлемым вариантом.

Таблица 5.8. Предложения офисов, сдаваемых в аренду

Район г. Москвы (ближайшая ст. метро)	Площадь, м.кв.	Аренда, руб/кв.м. в год
Серпуховская	26	25500
Кутузовская	28	36500
Выставочная	27	28000
Южное Бутово	30	14500
Савеловская	28	21300

Затраты на аренду помещения можно вычислить исходя из соотношения:

где - стоимость аренды одного кв. метра площади в год, S – арендуемая площадь рабочего помещения, - срок аренды.

Таким образом, рассчитаем стоимость аренды офисного помещения в районе станции метро «Южное Бутово» на 2 месяца:

5.8 Накладные расходы

Накладные расходы, связанные с выполнением проекта, следует вычислять, ориентируясь на расходы по основной з/п. Обычно они составляют от 60% до 100% расходов на основную з/п:

(14)

Откуда получим:

Результаты, полученные в процессе вычислений затрат подставим в выражение (1). Отсюда суммарные затраты на реализацию целей проекта составят:

Рис. 5.3. Круговая диаграмма, иллюстрирующая структуру затрат на выполнение проекта.

Факторы, влияющие на снижение затрат.

Каждая фирма должна стремиться к сокращению издержек производства и себестоимости продукции. При стабильных ценах и прочих равных условиях сокращение издержек приводит к росту прибыли, приходящейся на единицу продукции.

Себестоимость продукции отражает уровень использования потребляемых производственных факторов, который в свою очередь определяется технико-организационными (техника и технология, организация производства, труда и управления), социальными и природными факторами (условиями), или, как их принято называть в совокупности, технико-экономическими факторами.

Таким образом, основными направлениями снижения себестоимости являются:

повышение технического уровня производства;
улучшение организации производства, труда и управления;
изменение объема, структуры и размещения производства.

Рассмотрим влияние перечисленных групп факторов более подробно. В первой группе факторов выделяются: внедрение новой, прогрессивной технологии, механизация и автоматизация производственных процессов; расширение масштабов и совершенствование применяемой технологии и техники; улучшение использования имеющихся и применение новых видов сырья и материалов; изменение конструкции и технологических характеристик изделий и другие факторы, повышающие технический уровень производства. Отдельно рассматривается внедрение вычислительной техники. По этому фактору учитывается влияние на себестоимость товарной продукции результатов от внедрения и дальнейшего развития автоматизированных систем управления технологическими процессами производства, а также от ввода в действие отдельных ЭВМ и других средств вычислительной техники.

Вторая группа факторов включает: развитие специализации производства; совершенствование организации, обслуживания и управления производством, сокращение затрат на управление; улучшение организации труда, материально-технического снабжения, использование основных фондов, материальных ресурсов; сокращение транспортных расходов; ликвидация излишних затрат и потерь и другие факторы, повышающие уровень организации.

К третьей группе относятся: снижение затрат в результате роста объема производства за счет уменьшения постоянных издержек (положительный эффект масштаба производства); изменение структуры (номенклатуры и ассортимента) продукции; повышение качества продукции; изменение размещения производства.

В частном случае, затраты на разработку системы стабилизации можно сократить несколькими способами:

1. Замена платного лицензионного программного обеспечения на бесплатные аналоги. Например, можно заменить операционную систему Windows 8.1, стоимость которой составляет 3560 руб. на бесплатную операционную систему Linux. Можно также заменить пакет программ MS Office Home and Student 2013, стоимость которого составляет 2288 руб. на бесплатный пакет Open Office.

2. Аренда помещения за более низкую стоимость также сократит затраты на разработку системы стабилизации.

Выводы к разделу:

В данном разделе были рассчитаны все виды затрат по проектированию системы стабилизации ракеты класса воздух-поверхность. Общая продолжительность проектирования системы составила 49 дней. Из расчётов было получено, что общая себестоимость системы стабилизации составляет 485478,5 руб., из них

60,6% составляют затраты на выплату заработной платы исполнителям и отчисления,

23,3% - накладные расходы,

14,9% - организационные расходы,

0,45% - затраты на оборудование ,

0,71% - затраты на расходные материалы и электроэнергию.

В данном разделе были также предложены способы сокращения расходов на разработку системы стабилизации, к ним относятся:

Замена платного лицензионного программного обеспечения на бесплатные аналоги. Например, можно заменить операционную систему Windows 8.1, стоимость которой составляет 3560 руб. на бесплатную операционную систему Linux. Можно также заменить пакет программ MS Office Home and Student 2013, стоимость которого составляет 2288 руб. на бесплатный пакет Open Office.
Аренда помещения в менее престижном районе также сократит затраты на разработку системы стабилизации.

6. Охрана труда и окружающей среды

Введение

Изучение и решение проблем, связанных с обеспечением здоровых и безопасных условий труда, в которых протекает труд человека, является важной задачей в разработке новых технологий и систем производства.

В соответствии с трудовым законодательством на каждом рабочем месте должны быть созданы безопасные и здоровые условия труда. Под условиями труда понимают совокупность всех факторов производственной среды, оказывающих влияние на здоровье и работоспособность человека. При несоответствии факторов характеристикам человека, появляется опасность. Она носит потенциальный, скрытый характер. Опасность хранят все системы имеющие энергию, химические компоненты, а также факторы не соответствующие условиям жизни человека.

В данной части дипломного проекта будут рассмотрены мероприятия и методы защиты от повышенного уровня шума, возникающего при испытаниях электрогидравлического привода на испытательном стенде.

Шумом являются различные звуки, мешающие нормальной деятельности человека и вызывающие неприятные ощущения. Повышение звукового давления негативно влияет на орган слуха. Согласно ГОСТ 12.1.003-83, в цехах допускается уровень шума около 100 дБ; в кузнечных цехах эта цифра возрастает до 140 дБ. Уровень шума свыше 140 дБ может вызвать болевой эффект.

Действие шума проявляется в виде повышенного кровяного давления, учащенного пульса и дыхания, снижения остроты слуха, ослабления внимания, частичного нарушения координации движения, снижения работоспособности. Действия шума могут выражаться в виде головной боли, головокружения, бессонницы, общей слабости. Повышенный уровень шума может привести к ряду травм и вызвать ряд других опасных последствий, связанных с тем, что работа в условиях постоянного шума снижает внимание.

Поэтому, этот фактор является одним из наиболее вредных.

6.1 Основная часть

Шум при работе испытательного стенда создает электрогидравлический привод. Допустимые уровни шума в октавных полосах частот, уровни звука и эквивалентные уровни звука при испытаниях электрогидравлического привода по ГОСТ 12.1.003-83 указаны в таблице 6.1.Испытания проводятся в помещении, конфигурация и размеры которого изображены на рис.6.1.

Вид трудовой деятельности, рабочие места

Уровни звукового давления, дБ,

в октавных полосах со среднегеометрическими частотами в Гц

Уровни звука и эквивалентные уровни звука, дБ А

31,5

125

250

500

1000

2000

4000

8000

Помещение лабораторий для проведения экспериментальных работ, помещения для размещения шумных агрегатов вычислительных машин

107

Таблица 6.1.

Рис.6.1. План помещения, в котором проводятся испытания.

Источниками шума могут явиться:

Некоторые элементы машин и механизмов.
Технологический разброс параметров, допустимый при изготовлении.
Некачественный монтаж оборудования.

Существуют организационно-технические мероприятия по снижению шума:

Замена шумного оборудования менее шумным, если это позволяет технологический процесс.
Рациональное размещение машин и механизмов, являющихся источниками шума в отдельные специальные помещения.
Автоматизация производства.
Уменьшение уровня шума при помощи акустических средств защиты.

6.2 Классификация методов и средств уменьшения шума

При разработке технологических процессов, проектировании и эксплуатации машин, производственных зданий и сооружений, а так же при организации рабочих мест следует принимать необходимые меры по снижению шума, воздействующего на человека на рабочих местах. В соответствии с ГОСТ 12.1.029-80 средства и методы защиты от шума по отношению к защищаемому объекту подразделяются на средства и методы коллективной и средства индивидуальной защиты.

Средства коллективной защиты по отношению к источнику возбуждения шума делятся на:

• Средства, снижающие шум в источнике его возникновения;

• Средства, снижающие шум на пути его распространения от источника до защищаемого объекта.

Средства, снижающие шум на пути его распространения, в зависимости от среды подразделяются на:

a) Снижающие передачу воздушного шума;

b) Снижающие передачу структурных шумов.

Средства коллективной защиты от шума в зависимости от способа реализации подразделяются на:

• Акустические;

• Архитектурно-планировочные;

• Организационно-технические.

Акустические средства защиты от шума в зависимости от принципа действия подразделяются:

• Средства звукоизоляции;

• Средства звукопоглощения;

• Средства виброизоляции;

• Средства демпфирования;

• Глушители шума.

Схема средств защиты представлена на рис.6.2.

Мероприятия по снижению шума как на стадии проектирования, так и в конкретной производственной ситуации определяются на основе предварительных расчетов и экспериментов.

Рис.6.2. Классификация средств защиты от шума.

В данном конкретном случае, наиболее эффективным способом борьбы с шумом, является – уменьшение уровня шума при помощи средств защиты посредством звукоизоляции: снижение шума за счет отражения звуковых колебаний распространяющихся по воздуху.

Для уменьшения шума, возникающего при работе испытательного стенда, будем использовать акустический звукоизолирующий экран, представляющий собой сравнительно небольшую преграду, которая позволяет снизить уровень прямого звука от источника шума (рис.6.3). Акустическая эффективность экрана определяется снижением уровня прямого звука за экраном.

Этот способ позволяет к тому же решить и проблему открытых подвижных частей привода: ограждение сделает невозможным физический контакт человека с приводом.

Рис.6.3. Размещение звукоизолирующего экрана.

6.3 Расчет звукоизолирующей способности экрана

Рассчитаем звукоизолирующую способность экрана.

Поскольку известно только значение уровня шума при работе электрогидравлического привода, воспользуемся нормированием общего уровня дБ, которое используется для ориентировочной оценки или для оценки постоянных шумов (ГОСТ 12.1.003-83).

Шум создаваемый электрическим приводом составляет 90 дБ. Согласно ГОСТ 12.1.003-83 предельно допустимый уровень шума при частоте f=1000 Гц равен 75 дБ. Таким образом, уровень шума необходимо понизить до величины, не превышающей 75 дБ.

Звукоизоляционная способность определяется выражением:

где -коэффициент звукопроницаемости:

Практически, звукоизолирующая способность экрана определяется по следующей формуле:

Где Q-масса, отнесенная к 1 м2 поверхности экрана заданной толщины, кг/м2.

f - частота звуковых колебаний, Гц.

Для данного стенда f=1000 Гц.

Для уменьшения величины шума применяется экран, сделанный из оргстекла (стеклопластика) толщиной 5мм и Q=20 кг/м2.

Звукоизолирующая способность экрана:

Итак, уровень звукового давления до экрана и после него составляет:

L1 = 90 дБ - до постановки экрана.

L2 = L1-RП1 = 90-32,02 = 57,98 дБ - после применения экрана.

Величина снижения шума при использовании звукоизолирующего экрана составляет 32,02 дБ. Уровень звукового давления при применении экрана снизился с 90 дБ до 57,98 дБ при частоте 1000 Гц, что ниже предельно допустимого уровня 75 дБ по ГОСТ 12.1.003-83.

Вывод к разделу:

В данной части дипломного проекта было рассмотрено отрицательное воздействие повышенного уровня шума на здоровье персонала. Были представлены методы защиты от шума.

Для уменьшения шума, возникающего при работе испытательного стенда, использовался акустический звукоизолирующий экран, который позволил обеспечить уровень шума в пределах заданных по ГОСТ 12.1.003-83 и сохранить высокую производительность и здоровье персонала.

Заключение

В данной дипломной работе была спроектирована система стабилизации по высоте для ракеты класса воздух-поверхность “AGM-158 Jassm”.

На первом этапе проектирования производился аэродинамический для двух режимов полёта при М=0.3 и M=0.95, а также геометрический расчёт ракеты “AGM-158 Jassm”. Основной трудностью в данном расчёте являлось определение геометрических данных ракеты, так как в большинстве источников подробных технических характеристик данной ракеты не было указано. Но с помощью современного программного обеспечения, а в частности инженерной среды “AutoCad” удалось получить все необходимые геометрические данные по данной ракете.

На втором этапе проектирования были сформированы передаточные функции для объекта управления, а именно данного ЛА на двух режимах полёта, а также были сформированы данные по рулевому приводу (РП). Был выбран электромеханический РП с редкоземельными магнитами позволяющий минимизировать габаритно-массовые характеристики электродвигателя, а так же в данном типе приводов возможно варьирование только добротностью, а постоянные времени Тм, Тя определяются параметрами выбранного электрического двигателя, после была также составлена его передаточная функция.

На третьем этапе производился непосредственный синтез системы стабилизации, в начале без РП на двух режимах полёта, а затем с РП добротность которого была выбрана 72, но переходной процесс на втором режиме полёта показал, что перерегулирование не удовлетворяет качеству ТЗ. Поэтому было принято решение увеличить добротность РП до 180. После включения нового рулевого привода в систему стабилизации она полностью стала удовлетворять требованиям ТЗ на двух режимах полёта.

Анализ устойчивости системы проводился по логарифмическим частотным характеристикам и анализу переходных процессов.

На четвертом этапе был подобран двигатель Parker 089300-4Y.Рассчитаны мощность двигателя и передаточные числа ИМ.

В работе также была представлена технологическая часть.

В работе также выполнена организационная часть проектирования системы стабилизации на основе моделей сетевого планирования, расчёт затрат и предложены методы по их сокращению.

В части охраны труда и окружающей среды было рассмотрено отрицательное воздействие повышенного уровня шума на здоровье человека. Представлены средства защиты от шума.

Список используемой литературы

1.В.Ф. Захарченко, Е.Г. Столярова, А.И. Хлупов. Определение суммарных аэродинамических характеристик различных компоновок летательных аппаратов. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1999г.

2. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полёта.

3. Методы классической и современной теории автоматического управления. В 5 томах / Под ред. Н.Д. Егупова. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2001г.

4. ГОСТ 12.1.003-83 (шум общие требования безопасности)

5. СН 2.2.4/2.1.8.562-96 «Шум на рабочих местах, в помещениях жилых, общественных зданий и на территории жилой застройки»

6. Борьба с шумами и вибрациями в авиационной промышленности: Методические указания к дипломному проектированию. Авт.-сост.: М.И.Дайнов, Л.И.Малько, В.Н.Яров. - М.: Изд-во МАИ, 1989.-48с.: ил.

7.Сайт по расчёту уровня шума: http://ecoprof.com/akustika.

8. И. М. Разумов. Сетевые графики в планировании. М., 1981г.

9. Лекции по курсу "менеджмент", МАИ, 2013г.

Рис.1

Обтекатель ДУСа

Рис.3

Киль с РН

Управление двигателем

Двигатель

Teledyne Ryan G40/2

Термическая батарея

ПВД

Инфрокрасный

ДУС

Передний отсек

Боевая часть

Задний отсек

Автопилот

(вычислитель системы стабилизации)

Инерциальная система наведения + GPS

Воздухозаборник

Элевоны

Рис.4

Система стабилизации

по высоте

Рулевые приводы

Автопилот

Аппаратура обратных связей

Датчики информации

(9)

Средства защиты от шума

Архитектурно-планировочные

Акустические

Организационно-технологические

Звукоизоляция

Звукопоглощение

Глушители шума

Кожухи

Кабины

пульта

Ограждения

Экраны

Поглотители

Облицовка

помещения

Абсорбционные

еактивные

Комбинированные

Авиационная управляемая боевая ракета класса «воздух-поверхность» - «AGM-158 JASSM»