Анализ состава системы управления и расчет режима разбега и взлета дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов

Пилотажно-навигационный комплекс включает в себя все датчики первичной информации, вычислитель и формирует сигналы по крену, тангажу, курсу, воздушной скорости и высоте, угловым скоростям и перегрузкам. Он решает задачи управления взлетом, стабилизации короткого периода, навигации, выполнения программы полета, взаимодействия с бортовой аппаратурой и контроля её состояния.

Исполнительные механизмы управления для аэродинамических поверхностей и дроссельных заслонок двигателей - электрические сервоприводы, для системы посадки - электропневмоклапаны, для выпуска-уборки шасси - электромеханизмы.

Рис. 2.8 Структурная схема пилотажно-навигационного комплекса БЛА

Состав:

1. курсовертикаль ДКВ-21 разработки Арзамасского КБ "Темп". Выдает сигналы тангажа, крена, гироскопического курса;

2. магнитный компас, выдает сигнал магнитного курса;

3. приемник спутниковой навигации, выдает географические координаты носителя, курс полета, путевую скорость;

4. датчик воздушной скорости;

5. датчик барометрической высоты;

6. радиовысотомер малых высот;

7. датчик вертикальной перегрузки (ny);

8. датчик боковой перегрузки (nz);

9. блок датчиков работы правой силовой установки, в т.ч. датчики частоты вращения, температуры головки цилиндра, давления топлива, давления масла, температуры масла, аварийного остатка топлива в правом баке;

10. блок датчиков работы левой силовой установки;

11. приемная антенна бортовой аппаратуры радиоуправления (БАРУ);

12. радиоканал приема команд от наземного оператора (БАРУ);

13. программное устройство;

14. наземный ввод программ полета (БАРУ);

15. бортовой вычислитель;

16. бортовой регистратор;

17. радиоканал для передачи пилотажно- навигационной информации наземному оператору (БАРУ);

18. передающая антенна (БАРУ);

19. рулевые машинки зависающих элеронов (по одной машинке на каждую секцию элерона, всего 4 шт);

20. рулевые машинки рулей высоты-направления (по одной машинке на каждую секцию рулей, всего 4 шт);

21. электромеханизм выпуска-уборки шасси (МП-100);

22. рулевые машинки управления двигателями;

23. рулевые машинки управления тормозами колес;

24. рулевая машинка ввода в действие парашютной системы;

25. видеокамера для передачи наземному оператору (пилоту) изображения взлетно-посадочной полосы на фоне деталей конструкции носителя (вид из кабины самолета).

Характеристики исполнительных приводов рулевых органов

Отклонение органов управления осуществляется с помощью электрического привода, структурная схема которого представлена на рис 3.6

Рис 3.6 Структурная схема исполнительного привода БЛА. (убери из картинки T и зону нечувствительности)



где: T - постоянная времени рулевой машины (электромеханическая постоянная);

- коэффициент добротности привода (коэффициент усиления разомкнутого привода);

- зона нечувствительности (обусловленная моментом трогания);

д_max - максимальная скорость отклонения руля;

д_max - максимальный угол отклонения руля.

Величина добротности K = 20 ,

постоянная времени T = 0.05 cек,

ограничение по скорости 30 град/сек

ограничение по углу отклонения руля 30 град.

1.3 Расчет основных параметров взлета

1.3.1 Расчет длины разбега и скорости отрыва

Типовой профиль полета БЛА состоит из следующих этапов:

- разбег;

- отрыв;

- набор высоты;

- выход на рабочий эшелон;

- крейсерский полет;

- снижение;

- предпосадочный маневр;

- полет по глиссаде;

- касание;

- пробег.

Вывод БЛА на заданную высоту полета с момента старта можно представить в виде графика, изображенного на рис. 1

Рис.3.1 Траектория вывода БЛА на заданную высоту полета

На рис. 3.1 промежуток времени t₁ - время, необходимое для разгона БЛА,

t₂ - время набора начальной высоты Н_нач,

t₃ - время полета на начальной высоте,

t₄ - время набора заданной высоты Н_зад,

t₅ - полет на заданной высоте.

В настоящей дипломной работе подробно рассмотрен режим разбега, отрыва и набор высоты.

Рис. 3.2 Взлет с одновременным разгоном и набором высоты

Полет самолета начинается взлетом и заканчивается посадкой на аэродром; поэтому неудовлетворительные взлетно-посадочные характеристики, даже при отличных летных данных делают самолет непригодным к эксплуатации.

Перед тем как подняться в воздух, самолет должен пробежать некоторое расстояние по аэродрому для того, чтобы достигнуть скорости движения, достаточной для создания подъемной силы, уравновешивающей вес самолета.

На участке разбега самолет перемещается по поверхности аэродрома со скоростью, постепенно возрастающей от V=0 в начале разбега до некоторой скорости Vотр, достаточной для создания подъемной силы, равной весу самолета; при достижении скорости отрыва Vотр самолет отделяется от поверхности аэродрома и переходит в полет- от движения по земле к движению в воздухе.

При разбеге на самолет действуют следующие силы:

сила тяжести G,

сила тяги Pр,

подъемная сила Y,

сила лобового сопротивления Q,

сила реакции земли N, действующая на колеса,

сила F трения колес о землю.

Предполагая, что сила тяги направлена параллельно земле, т. е. пренебрегая углом (б-ц), уравнения движения самолета при разбеге получим в виде

(3.1)

(3.2)

Уравнение (3.2) отражает то обстоятельство, что сила реакции колес равна G-Y; далее, силу трения можно выразить через нагрузку, приходящуюся на колеса G-Y, и коэффициент трения f:F=f(G-Y). Наконец, подъемную силу и силу лобового сопротивления можно представить через коэффициенты Сy и Сx ; в результате уравнение (3.1) можно привести к виду

(3.3)

Длину разбега желательно иметь как можно меньшей. Поэтому тяга движителя при разбеге должна быть наибольшей возможной для данного движителя, а угол атаки крыла следует выбирать с таким расчетом, чтобы разность ) получилась наименьшей возможной. Посмотрим, при каких условиях это требование выполняется. Найдем угол атаки, соответствующий . Разность при заданном коэффициенте трения есть функция коэффициента подъемной силы . Полагая , на диаграмму поляры самолета с выпущенным шасси можно нанести прямые линии будет касательной к поляре. Соответствующий угол атаки и будет наивыгоднейшим для разбега.

Рис. 3.3 Определение наивыгоднейшего угла атаки при разбеге

Значение коэффициента трения f зависит от состояния поверхности аэродрома; для твердого грунта f меньше, чем для мягкого грунта. В среднем можно принимать следующие значения f:

В нашем случае мы выбираем сухое бетонное покрытие, где коэффициент трения f=0.02

В зависимости от значения коэффициента f наклон прямых к оси на рис 3.4 будет различным: при больших значениях f наклон будет бомльшим, чем при малых. В соответствии с этим будет получаться и точка касания этих прямых с полярой при различных значениях . При большом f касание получится при бомльшем значении , чем при малом f.

Следовательно, при разбеге по мягкому грунту (значение f велико) целесообразно поддерживать большой угол атаки б, чем при разбеге по твердому грунту. Это объясняется тем, что движение самолета по мягкому грунту (значение f велико) сопряжено с преодолением большой силы трения, поэтому, увеличивая угол атаки, получаем больший , а следовательно бомльшую подъемную силу Y, разгружающую колеса,

так как:

F=f*N, а N=G-Y

Движение самолета по твердому грунту, наоборот, связано в основном с преодолением силы лобового сопротивления Q, так как трение в этом случае играет второстепенную роль (значение f мало). Чтобы уменьшить лобовое сопротивление самолета, приходится вести разбег при сравнительно небольшом угле атаки, которому соответствует небольшое значение .

Рис. 3.4 Наивыгоднейший угол атаки при разбеге по твердому и мягкому грунтам

Для определения длины разбега воспользуемся следующими действиями:

производную представим в следующем виде:



Тогда уравнение (3) примет форму

(3.4)

Интегрируя уравнение (4), найдем длину разбега при взлете

(3.5)

Знаменатель подынтегральной функции при наивыгоднейшем угле атаки , которому соответствует наименьшее постоянное во все время разбега значение , есть функция скорости V движения самолета. Эта функция в общем случае не может быть выражена просто аналитической формулой, поэтому интеграл приходится определять графическим путем.

Верхний предел интегрирования - скорость отрыва определяется из условия равенства подъемной силы и веса самолета в момент отрыва от земли

(3.6)

Если отрыв производить с тем же углом атаки, с которым происходит разбег, то вследствие сравнительно небольшого значения скорость отрыва будет сравнительно большой. Для уменьшения скорости обычно перед отрывом увеличиваем угол атаки.

Коэффициент подъемной силы не должен превышать допустимое по условиям безопасности полета значение .

В нашем случае стояночный угол атаки , и равен углу атаки при отрыве: .

Таким образом, определив значение , соответствующее углу атаки, несколько меньшему, чем стояночный угол атаки (на 1.5-2°), и значение , в расчет принимают меньшее из этих двух значений.

Т.к. , то соответственно С_y=0.71.

В случае самолета с винтовыми двигателями, расположенными перед крылом, необходимо учитывать влияние отбрасываемой винтами струи воздуха на подъемную силу крыла. В первом приближении это осуществляется определением скорости отрыва по формуле

, (3.7)

Где -тяга винтов на месте (при V=0) в нашем случае эта величина равна =219 кг

Тогда скорость отрыва будет равна:

?12м/с,

Время разбега самолета при взлете получим, интегрируя уравнение (3.1):

t= (3.8)

Интеграл, входящий в выражение (3.8), определяется графическим путем.

Приближенное выражение для длины разбега можно получить на основании следующих рассуждений.

Разность обычно невелика и в первом приближении может быть положена равной нулю. Тяга движителей во время разбега изменяется в сравнительно небольших пределах, так что можно без большой погрешности принять некоторую среднюю величину тяги считая ее постоянной на всем протяжении разбега. Тогда интеграл в выражении (3.5) можно вычислить аналитически и для длины разбега получим следующее приближенное выражение:

(3.9)

Тогда 20 м. [1]

автоматический взлет летательный аппарат

1.3.2 Расчет коэффициентов дифференциальных уравнений движения БЛА

Так как в нашем случае при разбеге скорость БЛА меняется от 0 до некоторой скорости V, то коэффициенты объекта управления будут меняться, таким образом, в нашем случае объект управления является нестационарным.

Расчет аэродинамических коэффициентов.

Используя данные о поляре БЛА (рис. 2.2) определяем величину производной коэффициента подъемной силы БЛА по углу атаки:

(3.12)

1/град,

1/град

При этом величина производной подъемной силы на крыле, приведенной к скорости и массе БЛА, будет равна:

(3.13)

(3.14)

Соответственно на руле высоты:

(3.15)

(3.16)

1.3.3 Расчет моментных характеристик

Расчет производных коэффициента момента тангажа производится по следующим расчетным формулам (1.3б), (1.3в) и (1.3г).

После подстановки исходных данных получаем значение коэффициентов момента, как функции скорости

(3.17)

(3.18)

(3.19)

1.3.4 Расчет силовой установки

В качестве движителя в БЛА используется два винтовых двигателя с суммарной мощностью 120 л.с. Для того, чтобы пересчитать мощность на валу двигателя в тягу на винте воспользуемся номограммой приведенной на рисунке 3.5, в которой

H_в - шаг винта, D_в -диаметр винта [2].

Рис. 3.5 Номограмма для определения статической тяги винта

Введем следующие характеристики винта:

H_в -шаг винта,

D_в -диаметр винта,

D_в=1.2 м,

H_в=30*, (3.20)

где n_в=5000 об/мин - частота вращения винта,

V_р- расчетная скорость для винта (км/ч),

В нашем случае расчетная скорость V_р будет соответствовать максимально возможной равной 250 км/ч.

Подставив вышеуказанные значении в (3.20), получим величину шага винта:

H_в=30*.

Тогда в соответствии с рис. 2,15 отношение = .

Далее , это соответствует (по номограмме) P_p=219 кг.

На рисунке 2.7 показана зависимость располагаемой мощности силовой установки от высоты и скорости полёта. Так как взлет осуществляется при H=0 м, то мощность будет описываться следующим выражением:

.

На рис. 3.5 показана типовая зависимость тяги на винте от воздушной скорости соответствующая винтомоторным ЛА. выглядит, как, Следовательно, в нашем случае эту характеристику можно аппроксимировать зависимостью:

P=P₀-k*V,

где k=, P₀=219 кг

Рис. 3.5 график зависимости тяги на винте от скорости полета и диаметра винта

1.3.5 Расчет силы реакции опоры на шасси

Рис. 3.5 Силы реакции опоры, действующие на стойки шасси

нагрузка на шасси распределена не равномерно, на основную стойку приходится 60% веса, а на переднюю стойку - 40%.

Из формул (1.3 д) следует, что

,

.

Рассчитаем :

,

.

Таким образом, получили модель динамики БЛА в продольном канале

1.4 Разработка функциональной схемы системы автоматического управления продольным движением БЛА на режиме взлета

Функциональная схема СУ БЛА представлена на рисунке 3.1.

В верхней части рисунка показан автомат тяги, который включает следующие блоки:

- силовую установку (двигатель),

- датчики силовой установки,

- вычислитель автомата тяги (ВАТ),

- исполнительный механизм автомата тяги (ИМАТ).

СУ движением ЛА строится поканально и иерархически, соответственно управляющим органам:

- канал руля направления;

- канал элеронов;

- канал руля высоты;

- канал органа непосредственного управления подъемной силой (НУПС);

- канал дросселя подачи топлива.

Верхней ступенью иерархии системы является уровень выработки команд управления, которые включают в себя:

- блок команд (БК);

- блок связи с командным пунктом (БСКП);

- приёмно-передающий блок (Пр-Пер);

- линию связи с командным пунктом;

- командный пункт, расположенный вне борта летательного аппарата.

С командного пункта поступают команды на изменение программы полёта, заложенной в блоке команд, на изменение заданных высоты, скорости и направления полёта и др.

В БК команды, выработанные на основании заложенной программы или введённых изменений в программу полёта, поступают на следующий, более низкий уровень иерархии - в вычислитель системы траекторного управления (ВСТУ).

ВСТУ на основании полученных «уставок» и информации с датчиков линейных координат формирует требуемые значения угловых координат в виде заданных значений углов тангажа х, крена г, курса ш и заданного значения тяги (или оборотов и шага винта) в соответствии с заложенными алгоритмами траекторного управления. Эти сформированные значения поступают на следующий, более низкий уровень - в вычислитель системы управления угловым движением (ВСУУД) и в вычислитель автомата тяги (ВАТ). На основании заложенных алгоритмов в ВАТ и ВСУУД вырабатываются сигналы управления, поступающие на исполнительные механизмы автомата тяги и рулевых органов.

Управление продольным движением ЛА (нормальной перегрузкой, углом тангажа, углом наклона траектории, высотой и скоростью полёта) реализуется через каналы руля высоты, топливного дросселя и органа НУПС, в качестве которого используются зависающие элероны.

Управление боковым движением реализуется через элероны и руль направления (угол крена, угол рысканья). Между этими каналами с целью улучшения процессов управления вводятся перекрестные связи: из канала крена в канал рысканья - для уменьшения скольжения при развороте с креном, из канала крена в канал тангажа (следовательно, высоты полёта) - для предотвращения потери высоты при крене, из канала рысканья в канал крена при выполнении координированного разворота, а при необходимости и некоторые другие.

Конечной целью управления полётом ЛА является управление траекторией его движения, то есть траекторией движения центра масс. Изменяется траектория путём изменения действующих на ЛА сил: аэродинамических сил, силы тяги двигателя. В установившемся полёте все действующие силы уравновешены (сбалансированы) так, что результирующая всех действующих сил равна нулю. Функциональное назначение системы управления сводится к поддержанию этого баланса, и в случае отклонения под действием возмущений система управления устраняет этот дисбаланс.

Управление силой тяги осуществляется путем изменения количества подаваемого топлива в силовую установку (двигатель). Аэродинамические силы зависят от положения корпуса ЛА относительно траектории полёта (вектора скорости) и характеризуется углами атаки б и скольжения в. Изменяя угловое положение ЛА относительно траектории, мы достигаем изменения аэродинамических сил действующих на ЛА. Таким образом, изменение углового положения является средством управления аэродинамическими силами и, следовательно, траекторией полёта.



Рис 4.1 Функциональная схема БЛА

На рисунке 4.1обозначено:

ВАТ - вычислитель автомата тяги;

ИМАТ - исполнительный механизм автомата тяги;

ВСУУД - вычислитель системы управления угловым движением;

ВСТУ - вычислитель системы траекторного управления;

БСКП - блок связи с командным пунктом;

Пр-Пер - приемник передатчик;

БК - блок команд.

1.5 Разработка бортовых алгоритмов автоматического управления продольным движением беспилотного летательного аппарата на режиме взлета.

Оптимальные условия полёта при наборе высоты

Набор высоты полёта может производиться с разной скоростью и разными углами наклона траектории. При неизменном режиме работы двигателей, увеличение угла наклона траектории сопровождается уменьшением скорости полёта. Точки пересечения характеристики располагаемой мощности (например, при взлетном режиме) с кривыми потребных мощностей определяют значения соответствующих углов наклона траектории, скорости полёта, углов атаки. Вертикальная скорость набора высоты вычисляется по формуле

. (5.1)

Вертикальная скорость Vy является функцией двух переменных скорости полёта V и угла наклона траектории , которые изменяются разнонаправлено - если одна из них увеличивается, то другая при этом уменьшается, и наоборот. Следовательно, Vy имеет максимум при каких-то значениях V и . Эти значения V и желательно знать. На рис. 5.1 приведены графики зависимости вертикальной скорости, угла наклона траектории, угла атаки, угла тангажа от скорости полёта на высоте Н = 100 м, с полётной массой m = 500 кг, при взлётном режиме работе двигателей. Вертикальная скорость Vy имеет большие значения при меньших скоростях полёта, одновременно с Vy растёт и угол атаки. Если продолжить построение графика Vy при меньших скоростях полёта V, то Vy, пройдя через максимум, начнёт уменьшаться. Но при этом соответствующие углы атаки будут иметь чрезмерно большие величины. Принимая во внимание ограничение угла атаки по условию безопасности полёта величиной 8 градусов, получим, соответствующие этому ограничению, значения: скорости полёта V =34,4 м/с, вертикальной скорости Vy = 9,2 м/с, угла наклона траектории =15,5 градуса, угла тангажа = 23,5 градуса. Реализация потребного значения угла атаки = 8 градусов обеспечивается отклонением руля высоты, согласно балансировочной характеристики (рис 5.2), на угол = 5,2 градуса. Разумеется, что при полёте на другой высоте, с другим полётным весом количественные значения V, Vy, , будут другими, но общий характер их изменения останется прежним. Максимально достижимое значение Vy при этих новых условиях полёта будет, как и прежде, определяться максимально допустимым значением угла атаки = 8 град. Угол отклонения руля высоты сохранит своё прежнее значение = 5,2 градуса (если не меняется центровка ЛА). Таким образом, получается интересный вывод и полезная рекомендация. Если производить набор высоты при не меняющемся режиме работы двигателя с постоянным балансировочным углом отклонения руля высоты, обеспечивающим полёт с максимально допустимым углом атаки, то подъём будет происходить с максимально возможной вертикальной скоростью. Величина вертикальной скорости будет меняться из-за уменьшения плотности воздуха с увеличением высоты полёта, но она всякий раз будет наибольшей в данных конкретных условиях полёта. Скорость полёта, угол наклона траектории, угол тангажа будут меняться, но, главное, скорость набора высоты будет наибольшей (Рис. 5.3)

Рис. 5.1 Режим набора высоты

Рис. 5.2 Балансировочная характеристика БЛА



Рис. 5.3 Кинематические параметры при оптимальном наборе высоты

1.6 Разработка структурной схемы САУ продольным движением БЛА на режиме взлета.

1.6.1 Структурная схема

На рис. 6.1 приведена структурная схема системы стабилизации заданного угла тангажа. Динамика привода выражается динамическим звеном второго порядка с передаточной функцией:

Щ_пр²

W_пр(S) = -------------------------- (6.1)

S² +2о_пр Щ_прS+ Щ_пр²

Рис. 6.1 Структурная схема статической системы стабилизации заданного угла тангажа

На схеме обозначено:

-возмущающий момент, приведенный к отклонению руля, где =;

- угол вертикального ветра;

- погрешность измерения угловой скорости тангажа, приведенная к входу датчика угловой скорости;

- погрешность измерения угла тангажа, приведенная к входу датчика угла тангажа,

= - передаточное число по нормальной перегрузке.

- передаточное число по угловой скорости тангажа

- коэффициент датчика линейного ускорения;

К_о - коэффициент передачи блока ОС по х;

К₁ - коэффициент передачи блока ОС по ;

К_у - коэффициент передачи усилителя сумматора сигналов;

К_пр- статический коэффициент передачи привода.

Закон формирования сигнала управления

U_упр = K_х ( - _зад) + K_щzщ_z

W_пр(s) - передаточная функция, отражающая динамику привода. Обычно эта передаточная функция представляется апериодическим звеном первого порядка

W_пр(s) ,

или колебательным звеном 2-го порядка

W_пр(s)=.



1.7 Выбор параметров и настроек передаточных чисел закона управления

Далее проводится расчет коэффициентов закона управления

1.7.1 Устойчивость системы

На рис. 3.5 приведена область устойчивости на плоскости передаточных чисел K_х, K_щz. Левой границей области устойчивости является ось 0K_щz, а справа область устойчивости ограничивается в зависимости от собственной частоты привода Щ_пр кривыми помеченными Щ_пр1, Щ_пр2, Щ_пр3. Точка a располагается тем ниже на оси K_щz, чем больше демпфирующие моменты ЛА M_z^щz, (M_z^б') а положение точки b определяется приближенно выражением:

(K_щz)_max ? Щ_пр / M_z^дb.

Таким образом, как это было показано выше, в системе стабилизации заданной нормальной перегрузки n_yзад, собственная частота привода Щ_пр существенно ограничивает величины передаточных чисел K_щz, K_х.

Рис. 3.5 Область устойчивости на плоскости



1.7.2 Качество процессов управления

Для того, чтобы динамика привода не влияла на качество переходных процессов угла тангажа , при выборе передаточных чисел K_х, K_щz , должны выполняться условия:

Щ_пр ? (5..6) Щ_б, K_щz ? (0,25..0,3) (K_щz)_max

Передаточное число K_х выбирается из условия: K_х ? (0,7..0,8)(Y_a^б),

время переходного процесса при таком выборе передаточных чисел, оцениваемое по входу в трубку ± 0,05 (?), оценивается выражением: t_р ? 3 / K_х.

Переходные процессы при этом получаются без перерегулирования.

На рис. 3.6 показаны процессы отработки заданного угла тангажа при настройках передаточных чисел K_х, K_щz, выбранных в соответствии с вышеприведёнными рекомендациями. Как видно переходные процессы удовлетворяют предъявляемым требованиям. [2]

Рис. 3.6 Переходные процессы отработки заданного угла тангажа

1.8 Имитационное моделирование разбега и взлета БЛА

Результаты аналитического расчета основных характеристик режима взлета, а также коэффициентов закона управления требуют проверки на имитационной модели САУ углом тангажа БЛА, сконструированной с использованием пакета программ Matlab Simulink. На рис. 8.1 приводится общий имитационной модели САУ углом тангажа БЛА:

Общая схема:

Рис. 8.1 Имитационная модель САУ углом тангажа

Моделирование проводилось при следующих исходных данных:

H = 0.8 м (высота центра масс БЛА над плоскостью ВПП);

х =б= 4 град; V = 0 м/сек;

Угол отклонения руля высоты в балансировочном положении и соответствует -2 град; Моделирование процесса разбега и взлета БЛА проводилось следующим образом:

Тяга берется на максимуме, далее по достижению скорости отрыва 12 м/с с помощью блока переключение выдается команда сначала на заданный угол тангажа 17 град, потом по достижении скорости полета 26 м/сек в САУ углом тангажа выдается команда заданного угла тангажа равного 20 град, а затем по достижении 27.2 град соответственно 22 град.). Тем самым обеспечен плавный выход на заданный угол тангажа, который обеспечивает максимальную скороподъемность 10 м/сек и исключает выход на критический угол атаки и потерю скорости. Это подтверждают результаты моделирования, представленные на следующих рисунках (8.4-8.9)

Модель привода:

Отклонение органов управления осуществляется с помощью электрического привода. K = 20, T = 0.05 cек, ограничение по скорости 30 град/сек, ограничение по углу отклонения руля 30 град.

Рис. 8.2 Модель электрического привода

Рассмотрим модель самолета, она представлена на рис 8.3.

Здесь располагается схема модели-самолета представленная в файле «Модель-самолет.Doc». Проанализируем графики изменения скорости (V), угла тангажа (х) и высоты (H) при моделировании разбега и взлета БЛА.

График изменения скорости имеет вид:

Рис. 8.4 График изменения скорости

Скорость в данном процессе плавно достигает максимума и выходит на установившийся режим.

График изменения высоты имеет вид:

Рис. 8.5 График изменения высоты



Высота изначально на разбеге равна 0.8 м, при достижении скорости отрыва БЛА начинает набирать высоту с вертикальной скоростью Vy = 9.2 м/сек, что соответствует расчетному значению.

График изменения угла тангажа и угла наклона траектории имеет вид:

Рис. 8.6 График изменения угла тангажа и угла наклона траектории

Выход на заданный угол тангажа осуществляется в 3 этапа, что исключает выход на критический угол атаки, который может привести к потере скорости и срыву в штопор. Проанализируем графики изменения остальных координат таких как, угол атаки (б), угловая скорость вращения корпуса самолёта (щz) и нормальна перегрузка (ny).

График изменения угла атаки имеет вид:

Рис. 8.7 График изменения угла атаки

График изменения перегрузки имеет вид:



Рис. 8.8 График изменения перегрузки

График изменения угловой скорости тангажа имеет вид:

Рис. 8.9 График изменения угловой скорости тангажа

Все процессы выполняются в пределах нормы, а соответствующие координаты приходят к установившимся значениям. Скачки наблюдаются из-за того, что мы задаем угол тангажа поэтапно.



2. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

2.1 Определение целесообразности разработки программного продукта

Целью данной дипломной работы является разработка и внедрение программы моделирования системы автоматического управления взлетом самолетного типа для беспилотного летательного аппарата (БЛА). На сегодняшний день, из всех режимов полета БЛА большой интерес вызывают собой вопросы управления автоматическим его взлетом, которая сама по себе является достаточно сложным и очень ответственным этапом полета. К настоящему моменту все известные способы посадки БЛА можно классифицировать следующим образом:

- на подготовленную площадку со специализированными устройствами механического захвата;

- на подготовленную площадку по самолетному с использованием аэродромных радиотехнических и других средств;

- на неподготовленную площадку с использованием парашюта;

- по-самолетному на неподготовленную площадку с использованием только бортового комплекса измерительно-информационной аппаратуры.

Ряд принципиальных выводов по применяемым способам беспилотной посадки позволяет сделать проведенный в процессе исследований их сравнительный анализ. Основной недостаток беспилотной самолетной посадки ЛА на основе использования аэродромных радиотехнических средств связан со сложностью подготовки соответствующей площадки со всей необходимой инфраструктурой. Автоматическая беспилотная посадка ЛА на неподготовленную площадку с использованием бортового комплекса измерительно-информационной аппаратуры является более перспективной.

Для экономической эффективности разрабатываемых алгоритмов и программного продукта (ПП) необходимо:

· определить целесообразность разработки;

· определить трудоемкость и затраты на создание ПП;

· определить показатели экономической эффективности разработки ПП.

Для того чтобы обосновать целесообразность разработки ПП, дать оценку технической прогрессивности и качеству реализации, необходимо сравнить ее с одним из существующих аналогов, который принят в качестве базового. В качестве такого аналога будем рассматривать программу, используемую в настоящее время в учебном процессе на кафедре 301.

Анализируемые функциональные характеристики представлены в таблице 3.

Таблица 3

Функциональные характеристики

Функциональные характеристики	Величина функциональных характеристик	Значимость характеристики
	аналог	новый вариант
1. Универсальность	1	4	0.4
2. Точность	1	2	0.3
3. Наглядность отображения входных данных и результатов расчета	1	3	0.2
4. Простота использования	1	4	0.1

Определим индекс технического уровня разработки по формуле:

,

где x_iН, x_iБ - уровень i-ой функциональной характеристики соответственно нового и базового ПП;

м_i - значимость i-ой функциональной характеристики;

n - количество рассматриваемых функциональных характеристик.

Значимость i-ой функциональной характеристики определяется экспертным путем, при этом учитывается условие:

.

Таким образом, индекс технического уровня равен:

Полученное значение индекса позволяет сделать вывод о том, что разрабатываемый ПП является более прогрессивным по сравнению с рассматриваемым базовым аналогом.

2.2 Определение трудоемкости и затрат на создание алгоритма и ПП

В процессе планирования разработки ПП определяется трудоемкость его создания. При традиционном программировании каждый элемент ПП содержит все этапы решения задачи, начиная с ввода исходных данных и кончая выводом результатов. Для этого случая затраты труда в чел.-час определяются по формуле:

t_ПРТ = t_О + t_И + t_А + t_К + t_ОТ + t_Д ,

где t_О - затраты труда на подготовку описания задачи;

t_И - затраты труда на изучение описания задачи;

t_А - затраты труда на разработку алгоритма решения задачи;

t_К - затраты труда на составление программы;

t_ОТ - затраты труда на отладку программы;

t_Д - затраты труда на подготовку документации по ПП.

Условное количество команд в программе определяется следующим образом:

,

где q - предполагаемое количество команд;

К_С - коэффициент сложности программ (К_С=1.25 - 2.0);

К_К - коэффициент коррекции программы при ее разработке (К_К= 0.05 - 0.1);

n - количество коррекций программы в ходе ее разработки.

Примем:

q = 1000;

K_C = 1.8;

K_K = 0.08;

n = 7.

Таким образом, условное количество команд в разрабатываемой программе:

Составляющие затрат труда рассчитываются по формулам:

;

;

;

;

,

где В - коэффициент увеличения затрат труда на изучение и постановку задачи вследствие их сложности и новизны (В = 1.2 - 3.0);

К - коэффициент квалификации разработчиков (при стаже 2-3 года К=1).

Цифры, заключенные в скобках и находящиеся в знаменателях формул, характеризуют среднюю производительность труда программистов (число команд или операторов в час).

Таким образом, составляющие трудоемкости разрабатываемого ПП (чел.-час.):

;

;

;

;

;

Значение t_O примем равным 7 чел.-час.

Тогда общие затраты труда составляют:

t_ПРТ = 7 + 49.1 + 127.6 + 187.2 + 561.6 + 301.9 = 1234.4 чел.-час.

2.3 Календарное планирование работ

Календарное планирование создания ПП производится на основе данных о трудоемкости работ по его созданию.

Производственный цикл каждого этапа определяется по формуле:

;

где Т_Э - трудоемкость этапа, чел.-час.;

t_РД - продолжительность рабочего дня, ч. (t_РД = 8ч.);

q - количество работников одновременно участвующих в

выполнении работ, чел.

Пересчет длительности производственного цикла, выраженной в человеко-часах, в календарные дни осуществляют умножением ее на коэффициент 1.4, т.е: .

Произведем расчет длительности каждого этапа:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Результаты расчета и директивный график представлены в таблице 4.

Таблица 4

Календарное планирование и директивный график

Наименование этапов	Уд. вес, %	Трудоемк. этапа, чел.-час.	Кол-во исполни-телей	Длительн. этапа, кал. дни	Календарные дни
					30	60	90	120	150	180	210	240
Подготовка описания и изучение задачи	5	56.1	1	9.8
Разработка алгоритма	10	127.6	2	11.2
Программирование	15	187.2	1	32.8
Отладка	45	561.6	1	98.3
Анализ результатов и подготовка документации	25	301.9	1	52.8
Всего	100	1234.4		204.9

2.4 Расчет заработной платы основного персонала

Заработная плата разработчиков программы рассчитывается на основе трудоемкости стадий работ. Часовые ставки определяются на основе должностных окладов разработчиков и разрядов работ (часовых тарифных ставок). Расчет заработной платы представлен в таблице 5.

Таблица 5

Расчет заработной платы основного персонала

№	Стадии (этапы)	Трудоемк. стадий, чел.-дн.	Исполнители	Дневн. ставка, р.	Сред. дневн. ставка, р.	З/п, р.	З/пс уч. премий, р.
			должность	Числ.
1	Подготовка описания и изучение задачи	7	программист	1	555	555	3885	5439
2	Разработка алгоритма	16	программист	1	555	977	15632	21885
			ведущий специалист	1	1400
3	Программирование	23	программист	1	555	555	12765	17871
4	Отладка программы	70	программист	1	555	555	38850	54390
5	Анализ результатов и подготовка документации	38	программист	1	555	555	21090	29526
	Всего	154					92222	129111

Премия составляет 40% от заработной платы. Заработная плата основного персонала рассчитана по формуле:

,

где k - количество этапов;

Т_Эi - трудоемкость i-го этапа;

- средняя часовая тарифная ставка оплаты труда работ i-го этапа.

2.5 Определение затрат на создание алгоритмов и ПП

Затраты на создание алгоритмов и ПП определяются по следующим статьям:

1. материалы;

2. специальное оборудование;

3. заработная плата основных исполнителей;

4. отчисления на единый социальный налог основных исполнителей (26.2%);

5. страховые социальные расходы на производственный травматизм исполнителей (0.2-8.0%);

6. накладные расходы;

7. прочие расходы.

2.5.1 Материалы

Затраты данного вида при разработке ПП отсутствуют.

2.5.2 Специальное оборудование

Затраты данного вида при разработке ПП отсутствуют.

2.5.3 Заработная плата основных исполнителей

Заработная плата основных исполнителей рассчитана в пункте 2.4 и, с учетом премий, составляет ЗП_П = 129111 р.

2.5.4 Отчисления на единый социальный налог основных исполнителей

р.

2.5.5 Страховые социальные расходы на производственный травматизм исполнителей

,

р.

2.5.6 Прочие расходы

,

р.

2.5.7 Сводная таблица затрат

Затраты на создание алгоритмов и ПП сведены в таблицу 6.



Таблица 6

Структура затрат на создание алгоритмов и ПП

№	Наименование элементов и статей затрат	Затраты, руб.	Удельный вес, %
1	Материалы	1403	0.3
2	Специальное оборудование	-	-
3	Заработная плата основных исполнителей	129111	29.9
4	Отчисления на единый социальный налог основных исполнителей	33827	8.9
5	Страховые социальные расходы на производственный травматизм	2582	0.6
6	Накладные расходы	258222	58.8
7	Прочие расходы	6455	1.5
	Итого:	431600	100

2.6 Расчет экономической эффективности

Использование разработанных алгоритмов и ПП в сфере авиационной промышленности приведет к повышению качества (точности и универсальности) системы посадки БЛА. Поэтому показатель годового экономического эффекта определяется по формуле:

,

где - годовые эксплуатационные затраты в информационной системе по базовому и новому варианту соответственно, руб.

Таким образом:

руб.

Для разрабатываемого ПП уровень экономической эффективности капиталовложений составляет:



,

Выводы

В данном разделе дипломной работы были произведены следующие расчеты:

1. Был рассчитан показатель технического уровня разрабатываемых алгоритмов и программных продуктов. Этот показатель получился больше единицы , что дает возможность утверждать о высоком качестве решений и полученных результатов разработанного программного продукта.

2. Новые алгоритмы в области обеспечении безопасности группового полета самолетов являются экономически выгодными. Экономический эффект разработки, определяемый как годовая экономия на текущих затратах, составляет 877500 руб./год. Эта экономия является следствием применения высокой эффективности решения задачи при использовании разработанного алгоритма.

3. Уровень экономической эффективности капиталовложений на разработку нового программного обеспечения составляет 0.243. Срок окупаемости составляет 48 месяцев. Таким образом, можно сделать вывод, что данная разработка является экономически выгодой.

Также был составлен календарный график проводимых работ в области разработки алгоритмов и ПП.



3. ОХРАНА ТРУДА И ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ

Обеспечение безопасных условий труда разработчика системы автоматического управления взлетом самолетного типа для беспилотного летательного аппарата.

Проектирование системы автоматического управления летательным аппаратом (САУ ЛА) сводится к разработке структуры и определению параметров отдельных ее подсистем. Для принятия рационального решения разработчику САУ необходим определенный объем информации, которую можно подразделить на необходимую начальную и рабочую. Под начальной (априорной) информацией понимают совокупность сведений о параметрах управляемого движения ЛА, полученных в процессе проектирования и используемых для реализации конкретного варианта САУ.

Для получения рабочей информации разработчик должен овладеть общей методикой проектирования и суметь творчески ее использовать при проектировании САУ конкретного ЛА.

С точки зрения разработчика программно-алгоритмической части САУ формально организационные этапы проектирования можно объединить в четыре группы.

1) Начальный этап проектирования. Он включает предварительный расчет САУ ЛА на основных типовых режимах полета с использованием упрощенных математических моделей объекта управления (ОУ) и идеальных моделей САУ.

2) Этап математического моделирования на ЭВМ с учетом нелинейных характеристик. На этом этапе уточняют и проверяют предварительно полученные результаты синтеза САУ ЛА с учетом теоретических и реально полученных характеристик объекта управления и САУ.

3) Полунатурное и стендовое моделирование САУ ЛА. Здесь с полным или частичным использованием реальной аппаратуры САУ так же, как и на этапе 2, уточняются структура и параметры проектируемой системы управления.

Процесс разработки ведётся в лаборатории научно-исследовательского института общей площадью 48 , высота потолка 4 м. В помещении постоянно находится 4 человека. Площадь производственного помещения на одно рабочее место составляет 12 , а объём 48 м³. Согласно СанПиН 2.2.2/2.4.1340-03 на одно рабочее место пользователей ПЭВМ с ВДТ на базе электронно-лучевой трубки требуется площадь не менее 6 и объёмом - не менее 20 м³, что соответствует фактическому значению.

Таким образом, оборудование, применяемое в процессе разработки: персональный компьютер.

Перечень производственного оборудования, находящегося в лабораторном зале:

· Системный блок Asus 50Vm 844 Intel (R) Core (TM) 2 Duo CPU 2ГГц

Габариты 39,75 Ч11,66 Ч 36,19 см; мощность источника питания: 400 Вт; оперативная память: 4 Гб; операционная система Windows XP Professional SP2;количество: 5 штук.

· Плоскопанельный ЖК Монитор Asus PG191

Габариты: 44,49 Ч46,3 Ч 24 см; количество: 5 штук.

· Источник бесперебойного питания типа APC Back UPS

Автоматический тип предохранителя; входное напряжение: 180 - 264 В; диапазон входных частот: 47 - 63 Гц; энергия скачка: 290 Дж; габариты: 28,3 Ч 9,1 Ч 16,5 cм; количество: 6 штук.

· Многофункциональное устройство HP Deskjet F4500

Среднее время работы оборудования в сутки - 12 часов.

3.1 Анализ условий труда на рабочем месте при выполнении дипломной работы

Помещение имеет естественное и искусственное освещение, соответствующее требованиям действующей нормативной документации и оборудовано защитным заземлением в соответствии с техническими требованиями по эксплуатации.

При проектировании рабочих мест операторов ПЭВМ необходимо учитывать следующие факторы производственной среды:

А) Санитарно - гигиенические факторы:

· Микроклимат рабочей зоны;

· Производственное освещение;

· Шум и вибрация;

· Электромагнитное и ионизирующее излучение;

Б) Эргономические факторы;

В) Психофизиологические факторы;

Г) Классификация помещения по электроопасности;

Д) классификация помещения по пожароопасности.

Анализ условий труда оператора по перечисленным факторам рассматривается в СанПиН 2.2.2/2.4.1340-03 «Гигиенические требования к персональным электронно-вычислительным машинам и организации работы».

a) Санитарно-гигиенические факторы:

1) микроклимат.

Микроклимат производственных помещений - это климат внутренней среды этих помещений, который определяется действующими на организм человека сочетаниями температуры, относительной влажности, скорости движения воздуха и интенсивности теплового излучения.

Параметры микроклимата должны удовлетворять значениям температуры, относительной влажности и скорости движения воздуха, приведенным в ГОСТ 12.1.005-88 ССБТ «Общие санитарно-гигиенические требования к воздуху рабочей зоны».



Таблица 3.1

Оптимальные нормы микроклимата в рабочей зоне помещений

Период года	Категория работ	Температуры, °С	Относительная влажность, %	Скорость движения воздуха, м /с
		Оптим.	Оптим.	Оптим.
Холодный (средн. сут. t < 10°С)	Легкая - Iа	22 - 24	40 - 60	0,1
Теплый (средн.сут. t > 10°С)	Легкая - Iа	22 - 24	40 - 60	0,1

Таблица 3.1

Фактические нормы микроклимата в рабочей зоне помещений

Период года	Категория работ	Температуры, °С	Относительная влажность, %	Скорость движения воздуха, м /с
		Фактич.	Фактич.	Фактич.
Холодный (средн. сут. t < 10°С)	Легкая - Iа	26-28	60	0,1
Теплый (средн.сут. t > 10°С)	Легкая - Iа	26 - 28	60	0,1

Большое влияние на микроклимат помещения, где разрабатывается алгоритм, являющийся предметом данной дипломной работы, оказывает тепловое излучение. Источниками этого теплового излучения служат ПЭВМ с периферийными устройствами, расположенные на рабочих местах, а также тепло, поступающее от рабочего персонала и от источников освещения. Тепло от этих источников приводит к тому, что температура воздуха в помещении держится на уровне 26-28°С, что, как видно из таблицы 3.1, не удовлетворяет требованиям, установленным в ГОСТ 12.1.005-88. В связи с этим, для обеспечения комфортных условий работы требуется осуществлять кондиционирование воздуха.

2) шум и вибрации

Большое влияние на деятельность оператора оказывает уровень шума. С одной стороны, это непосредственное влияние на качество восприятия информации. С другой стороны, шум косвенно влияет на работоспособность оператора, вызывая перестройку функционирования определенных физиологических систем организма.

В рассматриваемом помещении источниками шума являются системные блоки, устройства ввода - вывода информации, принтер. Уровень шума от вентилятора системного блока составляет около 15 дБА. Уровень шума в непосредственной близости от принтера во время печати составляет около 45 дБА, в режиме ожидания практически бесшумно.

Нормы шума предусматриваются ГОСТ 12.1.003. - 83, в котором определен допустимый уровень звука в помещениях конструкторских бюро, расчетчиков, программистов вычислительных машин равен 80 дБА.

Согласно ГОСТ 12.1.003-83 «Шум. Общие требования безопасности», при выполнении основной работы на мониторах и ПЭВМ в помещениях, где находятся инженерно-технические работники, осуществляющие лабораторный, аналитический или измерительный контроль, уровень шума не должен превышать 65 дБА. Рассчитаем суммарный уровень шума:

Таким образом, видно, что суммарный уровень шума на рабочем месте соответствует требованиям ГОСТ 12.1.003-83.

Источники вибрации в данном помещении отсутствуют.

3) освещение.

Результаты работы оператора ПЭВМ в большой степени зависят от освещенности рабочих мест. Характеристика зрительной работы определяется наименьшим размером объекта различения. В зависимости от размера объекта различения все виды работ, связанные со зрительным напряжением, делятся на восемь разрядов, которые в свою очередь в зависимости от фона и контраста объекта с фоном делятся на четыре подразряда. Размер объекта различения на данном рабочем месте 1мм, характеристика зрительной работы точная, контраст объекта с фоном большой, фон светлый.

На анализируемом рабочем месте применяется совмещенное освещение. Естественное осуществляется через окно в наружной стене - боковое освещение. Искусственное освещение осуществляется в виде комбинированной системы освещения, с использованием люминесцентных источников света. В соответствии с нормами СНиП 23-05-95 «Естественное и искусственное освещение. Нормы проектирования» освещение в помещении должно быть совмещенным (искусственное и естественное). При разработке алгоритма объект различения, с которым работает оператор - точка диаметром 0.4 мм (графическая информация, полученная при моделировании, средней контрастности, преимущественно на светлом фоне). Работу оператора можно отнести к III г разряду зрительных работ, точность работы высокая. В этом случае величина освещенности рабочего места оператора ПЭВМ на рабочем столе в горизонтальной плоскости от общего искусственного освещения должна составлять по СНиП 23-05-95 не менее 400 лк в системе комбинированного освещения и не менее 200 лк в системе общего освещения.

Характеристика зрительной работы	Наименьший или эквивалентный размер объекта различения, мм	Разряд зрительной работы	Подразряд зрительной работы	Контраст объекта с фоном	Характеристика фона	Искусственное освещение	Естествен. освещение	Совмещенное освещение
						Освещенность, лк	Сочетание нормируемых величин показателя ослепленности и коэффициента пульсации	КЕО, еН, %
						при системе комбиниро-ванного освещения	при системе общего освещения		при верхнем или комбинированном освещении	при боковом освещении	при верхнем или комбинированном освещении	при боковом освещении
						всего	в том числе от общего		Р	Кп, %
1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15
Высокой точности	0.4	III	г	Средний Большой	Светлый Средний	400	200	200	40	15

В рассматриваемом помещении предусмотрено совмещенное освещение (естественное и искусственное). Вид естественного освещения - боковое, обеспечивается за счет имеющегося в помещении окна, ориентированного на юго-восток и оборудованного жалюзи. Естественное освещение обеспечивает коэффициент естественного освещения (КЕО = 1,2%), соответствующий СНиП 23-05-95.

В качестве источников искусственного освещения используются люминесцентные лампы типа ЛД мощностью 20 Вт, которые попарно объединяются в светильники, расположенные над рабочими поверхностями в равномерно-прямоугольном порядке. Общее количество ламп в помещении - 36 штук.

4) электромагнитное излучение.

Основные части ПЭВМ (системный блок, различные устройства ввода/вывода), а также сетевые фильтры, источники бесперебойного питания и другое вспомогательное электрооборудование при работе формируют сложную электромагнитную обстановку на рабочем месте пользователя.

Известно, что работа в течение одного часа за экраном функционирующего компьютера любой модификации приводит к ухудшению общей энергетики биополя человека. Воздействие электромагнитных полей, превышающих естественное фоновое значение, нарушает процессы саморегуляции в организме, сбивает биоритмы человека. Большинство процессов, происходящих в человеческом организме, связано с его электрическими и магнитными полями. Каждому органу человека присущи свои электромагнитные поля, причем характеристики магнитных полей индивидуальны.

В соответствие с СанПиН 2.2.4.1191-03 «Электромагнитные поля в производственных условиях», предельно допустимый уровень напряженности электрического поля на рабочем месте в течение всей смены устанавливается равным 5 кВ/м.

Напряженность электрического поля от источника питания системного блока вычисляется по формуле:

, В/м, где

U - напряжение питания, В,

r - расстояние от системного блока до оператора ЭВМ.

Таким образом, напряженность электрического поля на рабочем месте составляет