Авиационная управляемая боевая ракета класса "воздух-поверхность" - "AGM-158 Jassm"

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.

1. Для одного и того же ЛА на разных режимах полёта динамические коэффициенты изменяются в десятки и даже (в некоторых случаях) сотни раз.

2. Как правило, определяющими режимами полёта являются режимы, характеризующиеся максимальными и минимальными значениями скоростного напора.

3. Коэффициенты a13, a44 и максимальны при максимальных значениях скоростного напора и минимальны при минимальных значениях скоростного напора.

4. 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.

5. 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° ? ?ц ?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:

Таким образом, передаточная функция свободного ЛА примет следующий вид:

,

.

Рулевой привод:

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

Рис.2. Структурная схема

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

Рис.3 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.4. ЛАЧХ системы стабилизации с параметрами kv=8, µz=0.35для 1-го режима (разомкнутая)

Построим переходной процесс и ЛАФЧХ замкнутой системы:

Рис.5 Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kv=8, µz=0.35 для 1-го режима

Рис.6. 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.7. 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.8. ЛАЧХ системы с параметрами kv=0.5, µz=0.02 для 2-го режима (разомкнутая)

Построим переходной процесс и ЛАФЧХ замкнутой системы

Рис.9. Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kv=0.5, µz=0.02 для 2-го режима

Рис.10 ЛАЧХ системы с параметрами kv=0.5, µz=0.02 для 2-го режима

3.1.2 Стабилизация высоты через контур стабилизации угла тангажа

Рис.11. Структурная схема

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

Рис.12. 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.13. 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.14 Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kн=1, kv=8, kVy=0.15, µz=0.35 для 1-го режима

Рис.15. 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.16. 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.17. 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.18. Переходной процесс системы стабилизации с параметрами kн=0.11, kv=0.8, kVy=0.011, µz=0.02 для 2-го режима

Рис.19 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.

Рис.20 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.21. ЛАЧХ РП (разомкнутой системы)

Из рисунка 21 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.22. Переходной процесс РП

Время переходного процесса составляет 0.035 с.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику РП:

Рис.23. 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.24. 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.25. ЛАЧХ РП (разомкнутой системы)

Из рисунка 25 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.26. Переходной процесс РП

Время переходного процесса составляет 0.029 с.

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику РП

Рис.27. ЛАЧХ РП

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

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

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику

Рис.29. ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 29 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.30. Переходной процесс ССт с РП (у=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.31. 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.32. Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику

Рис.33. ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 33 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.34. Переходной процесс ССт с РП (у=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.35. 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.36. Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 1-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику

Рис.37 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 37 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.38. Переходной процесс ССт с РП (у=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.39. 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.40 Структурная схема системы стабилизации угла тангажа с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику

Рис.41 ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 41 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.42. Переходной процесс ССт с РП (у=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.43.ЛАЧХ 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.44. Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 1-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику

Рис.45.ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 45 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.46.Переходной процесс ССт с РП (у=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.47 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.48. Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику

Рис.49. ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 49 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.50. Переходной процесс ССт с РП (у=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.51. 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.52.Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 1-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.53. ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 1-го режима

Из рисунка 53 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.54. Переходной процесс ССт с РП (у=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.55. 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.56. Структурная схема системы стабилизации высоты с РП для 2-го режима

Постоим логарифмическую амплитудно-частотную характеристику:

Рис.57. ЛАЧХ ССт с РП (разомкнутой системы) для 2-го режима

Из рисунка 57 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.58. Переходной процесс ССт с РП (у=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.59. 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

Рис.60 Общий вид двигателя в разрезе

Основные параметры:

Геометрические размеры Parker 089300-4Y

Рис.61 Статор

Рис.62 Ротор

Механическая характеристика двигателя Parker 089300-4Y и рабочая точка приведены на рисунке 63.

Рис.63. 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:

Габаритно-установочные и присоединительные размеры индукционного датчика угла ДУ-50-25 приведены на рисунке 64.

Рис.64. Габаритно-установочные и присоединительные размеры индукционного датчика угла ДУ-50-25.

Требования к посадочным местам индукционного датчика угла ДУ-50-25 приведены на рисунке 65.

Рис.65. 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:

1. M=800 Н*м

2. q=150

Конструктивная схема волновой передачи приведена на рисунке 66.

Рис.66. Конструктивная схема волновой передачи: 1. 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:

- 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. 67. 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.

4.2 Программа испытаний

При испытаниях электромеханического рулевого привода проводится:

1) отладка рулевого привода;

2) проверка его функционирования;