Co to jest amortyzator odchylenia w prostych słowach i otrzymałem najlepszą odpowiedź

Odpowiedz od Aleksandra Kajmanowa[guru]
Tłumik drgań jest elementem systemu sterowania samolot. Tłumiki drgań są zaprojektowane tak, aby blokować drgania samolotu wokół trzech głównych osi i poprawiać stabilność i charakterystykę sterowania podczas pilotowania samolotu we wszystkich trybach lotu.
Stosowanie amortyzatorów w nowoczesnych samolotach spowodowane jest pogorszeniem ich stabilności aerodynamicznej ze względu na małą powierzchnię ogona, związaną ze wzrostem wysokości i prędkości lotu.
Blayaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaaa Wydajesz się być przyszłym pilotem !
W tej chwili wzniosę toast:
Wysoko, wysoko w szarych kaukaskich górach stary pasterz pasł stado owiec. Wysoko na błękitnym niebie szybował orzeł. Zobaczył owcę, złożył skrzydła i upadł jak kamień na największego barana, złapał go i odleciał. Stary pasterz wziął broń, wycelował, wystrzelił i.... Orzeł spadł na dno najgłębszego wąwozu, a baran... poleciał dalej.
Wypijmy więc fakt, że orły nigdy nie spadają, a barany nigdy nie latają!
Naucz się materiału i bądź ostrożny: w niebie zawsze jest popieprzone.
Kolega jest zdenerwowany twoją wiedzą....

Odpowiedz od Murzik99rus[guru]
środek uspokajający.

Odpowiedz od 3 odpowiedzi[guru]

Witam! Oto wybór tematów z odpowiedziami na Twoje pytanie: Czym jest amortyzator odchylenia w prostych słowach

Jak pokazano na rysunku, przesuwanie zmienia efektywne przechylenie półskrzydeł skośnego skrzydła. Jeśli skrzydło wytwarza siłę nośną, tworzy się półskrzydło o niższym efektywnym wymiataniu Wielka siła niż przeciwne półskrzydło. To da stabilizujący moment przechyłu. W ten sposób, Skośne skrzydło zwiększa stabilność boczną samolotu.(Zagięte skrzydło do tyłu zmniejsza stabilność boczną).

Samoloty ze skośnymi skrzydłami potrzebują mniejszego skrzydła poprzecznego V niż samoloty z prostymi skrzydłami.

Kil tworzy mały moment rolki stabilizującej podczas przesuwania. Ponieważ punkt przyłożenia siły bocznej stępki znajduje się powyżej środka ciężkości, siła boczna stępki, zapewniająca stabilność kierunkową, również odgrywa niewielka rola w stateczności bocznej samolotu,.
grzbiet brzuszny znajduje się poniżej środka ciężkości i dlatego ma negatywny wpływ na stabilność boczną.

Ogólnie stabilność boczna nie powinna być zbyt duża. Nadmierna reakcja przechyłu samolotu na poślizg może skutkować drganiami pochylenia holenderskiego lub wymagać, aby system kontroli bocznej samolotu był bardzo wydajny podczas startów i lądowań przy bocznym wietrze.

Jeżeli samolot wykazuje zadowalającą stateczność boczną w locie przelotowym, to podczas startu i lądowania występują niewielkie odchylenia od normy. Ponieważ wpływ klap i ciągu silnika jest destabilizujący, możliwe jest zmniejszenie stabilności z powodu ich wpływu.

Wpływ ciągu silnika w samolotach odrzutowych jest niewielki, ale istotny w samolotach z napędem śmigłowym.

Mocne nadmuchiwanie wewnętrznych sekcji skrzydła przy niskich prędkościach lotu sprawia, że ​​są one znacznie wydajniejsze niż sekcje zewnętrzne, co zmniejsza stabilność boczną.

Połączenie efektu klap i nadmuchu śmigła może prowadzić do znacznego zmniejszenia stateczności bocznej w trybach startu i lądowania samolotów z napędem śmigłowym.

Problemy wynikające z nadmiernej odporności są znaczące i trudne do rozwiązania.

Pilot odczuwa stabilność boczną poprzez niezbędne wychylenie kierownicy (drążka sterowego) w celu utrzymania danego przechyłu w przypadku poślizgu samolotu (podmuch boczny, ugięcie pedału, asymetryczny ciąg silnika itp.). W przypadku stabilności bocznej pilot będzie zmuszony do wychylenia kierownicy w kierunku powstałego poślizgu (strona przeciwna do wychylonego pedału).
Wniosek: Projektant staje przed dylematem. Aby zwiększyć prędkość lotu, na samolocie zainstalowano skośne skrzydło, co zwiększa jego stabilność boczną. Aby go zmniejszyć, zmniejsz poprzeczne V skrzydła. Z górnym skrzydłem na kadłubie istnieje dodatkowy efekt, który zwiększa stabilność boczną. Aby temu zaradzić, stosuje się ujemne skrzydło V.
Dynamiczna interakcja ruchu torowego i poprzecznego.
W poprzednim przeglądzie reakcja samolotu na kołysanie i zbaczanie rozpatrywana była oddzielnie, w celu szczegółowej analizy.
W rzeczywistości oba te momenty występują jednocześnie: moment przechylający z bocznej stateczności statycznej i moment odchylający z kierunkowej stateczności statycznej.
Niestabilność spiralna.
Samolot wykazuje niestabilność śrubową, jeśli jego stabilność kierunkowa jest bardzo wysoka w porównaniu do stabilności bocznej.
Niestabilność spiralna objawia się płynnie. Samolot pod wpływem zakłócenia zaczyna stopniowo zwiększać przechylenie, które może stopniowo przekształcić się w stromą spiralę w dół.

Przyczyną występowania niestabilności śrubowej jest to, że samolot szybko eliminuje powstały poślizg, podczas gdy słaba stabilność boczna nie ma czasu na usunięcie przechyłu. W tym przypadku momentowi stateczności bocznej przeciwdziała moment przechyłu śrubowego, który występuje, gdy samolot obraca się wokół normalnej osi. Załóżmy, że po prawej stronie jest poślizg. Stabilność kierunkowa zaczyna skręcać nos samolotu w prawo. W tym przypadku lewe skrzydło porusza się po większym promieniu, jego siła nośna wzrasta i ma tendencję do toczenia samolotu w prawo - w przeciwieństwie do momentu stabilności bocznej.

Tempo rozwoju kołysania podczas niestabilności śrubowej jest zwykle słabe, co nie stwarza trudności pilotowi w sterowaniu samolotem.
„Holenderski krok”.
Holenderskie oscylacje skoku występują, gdy stabilność boczna samolotu jest większa niż jego stabilność kierunkowa.
Są to spontanicznie pojawiające się niepożądane drgania spowodowane interakcją toru i kanału poprzecznego.
Kiedy samolot ma poślizg, moment przechyłu powoduje energiczne przechylenie przeciw poślizgowi. Na wznoszącej się półskrzydle siła nośna i opór indukcyjny są większe niż na półskrzydłowej zstępującej. Tworzy to moment odchylający, aby zmniejszyć kąt poślizgu, ale z powodu bezwładności samolot przekracza wartość zerową i po drugiej stronie występuje poślizg. Następnie proces powtarza się po drugiej stronie.
Aby wyeliminować pochylenie holenderskie, samoloty są wyposażone w amortyzatory odchylenia, które sztucznie zwiększają stabilność kierunkową poprzez wychylenie steru, aby przeciwdziałać wynikającemu z tego współczynnikowi odchylenia.
Jeśli amortyzator odchylenia ulegnie awarii podczas lotu, zaleca się wyeliminowanie powstałych oscylacji za pomocą bocznego sterowania samolotu. Ponieważ przy użyciu steru opóźnienie w reakcji samolotu jest takie, że pilot może wymachiwać samolotem (PIO). W takim przypadku „krok holenderski” może szybko doprowadzić do rozbieżnych oscylacji i utraty kontroli nad samolotem.
„Podziałka holenderska” jest niepożądana, a niestabilność śrubowa jest akceptowalna, jeśli szybkość przechyłu jest niska. Dlatego stopień stabilności bocznej nie powinien być duży.
Jeżeli stopień stabilności kierunkowej statku powietrznego jest wystarczający, aby zapobiec „krokowi holenderskiemu”, to automatycznie wystarcza, aby zapobiec kierunkowej niestabilności aperiodycznej (ciągły wzrost kąta poślizgu). Ponieważ najlepsze właściwości lotne wykazują samoloty o wysokim stopniu stateczności kierunkowej i minimalnym wymaganym stopniu stateczności bocznej, większość samolotów ma niewielką niestabilność śrubową. Jak już wspomniano, słaba niestabilność spiralna nie ma większego znaczenia dla pilotów i jest znacznie bardziej preferowana niż „krok holenderski”.
Skośne skrzydło znacząco wpływa na stabilność boczną. Ponieważ stopień tego wpływu zależy od C y, charakterystyka dynamiczna samolotu może się różnić w zależności od prędkości lotu. Przy dużych prędkościach (małe C y) stabilność boczna jest niska, a samolot ma niestabilność śrubową. Przy niskich prędkościach zwiększa się stabilność boczna i wzrasta tendencja do oscylacji „holenderskiego kroku”.
Huśtawka pilota (PIO).
Pewne niepożądane wibracje samolotu mogą być spowodowane niezamierzonymi ruchami elementów sterujących samolotu. Oscylacje mogą występować wokół dowolnej osi, ale najbardziej niebezpieczne są krótkookresowe oscylacje podłużne. Z powodu opóźnienia informacja zwrotna, system pilota/system sterowania/samolot mogą generować wibracje prowadzące do awarii konstrukcji i utraty kontroli.
Gdy czas reakcji pilota i opóźnienie systemu sterowania pokrywają się z naturalnym okresem oscylacji statku powietrznego, niezamierzone reakcje pilota mogą prowadzić do gwałtownego wzrostu amplitudy oscylacji. Ponieważ te oscylacje mają stosunkowo dużą częstotliwość, amplituda może osiągnąć niebezpieczne wartości w bardzo krótkim czasie.
Po wejściu w ten tryb lotu najskuteczniejszym działaniem jest zwolnienie sterów. Każda próba zatrzymania oscylacji na siłę będzie tylko kontynuować wzbudzanie i zwiększać jego wielkość. Zwolnienie elementów sterujących eliminuje przyczynę drgań wzbudzających i pozwala samolotowi wyjść z tego trybu ze względu na własną stabilność dynamiczną.
Latanie na wysokich numerach M.
Zwykle lot z wysokimi numerami M występuje na dużej wysokości. Rozważ wpływ dużej wysokości na zachowanie samolotu. Tłumienie aerodynamiczne objawia się pojawieniem się momentów sił uniemożliwiających obrót samolotu wokół jego trzech osi. Powodem pojawienia się tych momentów jest zmiana kątów opływu skrzydła, stabilizatora i stępki podczas obrotu samolotu.

Im większa prędkość rzeczywista samolotu, tym mniejsze zmiany kątów przepływu przy danej prędkości kątowej obrotu, a tym samym mniejsze tłumienie. Wielkość redukcji tłumienia jest proporcjonalna do pierwiastka kwadratowego względnej gęstości powietrza. Wskazane prędkości naziemne (EAS) i rzeczywiste (TAS) są w tej samej proporcji. Na przykład w standardowej atmosferze na wysokości 40 000 stóp tłumienie będzie o połowę mniejsze niż na poziomie morza.

• 
  przemieszczenie środka nacisku do tyłu skrzydła, oraz
• 
  zmniejszenie skosu przepływu za skrzydłem.

Zwiększając liczbę M, to urządzenie może:

• 
  odchyl windę w górę;
• 
  przesuń odchylany palec stabilizatora w dół lub
• 
  przesunąć środek ciężkości samolotu, pompując paliwo do tylnego zbiornika.

Wybór metody zależy od producenta samolotu. Ten system reguluje siły w podłużnym kanale sterowania i działa tylko przy dużych wartościach M.

Chociaż samolot jest mniej stabilny, gdy jest wyśrodkowany za rufą, jego osiągi w locie są lepsze dzięki zmniejszeniu siły skierowanej w dół na stabilizator (utrata równowagi). Taki samolot ma nieco niższą prędkość przeciągnięcia, mniejszy opór i wyższą prędkość przelotową na tym samym trybie silnika.

• 
  zmniejsza zwrotność i sterowność oraz
• 
  zwiększa wysiłek na kierownicy (rączka sterownicza, pedały).

Większość samolotów ma dodatnie skrzydło V. Oznacza to, że końcówki skrzydeł są wyższe niż kolba skrzydła. Jeśli podczas lotu nastąpi przechylenie w lewo, wówczas pod działaniem bocznej składowej grawitacji samolot zacznie ślizgać się w lewo. Lokalny kąt natarcia lewego skrzydła zwiększy się, a prawego skrzydła zmniejszy. Stworzy to moment, w którym samolot wywróci się z toczenia.

Skośne skrzydło zapewnia więcej kryt. M, a ponadto zapewnia stabilność boczną samolotu. W tym przypadku jest to produkt uboczny. Samoloty ze skośnymi skrzydłami mają mniejsze dodatnie skrzydło V niż samoloty z prostymi skrzydłami.

Skrzydło nad głową zwiększa również stabilność boczną, więc wysokie skrzydła nie wymagają skrzydła dodatniego V, ale często działają odwrotnie, skrzydła ujemnego V.

Nadmierna poprzeczna stateczność statyczna prowadzi do niestabilności dynamicznej – oscylacji typu „schodka holenderskiego”.
Statyczna stateczność kierunkowa (łopatka) to tendencja samolotu do skręcania nosa w kierunku nadlatującego strumienia (w płaszczyźnie skrzydeł). Świadczy o tym fakt, że boczna powierzchnia samolotu (w tym stępka) za środkiem ciężkości jest większa niż powierzchnia przed środkiem ciężkości.

Skośne skrzydło zwiększa również stabilność kierunkową.

Nadmierna statyczna stabilność kierunkowa prowadzi do niestabilności dynamicznej – tendencji samolotu do niestabilności spiralnej.
Interakcja stateczności bocznej i kierunkowej. Kiedy samolot się toczy, zaczyna ślizgać się na opuszczonej półskrzydle. Stabilność kierunkowa stwarza moment na cofnięcie poślizgu (obrócenie dziobu w kierunku opuszczonego półskrzydła), a stateczność poprzeczna stwarza moment na cofnięcie przechyłu.

Jeśli stabilność kierunkowa jest silna, a stabilność boczna słaba, samolot zacznie obracać się wokół normalnej osi z powolną tendencją do zmniejszania przechyłu. Półskrzydło o większym promieniu będzie krążyć z większą prędkością, co stwarza moment na zwiększenie przechyłu. Ten moment nazywa się momentem toczenia śrubowego. Jeśli przekroczy moment stabilności bocznej, rolka będzie stale rosnąć, a ponieważ składowa pionowa siła podnoszenia stanie się mniej wagi, wtedy samolot wejdzie w spiralę w dół.

Jeśli stabilność boczna jest silna, a stabilność kierunkowa słaba, samolot będzie miał tendencję do oscylowania jak „krok holenderski”.
System zapewniający stabilność prędkości przy dużych ilościach M (trym Macha) utrzymuje dany gradient wysiłków w prędkości. System reguluje obciążenie kierownicy (drążka sterującego) i działa tylko przy dużych numerach M.

„AUTOMATYCZNA KONTROLA LOTÓW STATKÓW POWIETRZNYCH Zatwierdzona przez Departament Transportu Lotniczego Ministerstwa Transportu Rosji 8 jako podręcznik dla studentów uniwersytetów lotnictwa cywilnego ...”

-- [ Strona 6 ] --

Reakcja samolotu na skokową odchyłkę sterów w ruchu wzdłużnym krótkookresowym została omówiona w rozdziale 3.3.2. Zobaczmy, jak zmieni się ta reakcja, jeśli w okablowaniu sterującym samolotu zostanie włączony tłumik skoku. Manewr samolotu w płaszczyźnie podłużnej realizowany jest poprzez energiczne ugięcie kolumny steru o wartość Dxv, podczas gdy prawo zmian Dg = kw. w Dx in jest bliski stopniowemu, tj. Ax in (1) \u003d 1 (I) Dxv i Ax in (p) \u003d Ax in.

Rozważ reakcję statku powietrznego z tłumikiem skoku na skokowe odchylenie kolumny sterowania przez pilota. Na etapie ruchu krótkookresowego powstaną nowe wartości prędkości kątowej pochylenia, kąta natarcia i normalnej siły g:

(Dco2)ust \u003d Ht (pDxv (p) ^ (p)) \u003d p-O

–  –  –

0. (6.49) Wyznaczmy macierz funkcji przejścia układu zamkniętego „tłumik skoku samolotu” w aspekcie parametrów ruchu wzdłużnego krótkookresowego na zaburzenia zewnętrzne

–  –  –

gdzie macierz przejścia jest zdefiniowana przez wyrażenie (6.23).

6.2. AUTOMATYCZNE TŁUMIENIE DRGAŃ

ROLKĄ

Amortyzator przechyłu (DK) to automatyczne narzędzie sterujące, które zapewnia tłumienie drgań przechyłu samolotu na wszystkich etapach lotu poprzez odchylanie lotek, gdy występuje prędkość kątowa przechyłu.

Najprostszy amortyzator przechyłu realizuje następujące prawo sterowania lotkami:

K5?”-kWhoh; (6,51);

gdzie D5" jest automatycznym odchyleniem lotek przez tłumik przechyłu od położenia wyważenia; ksh jest współczynnikiem przenoszenia dla prędkości kątowej przechyłu, pokazującym jak daleko powinny odchylać się lotki, gdy prędkość kątowa przechyłu zmienia się o G/s (1 rad / s).

Innymi słowy, ugięcie lotek przez amortyzator przechyłu jest proporcjonalne do szybkości przechyłu.

Amortyzatory przechyłu są stosowane w samolotach z systemem sterowania lotkami typu booster lub fly-by-wire. Ich zespoły sterujące są włączone w okablowanie sterujące w schemacie sekwencyjnym, wówczas suma odchylenia lotek od położenia wyważenia A8E jest równa sumie odchylenia ręcznego lotek przez pilota za pomocą kierownicy D8* i automatycznej odchylenie przez amortyzator rolkowy:

D5E = D5? + dB "". (6.52) Schemat działania analogowego tłumika przechyłu jest podobny do tłumika przechyłu (rys. 6.6). Wychylenie lotek A8^ jest tworzone przez pilota poprzez poruszanie kołem sterowym (BSh) za pomocą ilość Ax, od pozycji trymera Za pomocą wahacza różnicowego następuje sumowanie tego sygnału z sygnałem sterującym amortyzatora przechyłu D8^ k. Wychylenie lotek tworzy napęd steru lotek RP8E.

Działanie amortyzatora przechyłu jest podobne do działania amortyzatora przechyłu, z tą różnicą, że w momencie wystąpienia prędkości kątowej przechyłu o czujnik CRS generuje sygnał elektryczny i, proporcjonalny do tej prędkości.

Kalkulator B generuje sygnał sterujący u zgodnie z prawem sterowania (6.47). Serwo zamienia ten sygnał na ruch steru lotek A8*".

Wpływ amortyzatorów rolkowych na stateczność poprzeczną i sterowność.

Pokażmy, że za pomocą amortyzatora przechyłu poprawia się stopień poprzecznej stateczności statycznej samolotu m ™. Gdy lotki są odchylane przez amortyzator, pojawia się przyrost współczynnika momentu przechyłu

–  –  –

Rys. 6.6. Schemat działania analogowego amortyzatora rolkowego. 6.7. Procesy nieustalone w obrysie prędkości kątowej przechyłu i kąta przechyłu podczas odchylania lotek przez pilota:

samolot wolny; b-gdy amortyzator przechyłu jest włączony Zadbajmy o to, aby za pomocą amortyzatora przechyłu poprawiła się dynamiczna stabilność ruchu bocznego.

Na ryc. W 6.7 pokazano procesy przejściowe wynikające ze skokowego odchylania lotek przez pilota pod kątem D5*. Amortyzator rolki zmniejsza stałą czasową prędkości kątowej rolki T™ T Yux. Jednakże, ponieważ wychylenie lotek przez tłumik A5” jest odejmowane od wychylenia lotek przez pilota Lb, całkowite wychylenie lotek A5E staje się mniejsze. Prowadzi to do zmniejszenia wartości ustalonej wartości kąt przechyłu (co? k) Zestaw w porównaniu ze sterowaniem bez amortyzatora, tj. zmniejszona jest skuteczność sterowania lotkami ze steru. Jest to główna wada amortyzatora przechyłu.

Sterowanie lotkami proporcjonalnie do przyspieszenia kątowego rolki obx w amortyzatorach rolki nie uzyskało rozkładu. Wynika to z faktu, że taki amortyzator rolkowy zwiększając skuteczność sterowania poprzecznego zmniejsza tłumienie drgań bocznych.

6.2.2. Symulacja tłumienia toczenia

–  –  –

Podstawiamy równania wyjściowe (6.64) i wejściowe (6.65) oraz prawa sterowania (6.66) i (6.67) do równania stanu (6.63) i przeprowadzamy transformację Laplace'a w zerowych warunkach początkowych:

(p! - A^ - B?6 B6D|)V66(p) = B^ B?6 AX E (p). (6.69) Wyznaczmy wektor funkcji przenoszenia układu „amortyzator przechyłu samolotu” w szybkim ruchu poprzecznym samolotu w zakresie prędkości kątowej i kąta przechyłu dla odchylenia jarzma przez pilota przy włączonym amortyzatorze przechyłu na

–  –  –

(6.72) Macierz stanów przejściowych (6.73) Wyznacznik macierzy

–  –  –

Amortyzator przechyłu zmniejsza zatem stałą czasową dla prędkości kątowej przechyłu Tm Tsh, ale jednocześnie współczynnik 8DK i wzmocnienie 1. „1s.sh3. Rys. 6.8 przedstawia schemat blokowy układu zamkniętego „samolot – amortyzator przechyłu” Składając ten wykres, możemy otrzymać transmitancję (6.76) Analiza tych transmitancji pokazuje, że amortyzator walcowy z prawem sterowania (6.51) nie wpływa na ich strukturę, a jedynie zmienia charakterystyki ogniw generujących.

Manewr samolotu w płaszczyźnie bocznej realizowany jest poprzez energiczne wychylenie przez pilota kierownicy o wartość Axe. Jednocześnie prawo zmiany A53 = k she Ax e jest zbliżone do krokowego, tj. Ahe(1) = 1 (1)Ahe i Axe (r) = = Axe e /r. Na etapie szybkiego ruchu poprzecznego rolki utworzy się nowa ustalona wartość prędkości kątowej rolki

–  –  –

Ryż. 6.8. Schemat strukturalny układu zamkniętego „amortyzator przechyłu samolotu”

Przejdźmy od obrazu Acox(p) do oryginału:

Z warunku e „7” = 0,05 wyznacza się czas procesu przejściowego 1yk, po którym różnica prędkości kątowej toczenia od wartości ustalonej będzie równa 5%. Stąd 1K - -1n0,05T^^3T^. Zatem włączenie amortyzatora przechyłu w okablowaniu sterowania lotkami prowadzi do skrócenia czasu przejściowego, jednak zmniejszy skuteczność sterowania bocznego.

6.3. AUTOMATYCZNE TŁUMIENIE DRGAŃ

ODCHYLENIE

–  –  –

Ryż. 6.9. Schemat funkcjonalny analogowego amortyzatora odchylenia Osiągi samolotu są niezadowalające. Siłowniki jednostek serwomechanizmu amortyzatora odchylenia są włączane do mechanicznego okablowania sterującego w sposób sekwencyjny. Zatem całkowite odchylenie steru od pozycji trymu A8 H jest równe sumie ręcznego odchylenia steru przez pilota za pomocą pedałów

A5 P i automatyczne wychylenie steru przez amortyzator odchylenia:

A5 „ \u003d A5 p + A62 p. (6.84) Schemat funkcjonalny analogowego amortyzatora odchylenia jest podobny do schematów funkcjonalnych amortyzatorów skoku i przechyłu (rys. 6.9). Odchylenie P steru kierunku D8 jest tworzone przez pilota poprzez przesunięcie pedałów P o wielkość Ax n od pozycji balansowania. Za pomocą wahacza różnicowego sygnał ten jest sumowany z sygnałem sterującym amortyzatora odchylenia L5 * str. Siłownik steru steru RPJA generuje wychylenie steru.

Ryż. 6.10. Stany nieustalone w pętli prędkości zbaczania, gdy pilot odchyla ster:

samolot wolny; b - gdy tłumik odchylenia jest włączony.W przypadku wystąpienia prędkości kątowej odchylenia czujnik CRS generuje sygnał elektryczny i w proporcjonalny do tej prędkości. Kalkulator B generuje sygnał sterujący i zgodnie z prawem sterowania (6.83) na wejście sumatora C serwa steru C/75H.

Serwo zamienia ten sygnał na ruch drążka sterowego A82 R.

Wpływ amortyzatorów odchylenia na stabilność kierunkową i sterowność.

Pokażmy, że za pomocą amortyzatora odchylenia stopień kierunkowości t

–  –  –

|(moje "G||t^|, (6-88)), czyli stopień kierunkowej stateczności statycznej samolotu z tłumikiem odchylania jest wyższy niż stopień jego własnej kierunkowej stateczności statycznej samolotu.

Pokażmy, że amortyzator odchylenia poprawia stabilność dynamiczną ruchu bocznego. Na ryc. 6.10,a przedstawia procesy przejściowe zachodzące w wyniku skokowego odchylenia steru przez pilota o kąt A5Ts. Jak widać z wykresów na ryc. 6.10, b tłumik odchylenia redukuje drgania stanów nieustalonych w zakresie prędkości kątowej i kąta odchylenia - skraca się okres drgań krótkookresowych i czas tłumienia. Ponieważ wychylenie steru amortyzatora D8^p jest odejmowane od wychylenia steru pilota A8 P, całkowite wychylenie steru A5 H staje się mniejsze. Prowadzi to do zmniejszenia ustalonej wartości prędkości kątowej odchylenia w stosunku do sterowania bez amortyzatora, tj. zmniejsza się skuteczność sterowania sterem za pomocą pedałów.

Cechy praw sterowania amortyzatorami odchylenia. Odmiany amortyzatorów odchylenia to amortyzatory, które realizują następujące prawa sterowania:

A5^ = Qiu y = k y y pco y, (6.89)

–  –  –

RYŻ. 6.11. Schemat strukturalny amortyzatora odchylającego ABSU-154 W prawie sterowania (6,89) parametrem sterowania jest przyspieszenie kątowe odchylenia yy, uzyskane przez różniczkowanie sygnału yy w CRS. Filtr izodromiczny T L p / (T up + 1) prawa sterowania (6.90) jest zaimplementowany w kalkulatorze bloku „tłumika”, na przykład za pomocą łańcucha KS.

Prawa sterowania amortyzatorem odchylenia (6.89) i (6.90) pozwalają zredukować niekorzystny wpływ amortyzatora odchylenia na sterowność kierunkową. Osiąga się to poprzez przywrócenie drążka układu kierowniczego do pozycji neutralnej, gdy bu = 0, tj. DsTs P = 0 przy ko-rdzy = const1.

Dlatego opór amortyzatora wobec pilota zatrzymuje się, a tempo ruchu pedałów w celu wytworzenia prędkości kątowej nie ulega zmianie. W tym przypadku oczywiście pogarszają się właściwości stabilności.

Oprócz zmniejszenia niekorzystnego wpływu na sterowność kierunkową, amortyzatory odchylenia z prawem sterowania (6.89) i (6.90) eliminują negatywne konsekwencje zależności między ruchami odchylenia i kołysania. Tak więc w równomiernym skręcie z kołysaniem amortyzator odchylenia z prawem sterowania (6.83) przeciwdziała skręceniu poprzez wychylenie steru przy wystąpieniu prędkości kątowej o y. Stałe filtrowanie

Ryż. 6.12. Schemat konstrukcyjny amortyzatora odchylenia ASUU-86

składowa tej prędkości według praw sterowania (6.89) i (6.90) pozwala na utrzymywanie steru w pozycji neutralnej podczas wykonywania skrętu i reagowanie tylko na oscylacje ruchu kątowego względem stałej składowej prędkości skrętu.

Dla dodatkowego tłumienia samolotu podczas podejścia do lądowania, gdy prędkość samolotu jest mała, a sprawność steru maleje, prawo sterowania (6.52) zawiera dodatkowy sygnał tłumienia proporcjonalny do prędkości kątowej odchylenia (6.91) podejścia (ARQ) oraz 0 we wszystkich innych trybach.

Schemat blokowy amortyzatora odchylenia, który realizuje prawo sterowania (6.91), pokazano na rys.1. 6.11. W ten sposób drgania odchylenia są tłumione za pomocą układu ABSU-154.

Przy niskich prędkościach lotu, dodatkowe tłumienie samolotu w zakresie odchylenia jest wymagane, gdy samolot wchodzi w kołysanie i gdy lotki są odchylane. Wówczas prawo sterowania (6.90) zawiera dodatkowe sygnały proporcjonalne do kąta przechyłu i kąta wychylenia lotek, przepuszczone przez filtry izodromiczne o stałych czasowych T^ i T^:

–  –  –

gdzie P,ak przyjmuje wartość równą 1, gdy klapki są wysunięte pod kątem 30° i 0, gdy klapki są schowane.

Żyroskop pionowy GW służy jako czujnik sygnału proporcjonalnego do kąta przechylenia. Czujnik sygnału proporcjonalnego do kąta wychylenia lotek jest czujnikiem sprzężenia zwrotnego maszyny sterowej autopilota. Czujnik wysuwania klapy to wyłącznik krańcowy KV8YK.

Schemat blokowy amortyzatora odchylającego, który realizuje prawo sterowania (6.92), pokazano na rys.1. 6.12. W ten sposób oscylacje odchylenia są tłumione za pomocą systemu ASSU-86.

Główną cechą stateczności bocznej statku powietrznego jest stopień kierunkowej stateczności statycznej względem kąta poślizgu tg. Aby go zwiększyć i wytłumić drgania boczne samolotu w tłumiku odchylenia konieczne jest zastosowanie sygnału proporcjonalnego do prędkości kątowej poślizgu p\ Jednak stworzenie czujników takiego sygnału jest utrudnione, stąd następująca uproszczona zależność stosuje się prędkość kątową poślizgu $ na prędkości kątowe odchylenia i kołysania w locie poziomym przy stałym kącie natarcia i 0:

–  –  –

Ryż. 6.13. Schemat konstrukcyjny amortyzatora odchylającego DR-62 Dlatego dla skutecznego wytłumienia drgań samolotu wzdłuż kąta poślizgu konieczne jest wprowadzenie do amortyzatora, oprócz sygnału proporcjonalnego do prędkości kątowej odchylenia, sygnału proporcjonalnego do przechyłu prędkość kątowa. Wówczas prawo kontrolne przyjmuje następującą postać:

(6.94) gdzie ^^ = Tak więc analiza jednego z najprostszych sposobów automatyzacji ruchu bocznego statku powietrznego wskazuje na konieczność uwzględnienia interakcji ruchów zbaczania i kołysania.

Ponieważ sygnały o ACS proporcjonalne do prędkości kątowych zawierają zakłócenia, do ich filtrowania stosuje się filtr aperiodyczny o stałej czasowej Tf = 0,1 -=- 0,2 s.

Prawo sterowania ma postać + (6,95) ТШ„Р + 1 Współczynnik przenoszenia 1ssh jest korygowany w zależności od położenia klap (przyjmuje większą wartość, gdy klapki są wysunięte i maleje, gdy są schowane).

Schemat blokowy amortyzatora odchylenia, który realizuje prawo sterowania (6.95), pokazano na ryc. 6.13. W ten sposób drgania odchylenia są tłumione za pomocą tłumika odchylenia DR-62.

6.3.2. Symulacja tłumienia odchylenia

Rozważ model szybkiego ruchu bocznego „czystego zbaczania”

w zależności od prędkości zbaczania i kąta poślizgu (4.23) w obecności kontroli pilota na pedałach i dołączonego amortyzatora zbaczania. Model zawiera równanie stanu, równania wyjścia i wejścia, prawo sterowania obwodem ręcznym steru i prawo sterowania obwodem ręcznym oraz prawo sterowania amortyzatorem odchylenia:

X 66 (1) \u003d A d d X d ^ T) + B ^ C ^, (6,96)

–  –  –

Na ryc. 6.14 przedstawia schemat blokowy systemu zamkniętego „tłumik odchylenia samolotu”. Składając ten obwód, można uzyskać funkcję przenoszenia (6.112).

Tym samym amortyzator odchylenia z prawem sterowania (6.83) nie wpływa na postać transmitancji, ale zmienia charakterystykę tworzących je ogniw. Analiza wyrażeń (6.114)-(6.118) pokazuje, że tłumik odchylenia ma pozytywny wpływ na charakterystykę ogniwa oscylacyjnego transmitancji. Zmniejsza się stała czasowa Tp p, wzrasta częstotliwość drgań własnych Yurr i względny współczynnik tłumienia ^pp. Jednak w tym przypadku zyski k " i k " są zmniejszone.

e, n, p Aby zmniejszyć negatywny wpływ tłumika odchylenia na sterowalność kierunkową, sygnał prędkości kątowej ω w prawie sterowania (6.90) jest przepuszczany przez filtr izodromiczny.

Rozważmy działanie tłumika odchylenia z zasadą sterowania izodromicznego (6.90) do tłumienia oscylacji o różnych częstotliwościach. Funkcja przenoszenia klapy ma postać

–  –  –

tj. przy drganiach o wysokiej częstotliwości tłumik odchylenia odchyla ster proporcjonalnie do wymaganej od niego prędkości kątowej odchylenia. Przy niskich częstotliwościach oscylacji amortyzator odchylenia zaczyna działać jako ogniwo różnicujące, ponieważ przy co -» O

–  –  –

P 1 -Gdy (o - "0 i yuy -" cosh1 i yuy - "0, sygnał wyjściowy filtra izodromicznego i sygnał sterujący amortyzatora odchylenia będą miały tendencję do zera. W rezultacie podczas obracania się ze stałą prędkością prędkość, amortyzator odchylenia nie będzie działał na ster.

Skręty samolotu w płaszczyźnie bocznej, a także eliminacja poślizgu, realizowane są poprzez energetyczne odchylenie pedałów przez pilota o wartość A x n. W tym przypadku prawo wychylenia steru A5 H = k sh. n Ah n jest bliski schodkowej. Na etapie szybkiego ruchu bocznego powstaje nowa stała wartość prędkości kątowej odchylenia:

–  –  –

Wyrażenie (6.127) określa proces przejściowy w bocznym krótkookresowym ruchu oscylacyjnym samolotu z tłumikiem odchylenia, gdy pilot odchyla pedały. Analiza wyrażenia (6.127) pokazuje, że jest ono podobne do wyrażenia (6.43) dla normalnego przeciążenia. Charakterystyki dynamiczne stateczności bocznej i sterowności wyznaczane są podobnie do (6.44). Tak więc włączenie amortyzatora odchylenia w okablowaniu sterowania sterem prowadzi do zmniejszenia oscylacji procesu sterowania, jednak zmniejsza skuteczność sterowania kierunkowego za pomocą pedałów.

Rozdział 7 AUTOMATYCZNA POPRAWA STABILNOŚCI JAZDY

Jeżeli statek powietrzny ma niezadowalające charakterystyki stateczności i sterowności lub te charakterystyki zmieniają się znacząco w trybach lotu, pojawia się zadanie ich ulepszenia za pomocą odpowiednich środków automatycznych.

Jako środek automatycznego poprawiania stabilności statku powietrznego stosuje się automaty statecznościowe, wśród których są automaty stateczności wzdłużnej i automaty stateczności bocznej. Ich wspólną cechą jest wychylenie steru w przypadku przeciążeń w stosunku do odpowiedniej osi samolotu.

Podział środków automatycznego tłumienia i poprawy stateczności samolotu na automatyczne tłumienie i stateczność jest raczej warunkowy, ponieważ tłumienie i stateczność są wzajemnie powiązanymi właściwościami samolotu. Ponadto w nowoczesnych samolotach automaty tłumiące i stabilizujące są zintegrowane z ujednolicony system i pracować jednocześnie i na koncercie.

Automatyczne polepszenie sterowności samolotu odbywa się poprzez wychylenie sterów za pomocą automatycznego sterowania, gdy pilot działa na dźwignie sterujące i zmianę parametrów ruchu krótkookresowego samolotu lub poprzez zmianę kinematyki układu sterowania sterem zgodnie z tryby lotu. „Korzystny wpływ automatyzacji na charakterystykę sterowności przejawia się w poprawie jakości i zapewnieniu stabilności procesów przejściowych samolotu wchodzącego w nowy tryb lotu po celowym działaniu pilota na manetki sterujące. Jednocześnie wymagane tłumienie i właściwości stabilności są zachowane.

Jako środek automatycznego poprawiania sterowności samolotu stosuje się automatyczne urządzenia sterujące, automatyczne urządzenia sterujące i sterujące obciążeniem oraz urządzenia trymujące.

Wśród automatycznych urządzeń sterujących wyróżnia się sterowanie wzdłużne i sterowanie boczne. Ich wspólną cechą jest, oprócz ręcznego, automatycznego wychylania steru, gdy pilot działa na manetki sterujące. Jeśli samolot jest wyposażony w układ sterowania wspomagającego, automatyczne wychylenie steru jest dodawane do ręcznego wychylenia steru za pomocą okablowania mechanicznego. Jeśli samolot posiada system sterowania fly-by-wire, automatyczne wychylenie steru jest dodawane do wychylenia fly-by-wire. Czasami samo sterowanie automatyczne jest elektrycznym systemem zdalnego sterowania i przejmuje wszystkie jego funkcje. W nowoczesnych samolotach automatyka jest zintegrowana z automatyką tłumienia i stabilności w jednym systemie i działa jednocześnie i wspólnie.

Wśród automatycznych urządzeń sterujących znajdują się automatyczne urządzenia sterujące do sterowania wzdłużnego, kierunkowego i poprzecznego. Podobnie klasyfikuje się maszyny do kontroli obciążenia. Wspólną cechą tych automatów jest zapewnienie stałości charakterystyk sterowalności statycznej podczas zmiany trybów lotu poprzez wpływanie na kinematykę okablowania sterowania mechanicznego.

7.1. AUTOMATYCZNA POPRAWA STABILNOŚCI PRZECIĄŻENIOWEJ

Urządzenie i działanie automatów stateczności wzdłużnej. Automaty tłumiące nie rozwiązują całkowicie problemu poprawy właściwości lotnych samolotu, ponieważ kompensują jedynie niewystarczające tłumienie samego samolotu. Ze względu na działanie zewnętrznych zaburzeń podłużnych, nawet przy włączonym tłumiku pochylenia, kąt natarcia samolotu i normalne przeciążenie mogą ulec zmianie. Dlatego konieczne jest utrzymanie pierwotnego trybu lotu pod względem kąta natarcia i normalnego przeciążenia.

Aby uwolnić pilota od rozwiązania tego problemu, stosuje się automaty stateczności wzdłużnej.

Automatyczna kontrola stabilności wzdłużnej (APU) to automatyczne narzędzie sterujące, które zapewnia zwiększenie stabilności samolotu w zakresie kąta natarcia i normalnego przeciążenia na wszystkich etapach lotu poprzez wychylenie windy w przypadku wzrostu kąta atak lub nadmierne normalne przeciążenie.

–  –  –

Ryż. 7.1. Schemat funkcjonalny automatu stateczności wzdłużnej Najprostsze automaty stateczności podłużnej realizują następujące prawa sterowania windą:

1caDa, (7.1) (7.2) D6" = k „ Dp „ PU gdzie D8 * - odchylenie windy przez samoczynną stateczność wzdłużną; Tak = = (a - a0) - przyrost kąta natarcia względem wartości odniesienia, jaka miała miejsce w momencie włączenia maszyny; Dpu \u003d (pu - 1) - nadmierne normalne przeciążenie; współczynnik przenoszenia ka dla przyrostu kąta natarcia, pokazujący, o jaki kąt winda powinna się odchylać, gdy kąt natarcia zmienia się o 1°;

1sp - współczynnik przełożenia dla nadmiernego przeciążenia normalnego, pokazujący, o jaki kąt winda powinna odchylić się, gdy przekroczenie przeciążenia normalnego zmieni się o jeden.

Ze względu na niewystarczającą dokładność czujników kąta natarcia i konieczność tworzenia specjalnych obwodów do przechowywania referencyjnej wartości kąta natarcia, prawo sterowania (7.1) nie uzyskało szerokiego rozkładu.

Dlatego zwykle stosuje się prawo sterowania (7.2), które często jest połączone z prawem sterowania amortyzatorem skoku:

Oznacza to, że odchylenie windy przez automatyczną stabilność wzdłużną jest proporcjonalne do prędkości kątowej pochylenia i nadmiernego normalnego przeciążenia.

Ze względu na sekwencyjne włączanie siłownika automatu do okablowania mechanicznego wzmacniacza lub elektrycznego systemu zdalnego sterowania windą, gdy samolot jest sterowany wspólnie przez pilota i automat, całkowite odchylenie windy od pozycji trymu D5V jest równe sumie algebraicznej D6V = D8? + Dbv PU Maszyna do stabilizacji wzdłużnej (rys. 7.1) zawiera czujnik przyspieszenia liniowego DLU, czujnik prędkości kątowej ACS, komputer VAPU i serwonapęd windy SYa8V. Automatyczna stabilność wzdłużna działa w następujący sposób. Kiedy zmienia się normalne przeciążenie, wejście kalkulatora B z czujników CRS i DLU otrzymuje sygnały ish i ip. Sygnał ip jest konwertowany na sygnał u4p.

Sygnały te są sumowane zgodnie z prawem kontrolnym (7.3). Sygnał sterujący u0 powoduje, że serwo rozkręca windę. Gdy PU odchyla windę o kąt Agn, powstaje kontrolny moment aerodynamiczny M.,.3, który jest przeciwny do zaburzenia. Dlatego prędkość kątowa wg i nadmierne przeciążenie normalne zaczną się zmniejszać, a wraz z nimi sygnały uu z ARS i u z DLU. Gdy prędkość kątowa pochylania staje się równa zero "Cco^ = 0), ster wysokości będzie nadal odrzucany przez maszynę stateczności wzdłużnej ze względu na wciąż istniejący sygnał u z DLU (podczas gdy amortyzator pochylenia w tym momencie przywrócił ster * do W związku z tym ugięcie skoku prędkości kątowej zmieni znak i nadmierne przeciążenie Apu zacznie gwałtownie spadać. sterowanie sterem będzie spowodowane zmianą znaku sumy sygnałów u i u, co doprowadzi do płynnego powrotu samolotu do pierwotnego normalnego „małego przeciążenia.

Wpływ automatów stateczności wzdłużnej na stateczność i sterowność. Pokażmy, że za pomocą automatu stateczności podłużnej zwiększa się stopień stateczności statycznej podłużnej względem przeciążenia.

Wpływ części tłumiącej prawa sterowania (7.3) na charakterystyki stateczności wzdłużnej i sterowności przedstawiono w § 6.1. Rozważmy wpływ składowej prawa sterowania na nadmierne przeciążenie normalne.

Gdy winda jest odchylana przez maszynę stateczności wzdłużnej, pojawia się przyrost współczynnika momentu pochylającego Am2 = m * 1 A6 * ny = m^-TsAPu.

–  –  –

przeciążenie, które zmienia się w szerokim zakresie podczas lotu. Jednocześnie zwiększenie marginesu stabilności pogarsza tłumienie. Tłumiąca część prawa sterowania (7.3) zwiększa współczynnik tłumienia bk i po drodze przyczynia się do pewnego wzrostu częstotliwości drgań własnych V K. Składowa prawa sterowania dla przeciążenia również zwiększa częstotliwość U K. przeciążenie, kompensując przesunięcie ostrości do przodu za pomocą sprzężenia zwrotnego przeciążenia.

Inną ważną zaletą automatów do stabilizacji wzdłużnej jest ich zdolność do przywrócenia samolotu do pierwotnego trybu lotu przy normalnym przeciążeniu. Przy długotrwałym zaburzeniu pojawia się błąd statyczny w postaci ustalonej wartości nadmiernego przeciążenia Apu.set. Dlatego APA z prawami kontrolnymi (7.2) i (7.3) nazywane są statycznymi. Aby wyeliminować błąd statyczny, stosuje się bardziej złożone prawa sterowania, na przykład z integracją sygnału z czujnika DLU.

Główną wadą maszyny stateczności wzdłużnej jest zmniejszenie skuteczności sterowania sterem wysokości od kolumny sterowej, ponieważ odchylenie steru wysokości przez maszynę A6^ pu jest odejmowane od odchylenia steru wysokości przez pilota A8s. Prowadzi to do zmniejszenia intensywności manewru pionowego.

Urządzenie i działanie automatycznej stabilizacji bocznej. Amortyzatory przechyłu i odchylenia nie mogą przeciwdziałać zmianom kąta poślizgu i bocznym przeciążeniom. Dlatego wraz z problemem tłumienia krótkookresowych oscylacji bocznych pojawia się problem utrzymania początkowego reżimu lotu w zakresie kąta poślizgu i bocznej siły g. Jest to szczególnie ważne podczas skręcania, kiedy pilot działa na lotkach. Aby przeciwdziałać powstałemu poślizgowi i związanemu z nim przeciążeniu bocznemu, pilot obserwując wskaźnik kąta poślizgu wychyla ster. W tym samym czasie zwrot staje się skoordynowany. Aby uwolnić pilota od rozwiązania tego problemu, stosuje się automaty stateczności bocznej.

Ryż. 7.2. Procesy przejściowe w obrysie prędkości kątowej skoku i normalne przeciążenie z krótkotrwałym zaburzeniem zewnętrznym:

samolot wolny; b-gdy maszyna do stateczności wzdłużnej jest włączona, maszyna do stateczności bocznej (SBU) jest automatycznym narzędziem sterującym, które zapewnia zwiększenie stabilności samolotu w zakresie kąta poślizgu i przeciążenia bocznego na wszystkich etapach lotu poprzez wychylenie steru w w przypadku wzrostu kąta poślizgu lub przeciążenia bocznego.

Najprostsze automaty stateczności bocznej realizują następujące prawa sterowania sterem:

A5 * BU = k p Ar, (7.4) A5 * BU = - k „n g, (7.5) gdzie D8 * BU jest ugięciem steru przez samoczynną stateczność boczną; D() = = (P - Ro) - przyrost kąta poślizgu względem wartości odniesienia; Kr, współczynniki przenoszenia Isp dla przyrostu kąta poślizgu i przeciążenia bocznego (ng0 \u003d 0).

Charakterystyki niskiej dokładności znanych czujników kąta poślizgu nie pozwalają na szerokie zastosowanie prawa sterowania (7.4). Ponieważ kąty poślizgu są zwykle małe, boczna siła g jest praktycznie proporcjonalna do kąta poślizgu. Ponieważ pomiar przeciążenia bocznego nie sprawia trudności, szerzej stosuje się prawo kontrolne (7.5).

Zwykle automat stateczności bocznej jest połączony z amortyzatorem odchylenia i ma prawo sterowania §P + A5*.

Schemat funkcjonalny automatu stateczności bocznej jest podobny do schematu APU. Różnica polega na tym, że czujnik prędkości kątowej CRS jest zorientowany wzdłuż osi pomiaru OU, a czujnik przyspieszenia liniowego DLU wzdłuż osi pomiaru O2. Kalkulator VABU generuje sygnał sterujący u zgodnie z prawem sterowania (7.6) na podstawie sygnałów u u u n. Automat zawiera serwonapęd steru SShN. Praca ABU jest podobna do pracy APU.

Wpływ automatów stateczności bocznej na stateczność i sterowność. Pokażmy, że za pomocą automatu stateczności bocznej zwiększa się stopień kierunkowej stateczności statycznej względem kąta poślizgu t.

Część tłumiąca prawa sterowania (7.6) zapewnia zwiększenie stopnia stateczności statycznej drogi w odniesieniu do prędkości kątowej odchylenia tm".

Rozważmy wpływ składowej prawa sterowania na przeciążenie boczne.

Gdy ster jest odchylany przez maszynę stateczności bocznej, wzrost współczynnika momentu odchylającego At y \u003d tu „D8nBU \u003d - tu” kp p g.

–  –  –

Wiadomo, że przy małych kątach poślizgu pg = - kPgLr, gdzie kp jest współczynnikiem proporcjonalności. Następnie przyrost pochodnej cząstkowej współczynnika momentu odchylającego względem kąta poślizgu

Dlatego przy włączonej automatycznej stabilności bocznej:

–  –  –

Analiza wpływu automatu stateczności bocznej na dynamiczne charakterystyki ruchu bocznego jest podobna do analizy przeprowadzonej dla APU. Wadą automatycznej stateczności bocznej jest zmniejszenie skuteczności sterowania kierunkowego.

Cechy praw sterowania automatami stateczności wzdłużnej i poprzecznej. Aby zapewnić astatyzm kontroli podczas długotrwałych działań zewnętrznych 7.4. Schemat strukturalny maszyny stateczności bocznej

–  –  –

Następnie w prawie sterowania (7.8) zamiast sygnału prędkości kątowej coy należy zastosować jego pochodną oy dla zachowania właściwości tłumiących automatu (rys. 7.4). Zapewnia to poprawę stabilności kierunkowej za pomocą systemów SAU-62 i SAU-86.

7.2. AUTOMATYCZNA POPRAWA STABILNOŚCI WZDŁUŻNEJ

I OBSŁUGA

Automatyczne urządzenia sterujące wzdłużne (ALC) to automatyczne urządzenia sterujące, które poprawiają sterowność wzdłużną samolotu na wszystkich etapach i we wszystkich trybach lotu poprzez wychylenie windy, gdy pilot działa na kolumnie sterowania.

Najprostszy automat do sterowania wzdłużnego realizuje następujące prawo sterowania windą:

A5 * ny = k x Dx in, (7.9) gdzie D5 ^ PU jest automatycznym odchyleniem od pozycji równowagi windy przez automatyczną kontrolę wzdłużną; !cx - współczynnik przenoszenia dla odchylenia kolumny kierownicy, pokazujący o jaki kąt powinien odchylić się ster wysokości, gdy pilot przesunie kolumnę kierownicy z pozycji wyważenia o 1 mm; Odchylenie Ahv przez pilota kolumny sterowej.

–  –  –

Sekwencyjne włączanie siłownika automatu do okablowania mechanicznego wzmacniacza lub elektrycznego systemu zdalnego sterowania windą pozwala na sumowanie odchyleń windy przez pilota i automat.

Rozważ schemat funkcjonalny analogowego automatu sterującego wzdłużnego wchodzącego w skład układu sterowania boosterem (rys. 7.5). W skład maszyny wchodzi czujnik prędkości kątowej pochylenia CRS, czujnik przyspieszenia liniowego DLU, czujnik położenia kolumny kierownicy DP, kalkulator B i serwonapęd windy S778B. Kalkulator i część elektroniczna serwonapędu tworzą jednostkę elektroniczną maszyny BA w kanale windy.

Automatyczna kontrola wzdłużna działa w następujący sposób. Gdy pilot odchyli kolumnę kierownicy KSh, czujnik DP generuje sygnał elektryczny i Dx proporcjonalny do Lx". Sygnał ten jest przetwarzany w kalkulatorze B zgodnie z prawem sterowania (7.11) na sygnał u0, który powoduje zadziałanie serwa windy. Całkowite odchylenie windy D5V jest równe A8§ + A5vkPU.

Ugięcie windy spowoduje pojawienie się sterującego momentu aerodynamicznego M28, który zmieni prędkość kątową pochylenia na południe i nadmierne przeciążenie normalne Dpu. Sygnały proporcjonalne do tych parametrów os i sdp będą przychodzić z czujników CRS i DLU do przelicznika i powodować spadek sygnału sig. Wtedy serwo powróci do pozycji neutralnej trzonu jednostki sterującej. W tym czasie tryb pochylenia i nadmierne przeciążenie A y przyjmą nowe wartości stanu ustalonego proporcjonalne do wychylenia steru wysokości przez pilota za pomocą kolumny jarzma. Gdy pilot przestawi kolumnę kierownicy do pozycji wyważenia, wszystkie procesy są powtarzane w odwrotnej kolejności.

Wpływ automatów sterowania wzdłużnego na właściwości pilotażowe statku powietrznego. Automaty tłumiące i statecznościowe mają jedną wspólną wadę - zmniejszają skuteczność ręcznego sterowania samolotem, zwiększając gradienty przemieszczeń (x^)dt i sił (RTs")DT na kolumnie sterującej. Dlatego element tłumiący kga południe i składnik przeciążenia kp Dp praw sterowania (7.10 ) i (7.11) powoduje ten sam efekt. Zastosowanie sygnału Ax w APA prowadzi do wzrostu wartości współczynnika kierownicy ze względu na fakt, że A5B \u003d A5 + A5 * ny \u003d k sh. k x Ax in \u003d \u003d 14.vAxv + kt1sog + k „; Apu, gdzie k „sh.v \u003d 1sh.v +) cx_.

Taki wzrost współczynnika kierownicy kompensuje spadek przemieszczeń i gradientów siły, ponieważ

Wpływ automatycznej regulacji wzdłużnej na charakterystykę dynamiczną widać na ryc. 7.6. Tłumiąca część prawa sterowania automatu zapewnia zmniejszenie oscylacji krótkookresowego ruchu wzdłuż prędkości kątowej skoku, czyniąc go prawie nieokresowym.

Składowa prawa sterowania APU, która jest proporcjonalna do odchylenia kolumny steru Axb, zapewnia równość wartości stanu ustalonego. 7.6. Procesy przejściowe w obrysie prędkości kątowej skoku z odchyleniem skokowym windy:

° - wolny samolot; b-gdy jest włączone automatyczne sterowanie wzdłużne.| Ryż. 7.7. Schemat strukturalny automatycznej kontroli wzdłużnej

–  –  –

gdzie Dx v6alo to charakterystyczne dla tej kolumny stałe odchylenie kolumny kierownicy;

samolot; Dx v6al - odchylenie kolumny kierownicy od pozycji neutralnej do pozycji balansowania; hv „ass” - gradient przemieszczenia kolumny steru na jednostkę normalnego przeciążenia podany dla danego samolotu.

Wartości Ax ".6al 0 i \1" zsh są stałe i są zaimplementowane w kalkulatorze w postaci odpowiednich napięć odniesienia. Aby zmierzyć odchylenie kolumny kierownicy od pozycji neutralnej do pozycji wyważania, montowany jest dodatkowy czujnik położenia (DP) , który można uzyskać mierząc ugięcie wspornika mechanizmu trymującego. schemat funkcjonalny z ryc. 7.5 jest inny DP z wyjściem elektrycznym i Dhbaya.

Automat z prawem sterowania (7.12) umożliwia zachowanie stałości charakterystyk statycznych sterowności wzdłużnej samolotu w różnych trybach lotu. Zapewnia to poprawę stateczności wzdłużnej i sterowności za pomocą systemu SAU-154 (rys. 7.7).

Przykład 7.1.

Obliczmy charakterystyki sterowności statku powietrznego z wzdłużnym automatem sterującym mającym prawo sterowania (7.12) dla danych wyjściowych z przykładów 3.1, 3.2 i 6.1.

–  –  –

(X „OAPU \u003d OtsH / O - H) \u003d - 145 mm „RV”) APU \u003d (X ^ APU? * „+ P0 \u003d 214 N.

Pod koniec lotu Db,.^ = - 8 °, Ax v6al. 0 \u003d - 20 mm, (HV ”) APU \u003d - 126 mm, (Rvp) dpu \u003d 191 N.

W ten sposób automatyczna kontrola wzdłużna znacznie zmniejszyła rozrzut wartości charakterystyk sterowności na tryby lotu, czyniąc je prawie stałymi. W ten sposób gradient ruchu kolumny steru zmienia się teraz z -145 mm na początku lotu do -126 mm na koniec lotu, a gradient sił na kolumnie steru zmienia się od 214 N na początku lotu. lot do 191 N pod koniec lotu, co jest prawie niezauważalne dla pilota.

Wpływ awarii automatycznego sterowania wzdłużnego na sterowanie ruchem wzdłużnym. Bierna awaria automatycznego sterowania wzdłużnego na sygnale Ax in prowadzi do zaprzestania pracy steru przez pętlę automatycznego sterowania, gdy pilot działa na kolumnę steru. Zmniejsza się sprawność sterowania wzdłużnego samolotu, wzrastają gradienty przemieszczeń i sił na kolumnie sterowej.

Całkowicie pasywna awaria maszyny, zintegrowanej z amortyzatorem skoku, prowadzi do zmniejszenia skuteczności tłumienia drgań wzdłużnych krótkookresowych i zwiększenia skuteczności sterowania wzdłużnego.

Aktywna awaria automatyki podłużnej jest podobna do aktywnej awarii amortyzatora skoku i towarzyszy jej dopracowanie drążka sterowego do maksymalnego skoku, ograniczonego wyłącznikami krańcowymi. Ograniczenie skoku układu kierowniczego APU wpływa na skuteczność sterowania wzdłużnego, szczególnie podczas manewru pionowego, gdy część pola roboczego wychylenia podnośnika jest pochłonięta przez element amortyzatora maszyny.

Cyfrowe automaty analogowe sterowania wzdłużnego. Zaostrzenie wymagań dotyczących charakterystyk stateczności wzdłużnej i sterowności statku powietrznego, a w rezultacie komplikacja praw sterowania APU, doprowadziły do ​​konieczności implementacji automatów w obwodach cyfrowo-analogowych.

Automat zawiera czujniki położenia kolumny sterującej DP, prędkości kątowej nachylenia CRS i normalnego przeciążenia DLU, analogową jednostkę sterującą CU, cyfrową jednostkę obliczeniową do stabilności i sterowania BVUU oraz zespół sterowania wysokością PAL (rys. 7.8).

Tworzenie prawa sterowania odbywa się jednocześnie w komputerze analogowym B jednostki sterującej BU i komputerze cyfrowym BVUU. W tym przypadku analogowe prawo sterowania realizuje funkcje automatu stateczności wzdłużnej według sygnałów normalnego przeciążenia i prędkości kątowej pochylenia.

Prawo sterowania cyfrowego realizuje rzeczywiste funkcje automatycznego systemu sterowania zgodnie z sygnałami odchyleń kolumny steru, a także sygnałami i poleceniami jednorazowymi z sąsiednich systemów i czujników. Sygnały z czujników DP, DUS i DLU - napięcia prądu stałego i przemiennego iDx, iI1 oraz iDp. Część Rys. 7.8. Schemat funkcjonalny maszyny cyfrowo-analogowej ASUU-96 do sterowania wzdłużnego sygnałów z sąsiednich czujników również ma postać analogową. Szereg sygnałów z sąsiednich systemów dociera w postaci szeregowego kodu bipolarnego. Jednorazowe polecenia podawane są w postaci napięcia stałego 27 V.

Sygnały analogowe i komendy jednorazowe są konwertowane w formacie RTL na postać cyfrową. Działanie sterujące jest formowane w postaci cyfrowej z następującą konwersją na sygnał analogowy i ". Sygnał ten jest podawany do jednostki sterującej, gdzie jest dodawany do sygnału sterującego ist. obwód analogowy. Serwonapęd APU SP5V generuje wychylenie windy A5^PU. W przypadku awarii układu cyfrowego układ analogowy kontynuuje pracę zachowując podstawowe funkcje tłumienia drgań samolotu i eliminowania nadmiernego przeciążenia.

Działanie sterowania APU A8v pu dodaje się do działania sterowania ręcznego obwodu A5B elektrycznego systemu zdalnego sterowania siłą na kolumnie kierownicy.

W uogólnionym ujęciu prawo kontroli takiego APU jest następujące:

–  –  –

ANUPS ST = Składnik prawa kontroli prędkości kątowej pochylenia а™" zapewnia tłumienie oscylacji pochylenia samolotu. Składnik prawa kontroli nadmiernego normalnego przeciążenia ALp poprawia stabilność wzdłużną samolotu. Współczynnik przenoszenia lcx jest korygowany zgodnie z kątem odchylenia stabilizatora φ, a sygnał Dxn przechodzi przez filtr aperiodyczny o stałej czasowej Tx.

Składowa prawa sterowania dla przyrostu kąta natarcia ala zapewnia lepszą stabilność wzdłużną i ograniczenie kąta natarcia przy schowanych klapach. Wymagana wartość kąta natarcia a0 jest korygowana o liczbę M. Współczynnik przenikania jest korygowany o różnicę Da = a - a0 i liczbę M.

Składowa prawa sterowania st” zapewnia ograniczenie prędkości lotu samolotu poprzez dodatkowe wychylenie steru wysokości przy zmianie liczby Macha przy schowanych klapach.

Podczas włączania maszyny z bezpośrednim sterowaniem siła podnoszenia(ANUPS) tworzona jest składowa prawa sterowania aANUPS, która jest korygowana o odchylenie kolumny steru, nadmierne przeciążenie, przyrost kąta natarcia oraz działanie sterujące komputerowego systemu sterowania lotem.

Cel i cechy tworzenia tego komponentu zostaną omówione w rozdz. osiem.

Gdy aktywny system tłumienia (ADS) jest włączony, tworzy się składowa prawa sterowania a^D, która jest korygowana na nadmierne normalne przeciążenie. Cel i cechy tworzenia tego komponentu zostaną omówione w rozdz. osiem.

Zapewnia to poprawę stabilności i sterowności ruchu wzdłużnego z wykorzystaniem systemu ASUU-96 (rys. 7.9).

Powszechny jest również wariant realizacji APU cyfrowo-analogowego (rys. 7.10) bez sumowania działań kontrolnych obwodów analogowych i cyfrowych.

Różnica w tym obwodzie polega na tym, że główna pętla sterowania jest cyfrowa. Analogowy obwód automatyczny, jak również obwody ręczne, są podłączone do serwomotoru systemu sterowania fly-by-wire tylko w przypadku awarii obwodu cyfrowego. Sterowanie i przełączanie realizowane są w analogowych jednostkach sterujących i monitorujących (BUK).

Ryż. 7.9. Schemat konstrukcyjny maszyny cyfrowo-analogowej do sterowania wzdłużnego ASUU-96

–  –  –

tych. 7.11. Schemat strukturalny automatu cyfrowo-analogowego sterownika SShU-204

W formie uogólnionej prawo kontroli takiego A!1Y wygląda tak:

–  –  –

Zapewnia to poprawę stabilności i sterowności za pomocą systemu ASSHU-204 (rys. 7.11).

7.2.2. Symulacja poprawy stateczności wzdłużnej i sterowności Reakcja statku powietrznego na sygnały sterujące pilota przy włączonym automatycznym sterowaniu wzdłużnym. Rozważmy model wzdłużnego krótkookresowego ruchu statku powietrznego pod względem prędkości pochylenia, pochylenia i kątów natarcia (3.19) w obecności sterów pilota na kolumnie jarzma i włączeniu automatycznego sterowania wzdłużnego. Mo-;

del zawiera równania stanu, wyjścia i wejścia, prawo sterowania dla windy pętli ręcznej oraz prawo sterowania dla najprostszego automatu sterowania wzdłużnego (7.9):

–  –  –

(7.17} (7.18* (7.19)

–  –  –

(7.23) Porównanie transmitancji (7.21) -(7.23) z transmitancjami statku powietrznego bez automatyki, podanych w tabeli. 3.1 dochodzimy do wniosku, że ich struktura nie uległa zmianie. Specyfika włączania automatu podłużnego z prawem sterowania (7.9) przejawia się tylko w zmianie współczynników wzmocnienia Przeprowadźmy podobne badania, jeżeli automat podłużny ma prawo sterowania (7.10). Wtedy w modelu (7.15)-(7.19) zamiast (7.19) otrzymujemy

Wektor transmitancji ma postać:

–  –  –

gdzie F*PU(R) = (p! - Am - V;k - VIA*)"1 = (F(R)G1 Macierz stanu przejściowego gdzie FP"U(R)) macierz sprzężona PR.

Wyznacznik ma postać

–  –  –

(7.25) „APU (7.26) „APU + (7.27) (ТGR2

–  –  –

(7.28) APU G

–  –  –

M + R + (7.29) +

–  –  –

Analiza funkcji transferowych pokazuje, że AFC nie wpływa na ich strukturę, ale zmienia charakterystykę łączy generujących. Dobierając przełożenia Ist i kp możliwe jest podanie wymaganych wartości czasu, względnego współczynnika tłumienia oraz częstotliwości krótkookresowych drgań podłużnych. Dobierając współczynnik przenoszenia kx można zachować wymagane wzmocnienia samolotu i zmniejszyć negatywny wpływ na skuteczność sterowania wzdłużnego składowej tłumika i składowej przeciążeniowej prawa sterowania (rys.7.12). \ Manewry statku powietrznego w płaszczyźnie podłużnej wykonywane są przez pilota poprzez energiczne wychylenie kolumny kierownicy. Na etapie ruchu krótkookresowego powstają nowe wartości prędkości kątowej pochylenia, kąta natarcia i normalnej siły g:

–  –  –

(7.33) Wyrażenie (7.33) określa proces przejściowy we wzdłużnym krótkookresowym ruchu oscylacyjnym statku powietrznego, gdy pilot odchyla kolumnę kierownicy i jest włączona automatyczna kontrola wzdłużna.

7.3. AUTOMATYCZNA POPRAWA STABILNOŚCI BOKU

I OBSŁUGA

Pilot musi te niedociągnięcia kompensować dodatkowymi ruchami na kierownicy i pedałach. Boczne automaty sterujące służą uwolnieniu pilota od rozwiązania tego problemu.

Automated lateral control (ABU) jest dzieckiem automatycznego sterowania, zapewniającym poprawę kierunkowej sterowności samolotu na wszystkich etapach i we wszystkich trybach lotu, poprzez wychylenie steru, gdy pilot działa na pedały lub poprawę bocznej sterowności samolotu samolot poprzez wychylenie lotek, gdy pilot działa na kierownicy.

Najprostsze automaty bocznego sterowania realizują następujące prawa sterowania sterem i lotkami:

k X i Dx n, (7,34) dXe, (7,35) K)1 gdzie D5^BU, D8^BU - automatyczne odchylenia odpowiednio steru i lotek od położenia wyważenia przez automatyczne sterowanie boczne; 1cx, kx - współczynniki przełożenia, odpowiednio dla odchylenia pedałów i kierownicy, pokazujące, o jaki kąt powinien odchylać się ster lub lotki, gdy pilot porusza pedałami lub kierownicą o 1 mm.

Zazwyczaj automaty boczne są połączone z amortyzatorami odchylenia i przechyłu. Wówczas ich prawa o wspólnej kontroli mają następującą postać:

o + k X D x n, (7,36) ki10, x + k X e D x e. (7.37) Konsekwentny - włączenie siłownika automatu w okablowanie mechaniczne wspomagacza lub elektrycznego systemu zdalnego sterowania sterem lub lotkami pozwala podsumować wychylenia steru przez pilota i automat.

Podobne prace:

„MINISTROWANIE EDUKACJI I NAUKI FEDERACJI ROSYJSKIEJ Federalna Państwowa Autonomiczna Instytucja Edukacyjna Wyższego Szkolnictwa Zawodowego „Bałtycki Uniwersytet Federalny im. Immanuela Kanta” I. Kant” Potwierdzam: Rektor A.P. Klemeshev „_” 20_ Numer wpisu do szkoły_ PODSTAWOWY PROGRAM KSZTAŁCENIA WYŻSZEGO ZAWODOWEGO Kierunek szkolenia 190700.68 TECHNOLOGIA PROCESÓW TRANSPORTOWYCH Program szkoleniowy ZARZĄDZANIE...”

„MATERIAŁY XII MIĘDZYNARODOWEJ KORESPONDENCJI NAUKOWEJ I PRAKTYCZNEJ KONFERENCJI MŁODYCH NAUKOWCÓW „TEORIA I PRAKTYKA TECHNOLOGII INFORMACYJNYCH W PRZEMYŚLE, BUDOWNICTWIE I TRANSPORCIE”, Rosja, Moskwa, 3 kwietnia 2015 r. ISSN 2306-1561 Automatyka i sterowanie w systemach technicznych (AKTY i Sterowanie w Systemach Technicznych (ACTS) ) 2015, nr 2, s. 98-108. DOI: 10.12731/2306-1561-2015-2-9 Badania i symulacja procesów biznesowych dla Departamentu Informatyki MADI Olga Andreevna Solomatina Federacja Rosyjska, licencjat...»

„MINISTROWANIE EDUKACJI I NAUKI REGIONU AMUR PAŃSTWOWA ZAWODOWA INSTYTUCJA EDUKACYJNA AUTONOMICZNA REGIONU AMUR „AMUR KOLEGIUM TRANSPORTU I OBIEKTÓW DROGOWYCH” ZATWIERDZONA przez Dyrektora SPOAU JSC AKTDH Melnikova E.I. «»_ 2015 PRACA PODSTAWOWEGO PROFESJONALNEGO PROGRAMU EDUKACYJNEGO w zawodzie średnim kształcenie zawodowe 08.01.2010. Mistrz mieszkalnictwa i usług komunalnych Kwalifikacje: hydraulik, elektryk do oświetlenia i sieci oświetleniowych ... ”

„MINISTROWANIE TRANSPORTU FEDERACJI ROSYJSKIEJ BUDŻET PAŃSTWA SZKOŁA WYŻSZA ZAWODOWA WYŻSZA SZKOŁA LOTNICTWA ULANOWSKA (INSTYTUT)” Główny program edukacyjny wyższa edukacja Kierunek szkolenia 161000 „Nawigacja powietrzna” Profil szkolenia 1 Eksploatacja lotnicza cywilnych statków powietrznych Kwalifikacje (stopień) absolwenta „licencjat” Tytuł specjalny „licencjat-inżynier” Normatywny okres rozwoju…”

„ATRP/12 19.06.2014 Organizacja Międzynarodowego Lotnictwa Cywilnego PANEL REGULACYJNY TRANSPORTU LOTNICZEGO (ATRP) XII SPOTKANIE (ATRP/12) Montreal, Kanada, 26-30 maja 2014 r. RAPORT (44 strony) RAPORT Z XII POSIEDZENIA PRZEPISY DOTYCZĄCE TRANSPORTU LOTNICZEGO (ATRP/12) PISMO KOMUNIKACYJNE Do: Przewodniczącego Komisji Transportu Lotniczego Od: Przewodniczącego Zespołu Regulacji Transportu Lotniczego Mam zaszczyt przedstawić raport...”

„WYDZIAŁ EDUKACJI I NAUKI REGIONU TYUMEN PAŃSTWO AUTONOMICZNE ZAWODOWE INSTYTUCJA EDUKACYJNA REGIONU TYUMEN „Kolegium TECHNOLOGII I USŁUG TRANSPORTU TYUMEN” technologie transportowe oraz z dnia 23 września 2015 r. usługi” z dnia 23 września 2015 r. nr 48-od. PODSTAWOWY PROFESJONALNY PROGRAM KSZTAŁCENIA PAŃSTWA AUTONOMICZNEGO...»

MINISTERSTWO TRANSPORTU FEDERACJI ROSYJSKIEJ FEDERALNEJ AGENCJI TRANSPORTU MORSKIEGO I RZECZNEGO Federalna budżetowa instytucja edukacyjna szkolnictwa wyższego „Moskiewska Państwowa Akademia Transportu Wodnego” Zatwierdzam: Działając rektor Galai A.G. «_ » 20_ PODSTAWOWY PROGRAM KSZTAŁCENIA WYŻSZEGO ZAWODOWEGO Kierunek szkolenia 190600.68 Obsługa maszyn i zespołów transportowych i technologicznych Profil szkolenia Obsługa przeładunków...”

« Ural Uniwersytet stanowyśrodków komunikacji (FGBOU VPO USURSUPS) Filozofia program pracy dyscypliny (moduł) Przydzielony do Wydziału Filozofii i Historii Program nauczania 230400.62 Systemy informacyjne i technologie.plm.xml Kierunek kształcenia Systemy i technologie informacyjne Kwalifikacje licencjackie Forma studiów stacjonarne ogólne...»

«4(8) MAJ 2010 №4(8) Maj 2010 Nowe Volvo FM/FMX "Master" Chagin w naszym mieście Problemy z prawie transportem Całkowita kontrola nad pojazdami TRANSPORT I WYPOSAŻENIE SPECJALNE Układ dostarczony przez ogłoszeniodawcę 4(8) MAJ 2010 4 TRANSPORT TOWARÓW I SPRZĘT SPECJALNY Od redakcji magazynu "Transport ładunków i sprzęt specjalny" Specjalistyczne wydawnictwo informacyjno-reklamowe 1 4(8) MAJA 2010 "Transport towarowy i..."

"TRANSPORT. MASZYNY TRANSPORTOWE I TECHNOLOGICZNE CECHY PRAKTYKI PRZEWOZU TOWARÓW I SZKOLENIA KIEROWCÓW DO 1991 J. A. Eshkova, EE Vitvitsky Syberyjska Państwowa Akademia Samochodowa i Drogowa (SibADI), Rosja, Omsk Streszczenie. Artykuł poświęcony jest przeglądowi praktyki przewozu towarów w miastach oraz szkoleniu kierowców pojazdów do 1991 roku. W ramach dwustopniowego systemu szkolenia kierowców opracowano przede wszystkim przyszłych kierowców w organizacje edukacyjne, po..."

„FEDERALNA AGENCJA TRANSPORTU KOLEJOWEGO” Federalna Państwowa Budżetowa Instytucja Oświatowa Wyższego Szkolnictwa Zawodowego „Uralski Państwowy Uniwersytet Transportu Kolejowego” (FGBOU VPO USTU) Wydział „Zarządzania personelem i Socjologii” Główny program edukacyjny „Systemy wspomagania ruchu pociągów” KOMPLEKS EDUKACYJNO-METODYCZNY DYSCYPLINY Socjologia „Kodeks dyscypliny - С1.Б.10 Kierunek szkolenia (specjalność)...”

PROGRAM „FEDERALNA AGENCJA TRANSPORTU LOTNICZEGO BUDŻETOWA PAŃSTWOWA INSTYTUCJA EDUKACYJNA WYŻSZEJ KSZTAŁCENIA ZAWODOWEGO MOSKWA PAŃSTWOWA WYŻSZA SZKOŁA TECHNICZNA LOTNICTWA CYWILNEGO” (MGTU GA) Egzaminy wstępne dla kandydatów na studia podyplomowe Kierunek przygotowania 46.06.01 „Nauki historyczne i archeologia” Moskwa Spis treści DZIAŁ I. Problemy metodologiczne historii nauki i techniki Temat 1. Przedmiot i zadania historii nauki i techniki. Miejsce..."

«transport rzeczny AA Davydenko 2012 PRZYKŁADOWY PROGRAM „Szkolenie starszego oficera” (Zarządzenie II/2 STCW MC78 z późniejszymi zmianami) Moskwa Program programu „Szkolenie starszego oficera” Cel: przygotowanie oficerów wachtowych do dyplomu starszego oficera, zgodnie z wymaganiami. ..”

„FEDERALNA AGENCJA TRANSPORTU MORSKIEGO I RZECZNEGO” Rybiński oddział Federalnej Budżetowej Instytucji Szkolnictwa Wyższego Szkolnictwa Zawodowego „Moskiewska Państwowa Akademia Transportu Wodnego” UZGODNIŁ ZATWIERDZONY Kapitan-mechanik m/v „Vympel” SA Dyrektor oddziału w Rybińsku Zakład stoczni „Vympel” FBOU VPO „MGAVT” / E.AT. Shiryaev / A.P. Mazurenko. PODSTAWOWY PROFESJONALNY PROGRAM KSZTAŁCENIA ŚREDNIEGO ZAWODOWEGO, specjalność 180403...»

„Ministerstwo Transportu Federacji Rosyjskiej Federalna Agencja ds. Transportu Kolejowego Federalna Państwowa Budżetowa Instytucja Edukacyjna Wyższego Szkolnictwa Zawodowego Samara Państwowy Uniwersytet Kolejowy (Samgups) zgodził się zatwierdzam kierownika Centrum Kujbyszewa Prorektora ds. Stosunków z produkcją metra jednostka strukturalna Kujbyszew Oddział kolejowy JSC „Rosyjskie Koleje” DODATKOWY PROGRAM PROFESJONALNY (program zwiększania ... ”

„FEDERALNA AGENCJA TRANSPORTU KOLEJOWEGO” Federalna państwowa budżetowa instytucja edukacyjna szkolnictwa wyższego „Ural State University of Communications” (FGBOU VPO USTU) Wydział „Filozofia i historia” Główny program edukacyjny „Budownictwo szyny kolejowe, mosty i tunele transportowe „KOMPLEKS EDUKACJO-METODYCZNY DYSCYPLINY PROGRAM PRACY DZIEDZINY „Polityka” Kod dyscypliny – C1.B.3 Kierunek kształcenia…”

MINISTERSTWO TRANSPORTU FEDERACJI ROSYJSKIEJ Federalna Agencja Transportu Morskiego i Rzecznego „Zatwierdzam”: Szef Federalnej Agencji Transportu Morskiego i Rzecznego A.A. Davydenko 2012 PRZYKŁADOWY PROGRAM „Wykwalifikowany opiekun” (Rozporządzenie III/5 MK STCW78 z późniejszymi zmianami) Moskwa Program szkolenia „Wykwalifikowany opiekun” Cel: szkolenie opiekunów zgodnie z wymaganiami Reguły III/5 MK STCW78 z późniejszymi zmianami, Rozdział A-III / 5, tabele A-III/5 Kodeksu STCW....”

„DECYZJA RZĄDU FEDERACJI ROSYJSKIEJ z dnia 5 grudnia 2001 r. N 848 W SPRAWIE DOCELOWEGO PROGRAMU ROZWOJU SYSTEMU TRANSPORTOWEGO ROSJI (2010 2015 r.) (zmieniona dekretami rządu Federacji Rosyjskiej z dnia 31.05.2006 r. N 338 z dn. 09.07.2007 N 430. 2008 N 258 z dnia 20.05.2008 N 377 z dnia 17.03.2009 N 236 z dnia 29.10.2009 N 864 z dnia 22.04.2010 N 278 z dnia 10.12. /2010 N 828 z dnia 21.12.2010 N 1076 z późniejszymi zmianami wprowadzonymi zarządzeniami Rządu Federacji Rosyjskiej z dnia 21 października 2004 r. N 1355-r, z dnia 21 kwietnia 2006 r. N 553-r, .. ”.

MINISTERSTWO EDUKACJI FEDERACJI ROSYJSKIEJ MINISTERSTWO SZLAKÓW KOMUNIKACJI FEDERACJI ROSYJSKIEJ UZGODNIŁ: ZATWIERDZAM: Wiceminister Kolei Wiceminister Transportu Federacja Rosyjska edukacja Federacji Rosyjskiej V.N. MOROZOW _V.D. SHADRIKOV _03_ 04_2000 05 04_2000 Numer rejestracyjny 301 techniczny / ds PAŃSTWOWY STANDARD WYKSZTAŁCENIA WYŻSZEGO WYKSZTAŁCENIA ZAWODOWEGO KIERUNEK SZKOLENIA DYPLOMANA SPECJALISTA 653600 TRANSPORT BUDOWNICTWA...”

„Do opublikowania na stronie internetowej CENTRALNEGO KOMITETU ZWIĄZKOWEGO OGÓLNOROSYJSKIEGO ZWIĄZKU ZAWODOWEGO TRANSPORTU DROGOWEGO I DROGOWNIKÓW DECYZJI VII Plenum ZWIĄZKU ZAWODOWEGO CC z dnia 18 września 2014 r. KOMITETU WYKONAWCZEGO ZWIĄZKU ZAWODOWEGO CC Protokół nr 16 z dnia 17 września 2014 r. Nr uchwały: Moskwa 2014 strona VII Plenum KC ZZwiązków Zawodowych w dniu 18 września 2014 r. W sprawie wygaśnięcia i potwierdzenia uprawnień członków KC 7/1 Ogólnorosyjskiego Związku Zawodowego Pracowników ... ”

2016 www.site - "Bezpłatna biblioteka elektroniczna - Programy edukacyjne, pracy"

Materiały tej strony są publikowane do recenzji, wszelkie prawa należą do ich autorów.
Jeśli nie zgadzasz się, że Twój materiał jest publikowany na tej stronie, napisz do nas, usuniemy go w ciągu 1-2 dni roboczych.