Проектирование воздушно-динамического рулевого привода управляемой гиперзвуковой ракеты зенитного комплекса - Производство и технологии дипломная работа

Главная

Производство и технологии
Проектирование воздушно-динамического рулевого привода управляемой гиперзвуковой ракеты зенитного комплекса

Обоснование выбора структуры привода, составление его математической модели. Расчет конструктивных параметров, управляющего электромагнита и динамических характеристик привода, тепловой расчет конструкции. Технологический процесс сборки рулевой машины.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Нужна помощь с учёбой? Наши эксперты готовы помочь!
Нажимая на кнопку, вы соглашаетесь с
политикой обработки персональных данных

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Хиндикайнен Е.С. Проектирование воздушно-динамического рулевого привода управляемой гиперзвуковой ракеты зенитного комплекса: Дипломный проект / ТГУ - Тула, 2006.
ВОЗДУШНО-ДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЕВОЙ ПРИВОД, ГАЗОРАСПРЕ-ДЕЛИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО, РАБОЧАЯ ПОЛОСТЬ, СОПЛО, ПРИЕМНИК, ШПАНГОУТ, АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ РУЛИ, ЭЛЕКТРОМАГНИТ.
Целью дипломного проекта является разработка воздушно-динамического рулевого привода.
В ходе выполнения проекта необходимо обосновать выбор типа и структуры привода, составить математическую модель привода, рассчитать конструктивные параметры, произвести тепловой расчет конструкции, рассчитать управляющий электромагнит и динамические характеристики привода.
В технологической части составлены маршрутные карты и технологический процесс сборки рулевой машины.
В экономической части составить сетевой график процесса проектирования рулевого привода.
В проекте рассмотрены вопросы охраны труда, меры по недопущению вредных и опасных факторов, электробезопасность, пожарная безопасность.
1.1 Обоснование выбора типа привода и его структуры
1.3 Математическое описание функционирования ВДРП
1.4 Расчет первоначального варианта РП
1.5 Расчет обобщенных и конструктивных параметров
1.9 Расчет автоколебательной системы ВДРП и ее динамических характеристик
1.10 Расчет управляющего электромагнита
2.2 Порядок работы с приспособлением
3.1 Составление и расчет сетевого графика
4.1 Анализ вредных и опасных факторов при проектировании РП
4.2 Меры по недопущению вредных и опасных факторов
Любой товаропроизводитель при создании нового вида продукции преследует определенные цели; удовлетворение спроса на рынке, получение определенного объема прибыли посредством продажи данного продукта.
Чтобы достигнуть этих целей в нынешних условиях существования наших предприятий необходимо добиваться улучшения ряда показателей: повышение качества выпускаемой продукции, снижение себестоимости изготовления изделия, повышение числа дополнительных возможностей изделия, потребительских новшеств, что делает изделие более привлекательным по сравнению с аналогичными конкурирующими изделиями, и другие показатели, позволяющие привлечь потенциальных покупателей и устоять в усиливающей конкурентной борьбе товаропроизводителей.
Принципиально к военной технике, в данном случае, летательным аппаратам, предприятие - изготовитель должно работать над следующими показателями, характеризующие изделие: снижение стоимости, уменьшение общей массы летательного аппарата за счет введения в конструкцию изделия технических нововведений, постоянное повышение качества изготовления, простота эксплуатации и обслуживания.
Производя продукцию с учетом этих показателей оборонное предприятие сможет производить конкурентоспособную продукцию и удовлетворять запросы любых заказчиков.
Управление летательным аппаратом (ЛА) является важнейшей научной и практической проблемой современного самолето и ракетостроения.
Для обеспечения полета ЛА по требуемой траектории применяется совокупность различных технических средств, представляющая собой систему управления.
По функциональному назначению входящие в систему управления ЛА устройства можно разбить на три группы:
1) устройства формирования управляющего воздействия с сигнала управления;
2) органы управления, которые создают управляющие усилия;
3) рулевые приводы, приводящие органы управления в действие в соответствии с управляющим воздействием.
Так как данный дипломный проект посвящен разработке рулевого при вода, рассмотрим более подробно 3-тью группу устройств.
Рулевые приводы осуществляют в системе управления функциональную взаимосвязь между устройствами первой и второй групп. Поэтому наряду с функциональными элементами, обеспечивающими создание силового воздействия на органы управления (источники питания, кинематически связанные с органами управления исполнительные двигатели, элементы энергетических магистралей), рулевые приводы включают функциональные элементы, которые устанавливают соответствие этого силового сигнала формируемому в системе управления управляющему сигналу (преобразователи и усилители электрических сигналов, электромеханические преобразователи, различного вида датчики).
Для конкретизации областей исследования задач, стоящих при разработке рулевых приводов, в их составе выделяют силовую и управляющую системы. Силовая система объединяет функциональные элементы рулевого привода, которые непосредственно участвуют в преобразовании энергии источника питания в механическую работу, связанную с перемещением позиционно нагруженных органов управления.
Управляющую систему составляют функциональные элементы рулевого привода, которые обеспечивают изменение регулируемой величины (координаты положения органов управления) по заданному или выработанному в процессе полета ЛА закону управления.
Структура, характеристики и конструкция рулевого привода определяются типом летательного аппарата. В данном дипломном проекте рассматривается рулевой привод для малогабаритных ЛА, полет которых происходит в плотных слоях атмосферы. Такие рулевые приводы осуществляют перемещение, как правило, поворотных аэродинамических рулей ЛА и характеризуются высоким быстродействием, способностью развивать значительные усилия при низкой массе и малых габаритах конструкции. Их энергетические и габаритно-массовые характеристики существенно зависят от вида используемой энергии.
Бурное развитие ЛА в пятидесятых годах заставило применять пневмопривод с воздушным аккумулятором давления в системах управления ЛА из-за того, что он был наиболее дешевым, простым и надежным рулевым механизмом.
В шестидесятых годах получили распространение рулевой привод на горячем газе, широко применяемый и в настоящее время. Переход от воздушного аккумулятора давления в системах рулевых приводов, 'занимающего значительный объем в ЛА, к малогабаритному и простому в изготовлении пороховому генератору газа позволил улучшить габаритно-массовые и эксплутационные характеристики рулевых приводов.
Создание в семидесятых годах рулевого привода без бортового источника питания - воздушно-динамического - положило начало новому этапу совершенствования рулевых приводов малогабаритных ЛА;
Следует также упомянуть о существовании электромагнитных рулевых приводов, в которых управления лопастями происходит напрямую силовым электромагнитом, напитываемым от аккумуляторной батареи. Однако они так же не получили широкого применения вследствие малой мощности и большого веса источника питания электромагнита.
1.1 Обоснование выбо ра типа привода и его структуры
Приводы лопастей предназначены для преобразования электрических сигналов управления в механическое перемещение лопастей, жестко связанных с подвижными частями исполнительного двигателя.
Исполнительный двигатель преодолевает при этом действующие на лопасть шарнирные нагрузки, обеспечивая необходимую скорость и необходимое ускорение при обработке заданных выходных сигналов с требуемой динамической точностью.
На базе уже существующих конструкций приводы могут быть классифицированы:
2) по принципу управления лопастями:
- релейное двух и трехпозиционное управление;
- автоколебательная с двух и трехпозиционным управлением;
- самонастраивающаяся с генератором вынуждающих колебаний и с двух и трехпозиционным управлением;
- автоколебательная с генератором вынуждающих колебаний и с двух и трехпозиционным управлением;
4) по типу исполнительного двигателя:
- одностороннего и двух стороннего действия;
5) по типу распределительного устройства:
- поворотный золотник на входе, на выходе, на входе и выходе одновременно;
- клапанное распределительное устройство на входе, выходе, входе и выходе одновременно.
Создавая новую конструкцию РП с учетом требований, изложенных в введении, необходимо выбирать такой тип привода, который обеспечивал бы требования по точности при меньшей массе и расходовал бы меньшее количество энергии по сравнению с другими типами приводов.
Для малогабаритных ракет наиболее перспективными являются рулевые привода, которые используют скоростной напор набегающего потока воздуха, получившие название -- воздушно-динамические рулевые привода.
Привода такого типа не требуют размещения на борту летательного аппарата специального источника энергии для осуществления поворота рулевых лопастей. В таком приводе поворот рулей осуществляется за счет набегающего потока воздуха. Отсутствие источника энергии улучшает массо-габаритные характеристики. Такие привода обладают следующими преимуществами перед другими приводами: простотой конструкции и обслуживания, малой металлоемкостью, небольшой трудоемкостью изготовления, надежностью работы, сравнительно невысокой стоимостью.
Воздушно-динамические рулевые привода развивают достаточную мощность и обеспечивают необходимое быстродействие, при этом аэродинамическое сопротивление, создаваемое воздухозаборником, пренебрежимо мало.
Системы приводов, использующие аэродинамический напор воздуха, обладают следующими свойствами:
- независимость габаритов силовой системы от времени работы,
- соответствие располагаемых и требуемых характеристик в широком диапазоне скоростей, постоянство фазового сдвига в широком диапазоне частот вращения.
2) шпангоут с аэродинамическими рулями;
2. Основные технические требования к РП следующие:
1) РП двухканальный, воздушно-динамический. Зависимость отклонения рулей от входного сигнала пропорциональная;
2) максимальный угол отклонения рулей б m = ±25 o ±l °;
3) форма и геометрические размеры руля представлены на рис. 1.1
Рис. 1.1. Геометрическая форма и размеры руля.
4) динамические характеристики РП обеспечиваются в диапазонах:
чисел Маха (М)........................................ от 1,1 до 5,5
частот вращения по крену (Гц)....................от 3,0 до 21,0
температур воздуха на входе (Т а ), К........ от 223 до 2140
шарнирных нагрузок (М ш ) НМм................... от минус 0,1 до минус 6,35;
избыточных давлений (P и ), Па от 1,2-10 до 38,0-10
5) РП обеспечивает заданные динамические характеристики с момента начала управления (t y ) при М > 1,1:
6) фазовые сдвиги РП при синусоидальном входном сигнале в диапазоне частот вращения f min -f max и амплитудах входного сигнала 0-25° от минус 5 до минус 25°;
7) нормированный коэффициент передачи в линейной зоне по первой гармонике при синусоидальном входном сигнале в условиях работы ракеты и с учетом погрешности изготовления при номинальном напряжении питания
8) номинальное значение коэффициента передачи, относительно ко-торого нормируется коэффициент передачи РП,
k н ом = 5,8°/В. Коэффициент передачи изменяется обратно пропорцио-нально питающему напряжению.
9) ненули на выходе РП (Дд) с момента начала управления (М ? 1,1) не более 2,5°, до начала управления Дд ? = ± 25°;
10) РП должен быть стойким, прочным и устойчивым на всех этапах эксплуатации к воздействию внешних факторов в соответствии с требованиями ТЗ и требованиями ГОСТ В20.39.302-76, ГОСТ В20.39.303_76, ГОСТ В20.39.304-76, ГОСТ В20.39.308-76, предъявляемыми к изделиям классификационной группы 4.3 с учетом требований групп 1.7 и 1.13;
11) время боевой работы РП на траектории не менее 18,8 с. Ресурс работы РП не менее 2 ч, в том числе с подачей пневмопитания -1ч.
Успех проектирования зависит не только от типа привода, но и от его структуры. При выборе структуры привода необходимо принимать во внимание требования, предъявляемые к приводу: ограничения по динамическим характеристикам, массо-габаритные характеристики, величина потребляемого тока от источника энергии. В системах приводов применяются структуры систем непрерывного и релейного действия. Системы приводов непрерывного действия более трудоемки в сравнении с системами релейного действия, так как их элементы должны иметь линейные статические характеристики. В системах приводов релейного действия используются более простые элементы: усилитель мощности, электромагнит, распределитель функционируют в двухпозиционном режиме. Автоколебания системы приводов не требуют обеспечения устойчивости. Наиболее просты разомкнутые системы приводов, но по сравнению с системами приводов с обратной связью требуемые динамические характеристики в них обеспечиваются за счет повышения мощности привода. Привод с большой мощностью требует большого расхода энергии: электромеханический преобразователь должен иметь большой электромагнитный момент, что обуславливает увеличение его объема и массы; от усилителя мощности требуется большая мощность для управления. Все это приводит к существенному увеличения объема и массы системы привода. В замкнутой системе привода вводятся датчик обратной связи, измеритель ошибки. Обычно они занимают малые объемы, имеют малые массы. Автоколебательные системы имеют лучшие динамические характеристики.
Поэтому, приходим к выводу, что при заданных нагрузках и требуемых динамических характеристиках целесообразно, для обеспечения минимальных габаритов и массы летательного аппарата, применение замкнутого автоколебательного рулевого привода, использующего в качестве рабочего тела скоростной напор встречного потока воздуха.
Перспективность проектирования рулевого привода релейного действия обусловлена следующими преимуществами: в замкнутом контуре обеспечиваются высокочастотные автоколебания малой амплитуды, благодаря которым линеаризуются нелинейности в механической передаче (люфт, трение покоя), в электромагните (зона нечувствительности) и практически исключается их влияние на преобразование управляющих сигналов; достигается высокая динамическая точность; система состоит из меньшего числа элементов по сравнению с системами непрерывного действия; система релейного действия проста в изготовлении, так как не требует регулировки; требует минимального объема проверок.
При полете управляемой ракеты набегающий поток воздуха через носовой воздухозаборник, теплообменник и распределительное устройство проходит в рабочие полости РМ. С блока усилителей сигнал ошибки, равный разности сигналов управления и датчика обратной связи, подается поочередно на одну или другую обмотки управляющего электромагнита. При поступлении сигнала в одну из обмоток якорь притягивается к ней и устанавливает струйную трубку напротив соответствующего окна приемника. Воздух поступает в рабочую полость, и в ней устанавливается максимальное давление, одновременно вторая полость оcвобождается. Под действием разницы рабочих давлений в рабочих полостях рули смещаются пропорционально входному сигналу, совершая при этом высокочастотные автоколебания. При отсутствии - входного сигнала автоколебания совершаются относительно нулевого положения рулей.
1.3 Математическое описание функционирования воздушно-динамического привода
Состояние физического тела -- однородного газа -- в некотором проточном объёме W i в каждый момент времени характеризуется совокупностью следующих параметров:
Для этого газа, полагая его идеальным, справедливо уравнение состояния:
Из этого уравнения следует, что независимых величин, характеризующих состояние газа в проточной полости, две. В термодинамике для их определения используются два закона:
Принимаем допущения о том, что параметры газа являются медленно меняющимися по сравнению с изменением сигналов управления.
Это позволяет разбить уравнение нелинейной нестационарной модели привода на две группы уравнений:
- уравнения с медленно меняющимися координатами;
- уравнения с быстро меняющимися координатами.
Учитывая выше изложенное, применим для описания функционирования привода законы сохранения энергии.
Расчетная схема канала РП представлена на рисунке 1.3.1
Рис 1.3.1 Расчетная схема рулевого привода
Закон сохранения энергии можно записать в следующем виде:
Удельный приход (расход) энергии находим по зависимостям:
Массовый секундный приход (расход) газа в рабочей полости определяется по формулам:
Функции режима течения определяются по формулам:
Математическое описание двигателя включает а себя еще и уравнения, полученные из уравнения состояния. Они имеют вид:
С учетом теплообмена будем иметь следующие зависимости:
Механическая подсистема описывается следующими уравнениями:
Эффективные сечения входного и выходного отверстий распределительного устройства типа «струйная трубка» с достаточной для инженерной практики точностью можно описать с помощью полинома первой степени.
Используя выражение для параметров можно записать:
где и - соответственно, фактический и максимальный углы поворота распределителя.
Полное нелинейное математическое описание (МО) исполнительного механизма имеет вид:
Математическое описание исполнительного механизма будет иметь следующий вид:
где Т ум - постоянная времени управляющего электромагнита;
U bx - напряжение входного сигнала;
P Пi - давление в полостях привода;
П то - удельный расход энергии в теплоотборнике;
G to - удельный массовый секундный расход рабочего тела в теплоотборнике;
П П1,2 - удельный расход энергии в рабочих полостях;
G П1,2 - удельный массовый секундный расход рабочего тела в полостях;
д, д m - угол поворота и максимальный угол поворота рулей;
Т П1,2 - температура рабочего тела в полостях;
г П1,2 - удельный вес рабочего тела в полостях;
R - универсальная газовая постоянная;
I ? - приведенный суммарный момент инерции подвижных частей;
m ш (д) - жесткость шарнирной нагрузки;
k о - газодинамический коэффициент;
Y П1,2 , Y ТО1,2 - газодинамические функции режима течения;
µS b x 1,2 , µS bыx1,2 - эффективные площади втекания и истечения в рабочих полостях;
с - коэффициент, характеризующий регулируемое втекание;
б, б m - угол поворота и максимальный угол поворота якоря управляющего электромагнита;
б, б у - коэффициенты, характеризующие регулируемое истечение.
Структурная схема исполнительного механизма будет иметь следующий вид:
Рис 1.3.2 Структурная схема исполнительного механизма.
1.4 Расче т первоначального варианта ВДРП
Проанализируем диапазон чисел Маха на участке управляемого полета:
В таблице 1.1 отражена зависимость коэффициента от чисел Маха:
Значения коэффициента подъемной силы c n = f (M, б э ф ) и относительного положения центра давления x d = f (б э ф , М) приведены, соответственно, в таблицах 1.2 и 1.3
Выбираем положение оси вращения руля:
Х ов = (0,05 ? 0,1) - (X dmax - X dmin ) + X dmin
Рассчитаем значения шарнирных нагрузок по зависимости:
в р - аэродинамическая хорда; в р = 86 мм;
S xap - площадь сечения ракеты; S xap = 28,27 см 2 ;
x d - относительное положение центра давления;
Значения шарнирных нагрузок приведены в таблице 1.4
значения шарнирных нагрузокМ н [кгсм]
Зависимость шарнирных нагрузок от чисел Маха и от эффективных углов приведены на рисунке 1.4.1.
Рассчитаем значения избыточных давлений при соответствующих числах Маха по зависимости:
Определим изменения параметра характеризующего соотношение момента нагрузки и развиваемого приводом момента:
х ов - положение оси вращения руля,
х d - относительное положение центра давления,
Рассчитаем значение энергетической функции, которая характеризует отношение мощности потребной и мощности развиваемой:
Y n - газодинамическая функция расхода,
Т - температура газа в рабочей полости.
Все данные, рассчитанные по выше изложенным зависимостям, представлены в таблицах 1.5-1.8.
Из полученных расчетных данных определим режимы полета, на которых будем в дальнейшем производить расчеты конструктивных и обобщенных параметров, проводить тепловой расчет.
Конструктивный расчет S n l будем определять на режиме, где параметр k у , характеризующий соотношения момента нагрузки и развиваемого момента имеет экстремум.
k у = 0,0098 при , T = -5O°C, t = O,6 c.
Расчет потребной скорости будем проводить на режиме, где энергетическая функция с э имеет экстремум, или, другими словами, где потребная мощность максимально приближена к развиваемой мощности привода.
с э = 11,57 при 0 = 70°, Т =-50° С, t = 5,8 с.
Тепловой расчет будем проводить на режиме, где достигается максимальная скорость полета: ,Т = +50°С.
1.5 Расчет обобщенных и конструктивных пара метров
Расчет конструктивного параметра S n l.
Расчет конструктивного параметра будем проводить, исходя из обеспечения допустимого значения по зависимости:
- максимальный относительный перепад давлений,
где Р n 1,2 - давление в рабочих полостях.
Для распределительного устройства типа "струйная трубка" можно принять k у находится как экстремум функции k у = 0,0098.
о- коэффициент, учитывающий утечки в полостях и потери в системе о=0,9
Принимаем S n l = 9-10 -6 м 3 = 9 см 3 .
Расчет развиваемого момента будем проводить, исходя из следующего соотношения:
Р ИЗб выбирается для экстремума с энерг
Тогда М т = 9 * 0,75 * 12,41 = 83,8 кг/см.
Зная момент нагрузки М т = 25,02 кг- см, можно определить значение параметра у:
Отсюда видно, что у < у доп при у доп = 0,4.
Расчет потребной и максимальной скорости.
Расчет потребной скорости будем проводить, исходя из отработки угла д 0 на частоте f при действии нагрузки, по зависимости
где д 0 = д m - угол отклонения рулей, д 0 = 0,44 рад.
Параметр для газораспределительного устройства типа "струйная трубка" можно принять 1;
щ = 2*f = 2* f вр 1,5 + 2*1,5 + 2*1,5 - круговая частота вращения объекта рассчитывается с учетом разброса на конструктивные параметры и частоты управления.
щ =2* 12,96*2* 1,5* 2* 1,5 = 100 с -1 ,
Максимальная скорость находится из следующего соотношения:
где - коэффициент, учитывающий разброс конструктивных параметров, = 1,15;
k тр = 0,9 - коэффициент, учитывающий трение,
Расчет эффективной площади выходного отверстия ГРУ.
Эффективная площадь выходного отверстия газораспределительного устройства может быть определена из зависимости для определения максимальной скорости:
где Т п - температура рабочего тела в полости, Т п = 900 К,
Y - газодинамическая функция расхода, Y = 1 при Р изб = 12,41 атм.
R, k о - параметры, характеризующие рабочее тело,
k о - показатель адиабаты, k о = 21,4,
R - универсальная газовая постоянная R = 2927 кг. см / кг-К
Эффективная площадь выходного отверстия ГРУ будет равна:
Эффективная площадь входного отверстия ГРУ будет равна:
- коэффициент расхода, - коэффициент расхода, = 0,85?0,9.
Выходные и входные площади отверстий ГРУ будут равны, соответственно:
S вых = 0,024 см 2 ; S BX = 0,021 см 2 .
В состав двухканального РП входят две рулевые машины, обеспечи-вающие управление каждым каналом, шпангоут с двумя парами аэродинамических рулей, воздухозаборник, теплоотборник, блок усилителей, конструктивно располагающийся в электронной аппаратуре ракеты.
Разработанный привод представляет собой пропорциональный рулевой привод, использующий энергию набегающего потока воздуха с исполнительным релейным двигателем двухстороннего действия и распределительным устройством "струйная трубка".
Поршень исполнительного двигателя имеет уплотнения, обеспечивающие плотное прилегание поршня к стенкам цилиндра, что обеспечивает отсутствие перетекания между полостями. Уплотнение поршня комбинированное состоит из фторопластовых колец, подпружиненных изнутри воротничковыми манжетами.
Основными сборочными единицами РП являются шпангоут и рулевые машины.
В шпангоуте на подшипниках качения установлены аэродинамические рули. На шпангоут с помощью винтов крепятся с двух сторон рулевые машины. Поступательное движение штока рулевой машины преобразуется во вращательное движение рулей посредством промежуточной тяги.
В состав рулевой машины входит силовой цилиндр двухстороннего действия, поршень с уплотнениями, потенциометрический датчик обратной связи, распределительное устройство. Распределительное устройство состоит из поворотного сопла, закрепленного на оси управляющего электромагнита и неподвижного приемника, который имеет два прямоугольных окна, связанные через подводные каналы с полостями рабочего цилиндра.
При торможении воздушного потока от элемента конструкции привода выделяется большое количество тепла, в результате чего конструкция нагревается. Поэтому необходимо использовать материалы для изготовления, способные выдерживать высокую температуру. Носовой обтекатель будет изготавливаться из цинко-молибденового сплава ЦМ-2А, аэродинамические рули из хромо-никелевого сплава ЖСБК~Ви. Остальные детали конструкции, менее подверженные тепловому воздействию будут изготавливаться из нержавеющей стали. Для охлаждения воздуха, попадающего через воздухозаборник в рабочие полости, в передней части РП установлен теплоотборник, состоящий из тонких металлических трубок, проходя через которые, воздух охлаждается.
Тепловой расчет конструкции проводится после предварительной компоновки РП по алгоритму, приведенному на рис. 1.7 в следующем порядке:
1) определяется температура газа на входе в воздухозаборное устройство
2) по первоначально выбранному q j , определяется температура рабочего тела в j-том элементе конструкции
5) определяются коэффициенты уравнений для расчета температуры рабочего тела и стенок конструкции j-того элемента:
Если отличие заданного значения и рассчитанного составляет более 15%, то проводится повторный расчет, и в качестве берется рассчитанное значение .
Результаты расчета тепловых процессов используются для уточнения обобщенных параметров привода и выбора материалов конструкции.
Алгоритм расчета температур рабочего тела и стенок конструкции
Выбор режима расчета и первоначального значения q ч
Расчет температуры газа в трубопроводе
Расчет параметра k ат и коэффициентов теплоотдачи б п и б вт
Определение коэффициентов уравнений для расчета температур
Расчет температуры воздуха в трубопроводе и температуры стенки
Выбор первоначального значения q ф1
Расчет параметра k ап и коэффициентов б п и б вт
Определение коэффициентов уравнений для расчета температур
Расчет температуры воздуха в фильтре и температуры стенки фильтра
Выбор первоначального значения q пi
Расчет параметра k ф1 и коэффициентов теплоотдачи б п и б вых
Определение коэффициентов уравнений для расчета температур
Расчет температуры воздуха в полости и температуры стенки
Определение Т от (t), Т т (t), Т оф (t), Т ф (t), Т оп (t), Т п (t)
По приведенным выше математическим моделям рассчитаны параметры силовой и управляющей частей РП, управляющего электромагнита и температуры рабочего тела.
В качестве расчетных выбраны режимы (рис. 1.7, 1.8):
1) для расчета S n l - режим, соответствующий экстремуму k у :
, Т а =223 К, t = 0,6 c, М=1,124, Р н =1,22М10 5 Па
k у min = - 0,0094, x ов = 61мм, М н = - 0,324 Нм, f в p = 3,6 Гц;
2) для расчета требуемой скорости и размеров распределительного устройства - режим, соответствующий экстремуму С э :
, Т а =323 К, t = 4,8 c, М=5,014, Р н =18,2М10 5 Па, Х ов = 61 мм
М н = -3,68 Нм, f вp = 15,1 Гц. Н = 5200 м, Т вх = 1748 К, Дf вр = 3,0 Гц,
3) для расчета управляющей части - режим, на котором имеют место максимальные фазовые сдвиги на рабочих частотах:
, Т а = 323 К, t = 9,8 с, М = 5,23, Р и = 4,98М10 5 Па, Х ов = 61 мм, М н = = - 0,916 Нм, f в p = 14,06 Гц, Н = 14686 м, Т вх = 1475 К, Дf в p = 2,8 Гц, f y = 1,0 Гц;
4) для расчета тепловых процессов - режим, на котором имеют место максимальные температуры потока воздуха в воздухозаборнике:
, Т а = 323 К, t = 1,38 с, М m ах = 5,308, Р а = 35,7·10 5 Па, Н = 0,
При b с = 9,7 10 -2 м, S p = 28,3М10 -4 м 2 , Дс m = 0,75, у доп = 0,4, о= 0,4, д m = =0,436 рад,
получены следующие основные конструктивные и обобщенные параметры исполнительного двигателя:
произведение площади поршня на плечо S n l, м 3 ...............9,0М10 - 6 ;
плечо 1, м..........................................................................1,05 10 - 2 ;
требуемая скорость Щ , 1/с...............................................76,03.
эффективная площадь истечения из рабочей полости
µS вых , м 2 ........................................................................... 2,00 10 -6 ;
эффективная площадь втекания в рабочую полость,
µS вх , m 2 ............................................................................. 1,8 10 -6 .
Зависимости параметра k у времени для различных режимов работы
Зависимость энергетической функции от времени для различных режимов работы
В конструкции реализовано S n l = 10,0-10 -6 м 3 .
В результате расчета управляющей части РП при = 6, = 88,3с - 1 ,
, = 0,0393 рад, = -20°, = 76,4 с- 1 , М рп , = 3,36 Нм, J = 0,000025 кгм 2 , f = 0,001 Нмс, Мстр = 0,15
Нм определены параметры и структура привода:
частота автоколебаний , 1/с.................................... 530
амплитуда автоколебаний д а ,рад................................ 0,277
время эквивалентного запаздывания УЭМ t э y M, с.......0,0016
величина зоны неоднозначности релейного усилителя, приведенная к
выходу ДОС U в ........................................................ 1,0
параметр корректирующего фильтра С к .................... 1,76
амплитудная характеристика разомкнутого РП А р (). 2,505
фазовая характеристика замкнутого ) .........минус 20°
Для реализации С к = 1,76 использован корректирующий фильтр с передаточной функцией вида:
Основные параметры управляющего электромагнита, рассчитанные из условия обеспечения времени эквивалентного запаздывания t э = 0,0016 с при напряжении питания U n = 30 В, угле поворота = 0,0393 рад и максимальном допустимом токе потребления на канал J д ? 0,8 А, следующие:
сопротивление обмотки при 20°С R о , Ом...................62±3;
число витков W, не менее....................................... 900;
плечо якоря l я , м............................................... 1,15-10 - 2 ;
площадь якоря S a , м 2 ........................................... 0,2-10 -4 ;
площадь минимального сечения магнитопровода, м 2 .... 0,2-10 -4 ;
эквивалентная длина магнитопровода l ст , м............0,675-10";
жесткость пружины С пр , Нм/рад..............................1,7.
Время срабатывания рассчитанного УЭМ не более 0,002 с. Температура рабочего тела в трубопроводе Т Т , теплоотборнике Т ф , рабочих полостях Т п стенок Т ст , Т сф ,
Проектирование воздушно-динамического рулевого привода управляемой гиперзвуковой ракеты зенитного комплекса дипломная работа. Производство и технологии.
Реферат: Особенности производства пресервных изделий. Скачать бесплатно и без регистрации
Реферат: Конфликты и типологии конфликтных отношений
Контрольная Работа На Тему Статистика На Підприємстві
Домашняя Контрольная Работа 2 По Алгебре
Контрольная работа по теме Совместные рекомендации государственных органов
Отчет по практике по теме Деятельность медицинского персонала в Онохойской участковой больнице
Реферат по теме Легендарный Леонардо да Винчи
Курсовая работа: Основы учения о конституции. Скачать бесплатно и без регистрации
Концепция Реферата
Курсовая работа: Состояние и пути совершенствования учета продажи продукции, работ, услуг
Реферат: Послание апостола Павла. Скачать бесплатно и без регистрации
Реферат: Пищевые растения и их свойства
Языки Мира Сочинение
Дипломная работа по теме Анализ кредитных операций коммерческого банка на примере ООО МФО 'Каспийский капитал'
Диссертация Инвестиционная Привлекательность На Примере Региона
Янук Елена Собрание Сочинений Торрент
Дипломная работа по теме Аттестация рабочих мест как фактор улучшения условий труда
Методы Публичного Финансового Контроля Реферат
Защищенные Диссертации По Юриспруденции
Дипломная работа по теме Корпоративные захваты и способы борьбы с ними в условиях современного законодательства и правоприменительной практики
Вторая мировая война - История и исторические личности контрольная работа
Порядок формирования и удостоверения номенклатуры дел - Бухгалтерский учет и аудит курсовая работа
Поняття та класифікація систем радіоавтоматики - Коммуникации, связь, цифровые приборы и радиоэлектроника реферат