Дипломная работа (ВКР) — бакалавр, специалист на тему Стенд испытаний рулевого привода с методикой проверки работоспособности.

Содержание:

Аннотация 1

Введение 3

1 Общая часть 5

1.1 Определение запасов устойчивости 5

1.2 Оценка качества функционирования систем 9

1.3 Определение динамической жёсткости 10

1.4 Полунатурное моделирование 10

2 СПЕЦИАЛЬНАЯ ЧАСТЬ 15

2.1. Стендовая база испытания систем рулевых приводов 15

2.2. Система управления нагружением 20

2.3 Измерительно-согласующая система 22

3 ТЕХНИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ 25

3.1 Оценка характеристик надежности объекта 25

3.1.1. Анализ дерева отказов (неисправностей) 25

3.1.2. Анализ видов последствий и критичности отказов 31

3.1.3. Анализ надежности методом построения дерева событий (ДС) 32

3.1.4. Оценка рисков при производстве работ и мероприятия предотвращающие вероятность рпеализации опасности 35

3.1.5. Оценка риска при проведении опасных работ 39

3.2 Анализ спроектированного устройства как объекта контроля 42

3.3 Обоснование метода эксплуатации, стратегии технического обслуживания и периодичности регламентных (контрольных) работ 45

3.4. Расчет фонда запасных элементов для объекта 49

3.5. Разработка инструкции по эксплуатации объекта 52

3.6. Метрологическое обеспечение разработки 54

Заключение 55

Список используемых источников 57

Введение:

Рулевые приводы (РП) являются одними из критически важных элементов в системах управления современных самолётов с высоким уровнем автоматизации полета, т.к. надёжность и качество их работы во многом определяет уровень безопасности полёта. К современным РП предъявляются особо высокие требования по безотказности управления и отработке малых входных сигналов, соответствующих перемещениям выходного звена до 1% от максимального хода.

Поэтому стендовая отработка РП и их систем (СРП) является одним из обязательных этапов при разработке систем управления летательных аппаратов, т.к. она позволяет в безопасных условиях убедиться в ее работоспособность во всем эксплуатационном диапазоне.

Стендовые испытания РП, направленные на выявление каких-либо изъянов конструкции привода или же на подтверждение их отсутствия, настроек системы управления, на различных этапах жизненного цикла изделия могут иметь различные цели. Это может быть сбор исследовательских данных для построения корректных математических моделей приводов, предварительная оценка проектировочных решений, допуск к испытательным полётам, квалификация системы приводов, приёмка-передача изделий и др. При этом вне зависимости от вида испытаний для получения релевантных данных необходимо иметь возможность воспроизводить на испытательном стенде условия, существенно влияющие на работу привода, а именно факторы внешней среды (температура, влажность и пр.), а также нагрузки на выходном звене, что еще более важно с точки зрения динамики системы управления.

Гидромеханические следящие приводы широко используются в бустерных системах управления современных летательных аппаратов (ЛА) как рулевые приводы (РП) аэродинамических поверхностей управления. Особенностью их работы является ограниченная

жесткость опоры крепи и относительно небольшие силы демпфирования, что в сочетании с массовыми (инерционными) нагрузками часто приводит к потере устойчивости привода или возникновению слабозатухающих колебательных процессов в силовом контуре системы управления ЛА. Особенно эти явления свойственны бустерным системам управления самолетов [1 – 4]. Поэтому обеспечение необходимых динамических свойств, в том числе нужных запасов устойчивости гидромеханических следящих рулевых приводов (бустеров), является весьма актуальной задачей при проектировании системы управления самолета. Для ее разрешения в ряде случаев в силовой контур системы управления самолета устанавливается специальный демпфер [2]. Существенным недостатком такого решения этой задачи является усложнение системы, увеличение ее массы и сложность обеспечения стойкости рулевых приводов при отказе демпфера. В этой связи в последнее время обеспечение необходимых запасов устойчивости рулевых приводов осуществляется путем выбора рациональной кинематической схемы привода и оптимизации его основных параметров.

Заключение:

Поскольку MEA/AEA становится популярным в аэрокосмических приложениях, ЭМП разрабатывается как исполнительная система следующего поколения, включающая органы управления полетом, шасси, двигатели и TVC. Он был протестирован и успешно подтвержден в нескольких крупномасштабных исследовательских проектах, упомянутых в этом обзоре. Благодаря повышенной безопасности и надежности, более простому и сокращенному техническому обслуживанию по сравнению с традиционной гидравлической системой, система ЭМП широко применяется в коммерческих и военных самолетах. Из представленных ключевых технологий и исследовательских задач в области управления боем дается несколько комментариев по развитию системы ЭМП: (1) ЭМП движется к высокоинтегрированной системе с помощью некоторых критических технологий, таких как междисциплинарная оптимизация, комплексное проектирование и прямое производство приводной архитектуры. (2) ЭМП разработан для обеспечения высокой надежности и высокой удельной мощности. Отказоустойчивый серводвигатель, усовершенствованный механизм механической трансмиссии и топологии системы с резервированием, такие как конфигурации гибридного привода, обычно используются в соответствии с тенденцией. (3) Будущие исследования ЭМП будут направлены на системы без помех и системы тестирования мониторинга состояния, которые обладают лучшими диагностическими возможностями, а также методами управления состоянием на ранней стадии и прогнозирования оставшегося срока службы неисправных компонентов. Функция HM определена как важная движущая сила технологии ЭМП, используемой в будущей архитектуре самолета. а резервные системные топологии, такие как конфигурации гибридных приводов, обычно используются в соответствии с тенденцией. (3) Будущие исследования ЭМП будут направлены на системы без помех и системы тестирования мониторинга состояния, которые обладают лучшими диагностическими возможностями, а также методами управления состоянием на ранней стадии и прогнозирования оставшегося срока службы неисправных компонентов. Функция HM определена как важная движущая сила технологии ЭМП, используемой в будущей архитектуре самолета. а резервные системные топологии, такие как конфигурации гибридных приводов, обычно используются в соответствии с тенденцией. (3) Будущие исследования ЭМП будут направлены на системы без помех и системы тестирования мониторинга состояния, которые обладают лучшими диагностическими возможностями, а также методами управления состоянием на ранней стадии и прогнозирования оставшегося срока службы неисправных компонентов. Функция HM определена как важная движущая сила технологии ЭМП, используемой в будущей архитектуре самолета.

ЭМП является относительно новой концепцией привода для MEA/AEA и имеет большой потенциал для улучшения. Несмотря на обширные проверки и испытания, проведенные за последние несколько десятилетий, ЭМП не являются достаточно зрелыми, чтобы заменить традиционные HSA в обычном режиме для критически важных с точки зрения безопасности поверхностей. Практический подход может быть принят с наилучшей комбинацией гидравлики и электричества в таких приложениях управления полетом. Эта слабость будет преодолена благодаря попыткам модульности, стандартизации и повышенным требованиям к ЭМП.

Фрагмент текста работы:

1 Общая часть

1.1 Определение запасов устойчивости

Под управлением самолетом понимается изменение его угловой ориентации в пространстве и изменение траектории полета, то есть изменение размера и направления вектора скорости самолета. Изменение размера и направления вектора скорости самолета связано с изменением размера и направления равнодействующей силы самолета, аэродинамической силы и тяги. Эти силы называют управляющими.

Аэродинамические силы, действующие на самолет, зависят от углового положения самолета относительно воздушного потока, а направление аэродинамических сил от пространственного положения самолета. Благодаря

этом изменение траектории движения осуществляется посредством управления угловым положением самолета. Традиционно в качестве основной аэродинамической силы используется подъемная сила Yа, которая зависит от угла атаки, а ориентация которой в пространстве – от угла крена.

Изменение углового положения самолета за счет его вращения вокруг поперечной оси OZ (смена тангажа), вокруг нормальной оси OY (смена риска) и продольной оси OX (смена крена) вызывается соответствующими управляющими моментами, создаваемыми рулевыми поверхностями.

Изменение тангажа и соответствующие изменения угла атаки и подъемной силы вызываются моментом, создаваемым рулем высоты, установленным на горизонтальном оперении, или цельноповоротным стабилизатором.

Изменение крена и соответствующее изменение ориентации подъемной силы в пространстве вызываются моментом, создаваемым элеронами или дифференциальным стабилизатором, флаперонами, интерцепторами.

Изменение риска и соответствующие изменения угла скольжения и боковой силы Za вызываются моментом, создаваемым рулем направления, установленным на вертикальном оперении.

Недостатком традиционного моментного управления является то, что один и тот же орган управления применяется и для создания угловой скорости, и для изменения траектории полета. В результате возникает эффект обратной траекторной управляемости. К примеру, для набора высоты пилот отклоняет стабилизатор на увеличение угла атаки.

При этом на стабилизаторе возникает отрицательный прирост подъемной силы, из-за чего самолет начинает терять высоту. Спустя некоторое время после отклонения руля и потери высоты самолет, увеличив угол атаки, начинает набирать высоту. Аналогичным недостатком обладает самолет и в боковом движении.