null

Download Report

Transcript null

ΔΥΝΑΜΙΚΗ ΚΑΙ ΕΛΕΓΧΟΣ ΠΤΗΣΗΣ

3A: ΔΥΝΑΜΙΚΕΣ ΕΞΙΣΩΣΕΙΣ ΚΙΝΗΣΗΣ – ΓΕΝΙΚΕΣ ΕΞΙΣΩΣΕΙΣ

Συστήματα αξόνων του αεροσκάφους Κίνηση αεροσκάφους στην ατμόσφαιρα

⇒

συστήματα αξόνων για την περιγραφή της. Απαιτούνται κατάλληλα Τα διάφορα εναλλακτικά συστήματα αξόνων στη δυναμική πτήσης:

 αδρανειακοί άξονες (συνήθως γήινοι),    σωματόδετοι άξονες, αεροδυναμικοί άξονες ή άξονες ανέμου,

άξονες ευστάθειας.

Αδρανειακοί άξονες - Ι

Αδρανειακοί άξονες: Προσδένονται σε ένα σύστημα αναφοράς το οποίο θεωρείται ακίνητο και ως προς το οποίο μελετάμε τη σχετική κίνηση του αεροσκάφους. Συνήθως, σαν τέτοιο σύστημα συντεταγμένων θεωρείται η Γη.

  Η Γη ως αδρανειακό (ακίνητο) σύστημα αναφοράς: Στη Δυναμική Πτήσης, οι χρόνοι μέσα στους οποίους εξελίσσονται τα φαινόμενα δυναμικής, είναι πολύ μικροί συγκριτικά με τον χρόνο περιστροφής της γης ⇒ Η παραδοχή αυτή είναι απολύτως επαρκής. Παραδοχή επίπεδης Γης: Η παραδοχή ότι η πτήση πραγματοποιείται πάνω από μια επίπεδη Γη, εφόσον, η Δυναμική Πτήσης ουσιαστικά αφορά τη βραχυπρόθεσμη κίνηση του αεροσκαφους.

Αδρανειακοί άξονες - ΙΙ

→ →

Ο 0 x 0

προς το βορρά (North).

O 0 y 0

προς την ανατολή (East).

→

Ο 0 z 0

κατακόρυφα προς τα κάτω (προς κέντρο Γης) // 𝒈

Για την περιγραφή της βραχυπρόθεσμης σχετικής κίνησης του αεροσκάφους, ως προς το αδρανειακό σύστημα (Ο 0 x 0

Γήινοι άξονες αναφοράς (datum-path earth axis) Ο

y 0 z 0 ).

Ε x E y E z E

→

Γήινοι άξονες (earth axis) Ο

0 x 0 y 0 z 0

Ο Ε x E y E

: οριζόντιο επίπεδο // επίπεδο (Ο 0 x 0 y 0 ) στην επιφάνεια της γης, .

→

Ο Ε x E

: άξονας με τη φορά πτήσης του αεροσκάφους και όχι προς το βορρά, →

Ο Ε z E

≡ 𝑶 𝒐 𝒛 𝒐

Aρχή των αξόνων Ο Ε, συνήθως ≡ κέντρο βάρους του αεροσκάφους (cg – center of gravity).

Σωματόδετοι άξονες του αεροσκάφους

(1) Σωματόδετο σύστημα αξόνων (Οx

το αεροσκάφος.

b y b z b ):

Προσδεμένο στο αεροσκάφος. Όταν η κατάσταση του αεροσκάφους διαταράσσεται από τις αρχικές συνθήκες πτήσης, οι άξονές του κινούνται μαζί με →

Οx b z b

: το επίπεδο που ορίζει το επίπεδο συμμετρίας του αεροσκάφους, →

Οx b

: άξονας που γενικά ορίζεται παράλληλος με τη γεωμετρική αναφορά της ατράκτου (horizontal fuselage datum), → →

Οy b Οz b

: άξονας με φορά προς τη δεξιά πτέρυγα, : άξονας με φορά προς τα κάτω.

Αρχή Ο των αξόνων συνήθως ≡ του αεροσκάφους.

κέντρο βάρους (cg)

Σωματόδετοι άξονες του αεροσκάφους

→

Αεροδυναμικοί άξονες ή άξονες ανέμου (wind axis) Ox

w y w z w

Ox w V T

: παράλληλος με τη διεύθυνση της ολικής ταχύτητας του σχετικού ανέμου Προσδιορίζεται σε σχέση με τον άξονα Ox χαρακτηριστικών γωνιών της σχετικής ταχύτητας του ανέμου ως προς το αεροσκάφος: b , μέσω των δύο γωνία πρόσπτωσης α, γωνία πλαγιολίσθησης β.

3) Άξονες ευστάθειας, (stability axis) Ox

s y s z s

Διαφορά αξόνων ευστάθειας και ανέμου: Ο άξονας Ox

έχει διεύθυνση παράλληλη με την προβολή της σχετικής ταχύτητας του ανέμου στο επίπεδο (Oxz).

* Προφανώς οι άξονες ευστάθειας και οι άξονες άνεμου ταυτίζονται στην σταθερή-μόνιμη συμμετρική πτήση (β=0).

Μεταβλητές του αεροσκάφους στο σωματόδετο σύστημα συντεταγμένων

Συνιστώσες της συνολικής γραμμικής ταχύτητας

V T = [U,V,W] T

του κέντρου βάρους O :

→ U: αξονική ταχύτητα, → V: εγκάρσια ταχύτητα, → W: κάθετη ταχύτητα.

Συνιστώσες της γωνιακής ταχύτητας Ω = [P,Q,R]

του κέντρου βάρους O:

→ → → P: ρυθμός κλίσης (περιστροφής), Q: ρυθμός πρόνευσης, → R: ρυθμός εκτροπής.

Συνιστώσες του αθροίσματος των εξωτερικών δυνάμεων:

X: αξονική συνιστώσα δύναμης, → Y: πλάγια συνιστώσα δύναμης, → Z: κάθετη συνιστώσα δύναμης.

Συνιστώσες του αθροίσματος των ροπών των εξωτερικών δυνάμεων:

→ → → L: ροπή περιστροφής, M: ροπή πρόνευσης, N: ροπή εκτροπής.

Μεταβλητές του αεροσκάφους στο σωματόδετο σύστημα συντεταγμένων

Αεροσκάφος

⇒ →

Στερεό σώμα

⇒

Έξι (6) βαθμοί ελευθερίας:

τρεις συνιστώσες της μετατόπισης ως προς τους εκάστοτε τρεις άξονες αναφοράς και → τρεις αντίστοιχες γωνίες περιστροφής περί τους άξονες αυτούς. • • Θεωρείται αρχικά ένα γενικευμένο σωματόδετο σύστημα αξόνων Οxyz, το οποίο μπορεί να είναι το σωματόδετο σύστημα 𝚶𝒙 𝒃 𝒚 𝒃 𝒛 𝒃 ή το σύστημα ανέμου 𝚶𝒙 𝒘 𝒚 𝒘 𝒛 𝒘 .

Οι συνιστώσες των γραμμικών ποσοτήτων, (δύναμη, ταχύτητα κλπ.) είναι θετικές όταν η φορά της δράσης είναι η ίδια με τη φορά του άξονα με τον οποίο αυτή σχετίζεται.

• → → → Η θετική έννοια των περιστροφικών ποσοτήτων, (ροπή, γωνιακή ταχύτητα, γωνία θέσης, κλπ. ) προκύπτει με τον κανόνα του δεξιού χεριού: Θετική κλίση περί τον άξονα Ox: ο άξονας Oy πλησιάζει τον άξονα Oz, το αεροσκάφος εμφανίζει δεξιά* κλίση και η δεξιά* πτέρυγα κλίνει προς τα κάτω. Θετική πρόνευση περί τον άξονα Oy: ο άξονας Oz πλησιάζει τον άξονα Ox και το αεροσκάφος ανεβάζει το ρύγχος (nose up).

Θετική εκτροπή ως προς τον άξονα Oz: ο άξονας Ox πλησιάζει τον άξονα Oy και το αεροσκάφος στρέφει το ρύγχος προς τα δεξιά*.

* Υπό την οπτική του πιλότου μέσα στο πιλοτήριο.

Μετασχηματισμός αξόνων

Προσανατολισμός αεροσκάφους ως προς το γήινο (χωρόδετο) σύστημα αξόνων:

⇒ Γωνίες Euler: { Φ, Θ , Ψ } Έστω P το κέντρο βάρους 𝑷𝒙 𝟏 𝒚 𝟏 𝒛 𝟏 .

⇒ Μεταφορά Ο στο P ⇒ 𝜪𝒙 𝑬 𝒚 𝑬 𝒛 𝑬 ⇒ M έσω τριών διαδοχικών περιστροφών: ≡

1) 2)

Γωνία πορείας Ψ (heading angle) : περιστροφή του 𝑃𝑥 1 𝑦 1 𝑧 1 κατά γωνία Ψ γύρω από τον άξονα 𝑃𝑧 1 , οδηγεί σε ένα νέο σύστημα συντεταγμένων 𝑃𝑥 2 𝑦 2 𝑧 2 , με 𝑃𝑧 2 = 𝑃𝑧 1 .

Γωνία πρόνευσης Θ (pitch angle) : περιστροφή του 𝑃𝑥 2 𝑦 2 𝑧 2 κατά γωνία Θ γύρω από τον άξονα 𝑃𝑦 2 , οδηγεί σε ένα νέο σύστημα συντεταγμένων 𝑃𝑥 3 𝑦 3 𝑧 3 με 𝑃𝑦 3 = 𝑃𝑦 2 .

Γωνία περιστροφής ή κλίσης Φ (bank angle) : περιστροφή του 𝑃𝑥 3 𝑦 3 𝑧 3 κατά γωνία Φ γύρω από τον άξονα 𝑃𝑥 3 , οδηγεί τελικά στο σωματόδετο σύστημα συντεταγμένων 𝑃𝑥 𝑏 𝑦 𝑏 𝑧 𝑏 με 𝑃𝑥 𝑏 = 𝑃𝑥 3 .

Αντίστοιχες γωνιακές ταχύτητες (

𝜱

𝜣

𝜳

→ ρυθμός αλλαγής της κλίσης Φ , → → ρυθμός αλλαγής της γωνίας ανόδου-καθόδου ρυθμός αλλαγής της πορείας Ψ .

Θ ,

Η θέση του αεροσκάφους ως προς το γήινο σύστημα αξόνων

Συσχετισμός γωνιακών ταχυτήτων P,Q,R στο σωματόδετο σύστημα αναφοράς, με τις γωνιακές ταχύτητες Euler

𝜱

𝜣

𝜳

→ P Q R = 1 0 0 cos Φ − sin Θ sin Φ cos Θ 0 − sin Φ cos Φ cos Θ Ψ Θ Φ Ο ρυθμός περιστροφής P (roll rate) ως προς το σωματόδετο σύστημα δεν ταυτίζεται με τον ρυθμό αλλαγής της κλίσης Φ . → Ο ρυθμός πρόνευσης Q (pitch rate) ως προς το σωματόδετο σύστημα δεν ταυτίζεται με τον ρυθμό αλλαγής της γωνίας ανόδου καθόδου Θ . → Ο ρυθμός εκτροπής R (yaw rate) ως προς το προσδεμένο σύστημα δεν ταυτίζεται με τον ρυθμό αλλαγής της πορείας Ψ .

Οι Βασικές παραδοχές και Υποθέσεις

4) 5) 6) 7) 1) 2) 3) Το αεροσκάφος πετά σε ακίνητη ατμόσφαιρα με σταθερές ιδιότητες.

Η ταχύτητα του αεροσκάφους είναι σημαντικά μικρότερη της ταχύτητας του ήχου, έτσι ώστε ο αέρας να θεωρείται ασυμπίεστος και οι διαταραχές να διαδίδονται ακαριαία επάνω στο αεροσκάφος.

Το αεροσκάφος δεν παραμορφώνεται ελαστικά υπό την επίδραση των φορτίων που του ασκούνται. Συμπεριφέρεται δηλαδή σαν άκαμπτο σώμα.

Το αεροσκάφος έχει σταθερή μάζα.

Το αεροσκάφος είναι συμμετρικό ως προς το επίπεδο 𝛰𝑥𝑧 .

Η επιτάχυνση της βαρύτητας είναι σταθερή.

Οι επιταχύνσεις του αεροσκάφους λόγω της κίνησης του περί την καμπύλη επιφάνεια της γης που περιστρέφεται, είναι αμελητέες (Coriolis effects).

Οι γενικές εξισώσεις κίνησης του στερεού συμμετρικού αεροσκάφους - Ι

2 ος

Νόμος του Νεύτωνα: Στερεό σώμα, υπό τη δράσης ενός πεδίου εξωτερικών δυνάμεων F ex : d(m𝐯) dt I = 𝐅 𝐞𝐱 όπου m είναι η μάζα του σώματος και v το διάνυσμα της ταχύτητας του κέντρου βάρους του αεροσκάφους.

 Οι ασκούμενες εξωτερικές ροπές T

στο σώμα εξισορροπούνται από τη μεταβολή της στροφορμής του:  → → d𝐇 dt I = 𝐓 𝐞𝐱 Ο ρυθμός μεταβολής ενός διανύσματος b λαμβάνεται στο αδρανειακό (χωρόδετο) σύστημα αναφοράς και περιλαμβάνει δύο επί μέρους συμβολές: Το ρυθμό μεταβολής (μεταφορά) του b στο σωματόδετο σύστημα αξόνων. Τη μεταβολή του b λόγω περιστροφής του συστήματος συντεταγμένων B με γωνιακή ταχύτητα ω ως προς το αδρανειακό σύστημα Ι.

d𝐛 dt I = d𝐛 dt B + 𝛚 ⦻ 𝐛

Οι γενικές εξισώσεις κίνησης του στερεού συμμετρικού αεροσκάφους - ΙΙ

Γραμμική και γωνιακή ταχύτητα κέντρου βάρους, διανύσματα εξωτερικών δυνάμεων και ροπών του αεροσκάφους :

𝐕 = 𝐕 𝐓 = U, V, W T 𝛚 = 𝛀 = P, Q, R T 𝐅 𝐞𝐱 = X, Y, Z T 𝐓 𝐞𝐱 = L, M, N T  Οι ροπές αδράνειας του αεροσκάφους ορίζονται ως: I x = I xx = y 2 + z 2 dm I y = I yy = x 2 + z 2 dm I z = I zz = y 2 + x 2 dm I xz = xz dm   Λόγω της συμμετρικότητας ως προς το επίπεδο Οxz και ότι η μάζα του αεροσκάφους είναι ομοιόμορφα κατανεμημένη, ισχύει Ι xy = I yz = 0.

Η στροφορμή Η προσδιορίζεται από το μητρώο (τελεστή): 𝐇 = H x H y H z = I 0 −I x xz I 0 −I 0 y I 0 z xz P Q R = PI −PI x − RI QI xz y xz + RI z

Οι γενικές εξισώσεις κίνησης του στερεού συμμετρικού αεροσκάφους - ΙΙΙ

 Οι ρυθμοί μεταβολής της ταχύτητας και της στροφορμής στο σωματόδετο σύστημα συντεταγμένων B είναι αντίστοιχα:  d𝐕 dt 𝐓 B = W V U και d𝐇 dt B = H x H y H z = I 0 −I x xz I 0 −I 0 y I 0 z xz Q P R = PI − PI x − RI xz xz QI y + RI z Οι μεταβολές της ταχύτητας και της στροφορμής λόγω περιστροφής του σωματόδετου συστήματος συντεταγμένων B είναι αντίστοιχα: 𝛚 ⦻ 𝐕 𝐓 = −RV + QW −PW + RU −QU + PV και 𝛚 ⦻ 𝐇 = −PQI xz PR I x − I z QRI xz + RQ I z + (P 2 + PQ I y − I − R 2 )I xz − I x y

Οι γενικές εξισώσεις κίνησης του στερεού συμμετρικού αεροσκάφους - ΙV

 Οι εξωτερικές δυνάμεις και ροπές, που εμφανίζονται στις σχέσεις είναι ένα άθροισμα συνιστωσών και σύμφωνα με την προσέγγιση του Bryan (1911), εκφράζονται ως ακολούθως: X = X a Y = Y a Z = Z a L = L a M = M a N = N a + X + Y + Z + L g g g g + M g + N g όπου οι δείκτες συμβολίζουν: a: αεροδυναμικές δυνάμεις, p: δυνάμεις λόγω εφαρμογής της ισχύος (ώθησης), + X c + Y c + Z c + L c + M c + N c + X p + Y p + Z p + L p + M + N p p + X + Y + Z + L d d d d + M + N d d c: δυνάμεις που προκύπτουν από την κίνηση των πηδαλίων, g: δυνάμεις βαρύτητας, d: δυνάμεις λόγω των ατμοσφαιρικών αναταράξεων.

Γενικευμένες εξισώσεις κίνησης

 Οι γενικευμένες εξισώσεις κίνησης είναι:  Χ = m U − RV + QW = X a + X g Y = m V − PW + RU = Y a + Y g + X c + X p + Y c + Y p + X d + Y d L = I x M = I y P − I xz Q + I x R − I − I z xz PQ + I PR + I xz z P 2 − I y − R 2 RQ = L a = M a + L g + M g N = I z Z = m a R − I xz P + I y − I x PQ + I xz + Z g QR = N + Z c a + Z p + N g + Z + L + M + N c c c d + L p + M + N p p + L d + M + N d d Αυτές οι μη γραμμικές εξισώσεις σχηματίζουν ένα σύστημα έξι διαφορικών εξισώσεων που περιγράφουν την κίνηση ενός αεροσκάφους με τις U,V,W,P,Q,R ως εξαρτημένες μεταβλητές. Ο χρόνος είναι η ανεξάρτητη μεταβλητή.  Η λύση των εξισώσεων δεν είναι δυνατή αναλυτικά διότι: Τα δεξιά μέλη των έξι εξισώσεων μεταβάλλονται με τον χρόνο και με τη μεταβολή των εξαρτημένων μεταβλητών U,V,W,P,Q,R. Οι συνιστώσες των δυνάμεων λόγω της βαρύτητας στις σχέσεις εξαρτώνται από τον προσανατολισμό του αεροσκάφους σε σχέση με το γήινο σύστημα αξόνων.

⇒ Απαιτείται γραμμικοποίηση των εξισώσεων.