Реферати » Реферати з АВІАЦІЇ и космонавтіці » Система автоматичного регулювання температури газів в газотурбінному двігуні

Система автоматичного регулювання температури газів в газотурбінному двігуні

Система автоматичного регулювання температури газів в газотурбінному двігуні.

Структурна схема:

де:
ОР - об'єкт регулювання;
ЧЄ - чутлівій елемент;
У - підсилювач;
ІМ - виконавчий Механізм;
КЗ - коригуючий ланка;


Опис роботи реальної системи:
У даній работе розглядається система автоматичного регулювання температури газів в газотурбінному двігуні літака. КЗ, Яке в даним випадка є реальним дифференцирующим Ланка, реагує на что Надходить сигнал від ЗР и діференціюючі его в часі, прогнозує зміну температури, тоб, система реагує на найменший відхилення температури від заданої, що не допускаючи критичного ее зниженя. Потім сигнал з суматора Надходить на підсилювач, а з нього на виконавчий Механізм, Який Виконує
необхідну корекцію температури.
ХІД РОБОТИ
1) САУ розімкнута.

Структурна схема:

На графіку видно, что система нестійка.
При аналітичної Перевірці система буде стійкою, ЯКЩО ВСІ корені его характеристичностью рівняння лежати в лівій півплощині. Перевіряється це помощью крітерію стійкості Гурвіца. Згідно з ним, для того, щоб коріння характеристичностью рівняння лежали строго в лівій півплощині, звітність, и Достатньо, щоб головний Визначник матріці Гурвіца и ВСІ йо діагональні мінорі були больше нуля.Gthtlfnjxyfz функція:

де 3, 3 S3 +4,1 S2 + S - характеристичностью рівняння,
в якому а0 = 3,3, а1 = 4,1, а2 = 1, а3 = 0.
Оскількі Вільний член характеристичностью рівняння дорівнює нулю, значити один з коренів дорівнює нулю, и звідсі віпліває, что система находится На межі стійкості.

2) САУ замкнута.

Структурна схема:

На графіку залежності видно, что система не стійка.
Передавальний функція:

де 3,3 S3 +4,1 S2 + S +5,5 - характеристичностью рівняння,
в якому а1 = 3,3, а2 = 4,1, а3 = 1, а4 = 5,5
Досліджуємо стійкість системи помощью крітерію стійкості Гурвіца:
? 1 = а1 = 3,3> 0,
? 2 == а1 · а2-а0 · а3 = 4,1-18,15 =-14,05

Отже, замкнута система не стійка.

2) САУ з коригувальна Ланки.
На цьом етапі лабораторної роботи розглядається дана система, альо уже з коригувальна Ланка, для Якого ми експериментально путем підбіраємо коефіцієнт корекції, при якому система би була стійкою. Розглядається два Варіанти, при k = 0,1 и k = 2.
А) Структурна схема:

Графік залежності показує, что система не стійка.
Передавальний функція:

де - характеристичностью рівняння,
в якому а0 = 3, а1 = 4, а2 = 1, а3 = 5,5
Досліджуємо стійкість системи помощью крітерію стійкості Гурвіца:
? 1 = а1 = 3> 0,
? 2 == а1 · а2-а0 · а3 = 4,1 · 1-5,5 · 3,3 = 4,1-18,15
Звідсі можна сделать Висновок, что при значенні коефіцієнта k = 0,1 система не стійка.


Графік залежності показує, что система не стійка.
Передавальний функція:

де - характеристичностью рівняння,
в якому а0 = 1,8, а1 = 3,9, а2 = 1, а3 = 5,5
Досліджуємо стійкість системи помощью крітерію стійкості Гурвіца:
? 1 = а1 = 1,8> 0,
? 2 == а1 · а2-а0 · а3 = 3,9 · 5,5-1 · 1,8 = 19,65
Звідсі можна сделать Висновок, что при значенні коефіцієнта К = 2 система стійка.

Висновок:
У даній лабораторній работе розглядалася САУ регулювання температури газів, повіряті ее стійкість залежних від структур.
У первом випадка моделюван разомкнутая САУ. Результати Дослідження показали, что вона находится На межі стійкості (температура газу в газотурбінному двігуні безперервно зростан з годиною), что вказує на ненадійність системи, так як вона может в будь-який момент перейти в нестійкій стан.
Для Підвищення надійності системи вводитися зворотнього негативний зв'язок. Однак система Залишаюсь нестійкою, тоб температура газу Ваган.
На Наступний етапі в систему Було включено коригуючий ланка, и експериментально методом підбірався коефіцієнт, при якому система би була стійкою, і Час регулювання Було б мінімальнім. Віходячі Зі свідчень графіків, и крітерію Гаусса оптимальним коефіцієнтом КЗ є k = 2.
Що стосується самого середовища моделювання, тоб СИАМ, я можу Сказати что вона НЕ Дивлячись на незручно інтерфейс дозволяє делать й достатньо складні розрахунки, ЯКЩО судити по документації, и дозволяє Побачити результат моделювання конкретної системи у вігляді графіка. Такоже ее плюсом є простота в ЕКСПЛУАТАЦІЇ и невелікі вимоги до обчіслювальної машини.


 
Подібні реферати:
Система автоматичного регулювання температури газів в газотурбінному дви ...
У даній работе розглядається система автоматичного регулювання температури газів в газотурбінному двігуні літака. КЗ, Яке в даним випадка є реальним дифференцирующим Ланка, реагує на п
Системи стабілізації та орієнтації
У Данії годину в промісловості та сільському господарстві застосовуються десятки тисяч систем автоматичного регулювання (САР), Які Забезпечують скроню Ефективність виробничих процесів. Тому теор
Системи стабілізації та орієнтації
Зміст Введення 1 Огляд літератури 1.1 Отримання діскретної МОДЕЛІ безперервної системи 1.2 Передавальні Функції безперервніх и дискретних систем 1.3 Частотні характеристики безперервніх и дискретних систем 1.4 Аналіз стійкості безперервніх и дискретних систем 1.5 Синтез цифрових систем управління з Бажаном частотна характеристика розімкнутої системи. 2 Розробка бібліотеки процедур в середовіщі Maple 2.1 Отримання діскретної МОДЕЛІ безперервної системи 2.1.1 ПроцедураdiskretA 2.1.2 ПроцедураdiskretB 2.2 Отримання матріці Передавальний функцій 2.2.1 Процедураpermatr 2.3 Побудова частотних характеристик діскретної и безперервної систем 2.3.1 Процедура afch 2.3.2 Процедура lach 2.3. 3 Процедура lfch. 2.4 Аналіз стійкості діскретної и безперервної систем
Визначення енергетичного потенціалу РЛ ІП
Нехай Потужність [pic] є Порогової потужністю, при якій реалізується задана величина отношения сигнал / шум, что Забезпечує необхідні ймовірності правильного Виявлення и помілкової тривоги.
Повні Лекції з аеродінамікі и Динаміки польоту. Частина 1
Теорія польоту (аеродінаміка и ДИНАМІКА польоту) (наука фундаментальна и сувора спірається на математичний апарат.
Повні Лекції з аеродінамікі и Динаміки польоту. Частина 1
Теорія польоту (аеродінаміка и ДИНАМІКА польоту) (наука фундаментальна и сувора, яка спірається на математичний апарат. Альо, як и про будь-якої науці, про неї можна Говорити на кухні, Спираючись позбав на інтелект соот
Літаки
- обмеже, ЯКЩО існує таке M (M> 0), что для всякого n віконується нер-во:-M0, як завгодно малого, існує такий номер N, что поклади від Е (N = N (E)), что для всіх n> N віконуватіметься нер-во | yn-A | 0
Розрахунок закритою косозубой нереверсивний турбіни
Щоб візначіті сумарная число зубів призначен Попередньо кут нахилится зубів [pic]. Тоді [pic]. Зупинимо Попередньо на значенні рівному [pic], тоді сумарна кількість зубів [pic]. Звідсі віпліває, ч
Застосування фільтра Калмана в задачі ідентіфікації відмов двигунів стабіл ...
The monitoring algorithm of functioning of a spacecraft control system, constructed on the basis the suboptimum Kalman filter, is offered. The algorithm allows under the information of the platformless inertial
Двигуни внутрішнього згоряння
Глава I. ВСТУП Значне ЗРОСТАННЯ всех Галузії народного господарства вімагає переміщення Великої кількості вантажів и пасажирів.
Система пожежогасіння всередіні двигуна ССП-2А. ССП-7 літака-АН12 А
1.Система сігналізації Пожежі ССП-2А ССП-7 Загальні Відомості про систему 2.Основні технічні дані ССП-7 и ССП-2А 3.Автоматіческое управління системою 4. Принцип роботи систем ССП-2А ССП-7 5.Р
Система пожежогасіння всередіні двигуна ССП-2А. ССП-7 літака-АН12 А
ЗМІСТ: Введення 1.Система сігналізації Пожежі ССП-2А ССП-7 Загальні Відомості про систему 2.Основні технічні дані ССП-7 и ССП-2А 3.Автоматіческое управління системою 4.Принцип роботи систем ССП-2АССП-7 5.Расчет та обгрунтування захисних прістроїв 6.Електріческій розрахунок проводів 7.Расчет надійності системи 8.Проверка роботи системи 9.Функціональная електрична схема 10.Заключеніе 11Спеціфікація 12Іспользуемая література ВСТУП У зв'язку з увеліченіемдальності и трівалості полетасамолета, на борту звітність, мати великий запастопліва, что зніжує пожежовібухобезпеку літака.
Розрахунок закритою косозубой нереверсивний турбіни
Розрахуваті закріті НЕ реверсивного ціліндрічну косозубих передачу по нижчих Наступний Даними: N = 95000 Вт = 95 кВт; ; Приймаємо Попередній коефіцієнт К = 1,4 (зубчасті колеса розташовані у середини прольоту, альо НАВАНТАЖЕННЯ на різніх кінцях валів могут додатково згінаті вали). Знаючи Потужність ціліндрічної косозубой передачі, Ми можемо найти момент на зубчасто колесі. де Тепер візначаємо Передавальний число передаткі: За ГОСТом 8032-56 Приймаємо Передавальний число i = 7,1 Так як матеріали для шестерні и для зубчасто колеса не задані нам, то ма вібіраємо їх в довіднику.
Розробка алгорітмів контролю та діагностікі системи управління орієнтацією ...
1. Текстові а) аналітичний Огляд існуючіх моделей; б) обробка теоретичного матеріалу з питань апроксімації; в) побудування моделей різного порядку; г) аналіз побудованіх моделей; д) Надання рекомендацій Щодо ві
Конструювання ДЛА РДТТ
Ракетні двигуни твердого палів (РДТТ) отримай в Данії годину ШИРОКЕ! застосування. З опублікованіх Даних віпліває, что прежде 90% існуючіх І знову розроблюваних ракет оснащуються РДТТ. Цьом спос
іонно-плазмові двигуни з вісокочастотної безелектродної іонізацією рабо ...
Зміст Введення 1. Порівняльній аналіз ЕРДУ 1.1 Застосування ЕРД 1.2 Застосування РІД 1.3 Загальні ПЕРЕВАГА РІД 1.4 радіочастотній іонній рушій РІД-10 1.5 Радіочастотній іонній рушій РІД-26 1.6 Радіочастотній двигун з магнітнім полем (РМД) 2 Розробка чісельної МОДЕЛІ електроракетніх двигуна з ВЧ нагріванням РОБОЧЕГО тіла 2.1 Математичний апарат чісельної МОДЕЛІ термогазодінамічніх процесів, что мают місце в камері и сопловому апараті ракетного двигуна 2.2 Термодінамічні Процеси, что протікають в камері електронагревного рушія Висновок Перелік умовних позначення, сімволів, одиниць, СКОРОЧЕННЯ и термінів Список використаних джерел ІНФОРМАЦІЇ Введення Як було показано останнімі дослідженнямі, енергетика (енергозабезпечення) космічніх апаратів
Проектування командно-вимірювальної радіолінії системи управління летателей ...
ТЕХНІЧНЕ ЗАВДАННЯ Спроектуваті командно-вімірювальну лінію, взявши в якості основи функціональну схему, збережений на рис. 1 при Наступний вихідних Даних: 1.
Загальні принципи ТЕА и Вибори двигуна літака
Кінцевою метою ТЕА проекту літака є вибір КРАЩИЙ альтернативи з безлічі варіантів з різнімі тактико-технічними характеристиками (ТТХ).
Загальні принципи ТЕА и Вибори двигуна літака
Кінцевою метою ТЕА проекту літака є вибір КРАЩИЙ альтернативи з безлічі варіантів з різнімі тактико-технічними характеристиками (ТТХ). Деяк вектор ТТХ за других рівніх умів

енциклопедія  з сиру  аджапсандалі  ананаси  узвар