Точность и надежность моделирования на АВМ

Погрешности модели обусловлены наличием первичных методичес­ких и инструментальных ошибок. Последние являются следствием несо вершенства АВМ: дрейф нулевого уровня усилителей, погрешности ммо —

жительных устройств и т. д. Элементарные математические операции и ин­тегрирование выполняются на ABM МН-17М с погрешностями 0,1 … 0,3 %, тригонометрические операции и деление — 0,8 … 1 %. Точность решения задач на АВМ зависит также от принятых при моделировании диапазонов изменения параметров, от тщательности регулирования электрической схемы модели, если используется большое число усилителей и др. Наблю­дающееся при этом увеличение погрешности, однако, не выводит ее из допустимых для моделирования пределов.

Характеристики несущего винта моделируются формулами, коэффи­циенты которых являются функциями одной переменной. Поэтому они достаточно просто воспроизводятся на АВМ методом кусочно-линейной аппроксимации. Число отрезков разбиения кривой может быть равно восемнадцати, что дает возможность воспроизводить функции с погреш­ностью 0,3 … 0,5 %. Следовательно, точность воспроизведения аэродина­мических характеристик на АВМ зависит в основном от принятой аппрок­симационной формулы. Ее можно усложнить для уменьшения погреш­ностей, но это приводит к увеличению необходимого оборудования. Ре­зультаты моделирования характеристик несущего винта по формулам, опи­санных в разд. 2.3, иллюстрируются рис. 234 и 2.35, На которых показаны в качестве примера наиболее сложные аэродинамические зависимости.

Будем оценивать точность моделирования относитель­ной приведенной ошибкой *пр = Ду/З’тах’ГДеДД’- абсолютная ошибка ;утах— максимальное значение па­раметра, соответствующее U = 100 В. Как видно из графика, погрешности не превышают 2 … 3 % от максимальной величины. Большие отклонения то­чек относятся к участкам кривых (см. рис. 2.34), где S0 = 2°,ан — 10° и 50 = = 9°, а’н < -17° (на

рис. 2.35 зависимости для

Рис. 2.34. Сравнение результа­тов моделирования продольной силы несущего винта по ап­проксимационной формуле с расчетными зависимостями:

VH = const; ——- u>ZH = 0;

— — — ojzh >0; — • — u>zh < < 0

Рис. 2.35. Сравнение результат тов моделирования мощности несущего винта по аппрокси­мационным формулам с рас четными зависимостями:

FH = const; шги = О

этих диапазонов не при­ведены) . Такие ошибки до­пускаются, так как они соответствуют большим от­рицательным значениям тя­ги несущего винта (вер­тикальной перегрузке пу<

<-0,5).

Правые части уравнений движения вертолета (2.8)…

(2.10) представляют собой

выражения, для определения которых требуется произвести целый ряд вычислений. Оценка точности моделирования выполняется на осно­ве сравнения балансировочных кривых режимов горизонтального по­лета, набора высоты на взлетной мощности двигателя и самовраще — ния, полученных на математической модели, с расчетами. Опыт мо­делирования показал, что при описанном методе аппроксимации кри­вых отклонения точек от расчетных не превышают: 5В = 0,3°, 50 = 0,5°, д = 0,8°, т. е. отличия в зависимостях невелики. Лучшего их совпадения для практики не требуется. Таким образом, точность излагаемого мето­да моделирования вполне достаточна для выполнения исследований тра­екторий полета.

Опыт работы авторов с моделью в течение нескольких лет показал достаточную надежность работы АВМ и АЦВК. Контроль работоспособ­ности модели движения вертолета осуществляется в статическом и дина­мическом режимах. При статическом контроле сравниваются балансиро­вочные кривые вертолетов с полученными при отладке. Желательно произ­водить также контроль установившихся режимов полета, на которых угловые скорости тангажа, крена и рысканья не равны нулю, например при виражах — спиралях. В связи с тем, что на функциональных преобра­зователях АВМ значения точек кривых (напряжения) зависят друг от друга, контроль достаточно произвести на двух скоростях полета. В спу­тає отказов неполадки модели достаточно быстро находятся сравнением значений сил, моментов, углов атаки с заданными для моделирования. Динамический контроль производится путем сравнения движения верто­лета с эталонным при импульсном отклонении ручки управления назад. При этом параметры движения изменяются в большом диапазоне, вклю­чающем области срыва потока на несущем винте и элементах планера.