Системи поліпшення стійкості й керованості

1. Автомати регулювання керування. Так прийнято називати автоматичні пристрої, які, будучи включеними в механічну систему керування органами управління, змінюють її параметри для того, щоб забезпечити однакову техніку пілотування літаком на різних режимах польоту.

Коли ми говорили про керованість літака, то не зачіпали участі льотчика в процесі керування, тобто думали вихідним моментом керування відхилення кермової поверхні. У дійсності ж керованість варто починати розглядати з відчуттів льотчика, що виникають при переміщенні їм важелів керування. Літна практика показує, що при впливі на важелі керування льотчик краще почуває зусилля на важелі, ніж його переміщення. Виниклий же при керуванні маневр літака він сприймає у вигляді кутової швидкості обертання або перевантаження. Для льотчика зручно, якщо літак на всіх режимах польоту буде відповідати приблизно однаковою реакцією по кутовій швидкості або перевантаженню на те саме керуюче зусилля.

Для поздовжнього керування надзвуковими літаками найбільш характерним параметром є нормальне перевантаження, а при бічному керуванні (по крені) і поздовжнім керуванні важкими дозвуковими літаками льотчик краще сприймає кутову швидкість обертання.

Тому що автомати регулювання керування знайшли найбільше застосування в каналах поздовжнього керування винищувачів, надалі обмежимося розглядом саме цього випадку.

Якщо не брати до уваги динаміку керування перевантаженням, а розглядати тільки її стале значення при певних впливах льотчика, то ми будемо мати справу з так називаними статичними характеристиками керованості, які задаються у вигляді градієнтів, що характеризують зусилля на ручці керування АР або її переміщення Ах, необхідні для збільшення перевантаження на одиницю, тобто коефіцієнтів

Літна практика показує, що найкращими значеннями зазначених параметрів для винищувача є: , . Підтримка незмінними цих значень при зміні режиму польоту і є головним завданням автоматів регулювання керування (АРУ).

Типова схема механічної системи керування легкого надзвукового літака включає наступні основні елементи (рис. 11.12): ручку керування (РУ), завантажувальний механізм (ЗМ), механізм триммирования (МТ), що функціонує при натисканні кнопки «Триммер» (Кн.), механічні тяги й необоротний гідропідсилювач - рульовий привід (РП).

При керуванні через необоротний гідропідсилювач весь шарнірний момент рулячи (або поворотного стабілізатора) сприймається кермовим приводом і льотчик на відміну від прямого керування (без гідропідсилювача) не почуває зусиль на ручці,

створюваних кермом. Необхідне завантаження ручки при її відхиленні забезпечується пружинним завантажувальним механізмом. Зняття зусиль із ручки при її установці в балансувальне положення здійснюється переміщенням точки опори пружини за допомогою електромеханізму триммирования.

У цій системі керування, де всі елементи кінематичної схеми постійні, при відхиленні ручки на Ах виникають цілком певні зусилля й відхилення рулячи висоти:

(11,6)

де — жорсткість пружини, — механічний коефіцієнт передачі гідропідсилювача.

Для з'ясування необхідності включення АРУ в цю систему керування розглянемо більш докладно залежність перевантаження, що виникає при відхиленні рулячи висоти, від зміни режиму польоту, а саме: висоти Н и швидкісного напору q. Вище було показано, що при відхиленні рулячи висоти починається зміна кута атаки, що припиняється при рівності керуючого моменту рулячи й моменту статичної стійкості (для простоти тут зневажимо моментом, що демпфірує). З рівності

з урахуванням формул (11.3) і (11.5) випливає

(11.7)

Звідси, використавши вираження (11-2), легко одержати залежність, що цікавить нас

(11.8)

З рис. 11.11 видно, що на дозвукових швидкостях польоту коефіцієнти , , приблизно постійні, тому відношення при лінійно залежить від швидкісного напору (рис. 11.13).

У надзвуковій області режимів ріст швидкості викликає збільшенню й зменшенню , , що, як видно з формули (11.8), забезпечує компенсацію збільшення швидкісного напору, і відношення мало залежить від величини q (майже горизонтальні ділянки графіка на рис. 11.13). Тому що досягнення швидкості звуку (М=1) на різних висотах відбувається при різних швидкісних напорах (через зміну щільності повітря ), те кожній висоті польоту відповідає своя горизонтальна ділянка .

Проведений аналіз показує, що на різних режимах польоту тому самому відхиленню рулячи висоти відповідають досить різні збільшення перевантажень _> а це приведе до поганої статичної керованості, якщо використати схему керування рис. 11.12 з постійними параметрами. Отже, необхідно змінювати або твердість пружини, або коефіцієнт передачі від ручки до керма для того, щоб при тому самому зусиллі кермо висоти відхилявся на різну величину залежно від режиму польоту й цим самої компенсував мінливість відносини .

Найкращим варіантом такого регулювання є одночасна зміна й твердості пружини, і коефіцієнта передачі, тому що при цьому кожний із зазначених параметрів повинен змінюватися в меншому діапазоні.

Одна з можливих схем АРУ показана на рис. 11.14, де як регулюючі пристрої застосовані електромеханізми, що змінюють довжини плечей важелів й . Необхідна програма зміни цих плечей у функції q й H може бути визначена з умови сталості відносини , що еквівалентно сталості коефіцієнт ,Запишемо очевидну рівність

(11.9)

З рис. 11.14 треба, що

Підставивши ці вираження в (11.9), одержимо

,

де l_РП/а-коефіцієнт передачі важеля на кермовий привід; l_зм/b- коефіцієнт передачі важеля на завантажувальний механізм; K_РП/ƒ_ЗМ - постійна для даної схеми величина

Рис.11.14

Рис.11.15

Тепер, якщо апроксимувати залежність Δn_y/Δδ_B прямими лініями, як це показано на рис. 11.15. а, легко можна вибрати дві однотипні прості програми зміни коефіцієнтів l_РП/a та l_ЗМ/b(див. рис.11.15 б, в), які з гарним ступенем наближення компенсують зміну Δn_y/Δδ_B і забезпечать зразкова сталість коефіцієнта Δn_y/ΔР, у чому можна переконатися простою перевіркою хоча б крайніх точок робочого діапазону швидкісних напорівq_min та q_max.

Електрична схема АРУ містить задатчик програми, підсилювач потужності (УМ), електродвигун і ланцюги зворотнього зв'язку (рис. 11.16). Інформація про висоту й швидкісний напір надходить у вигляді повного р_п і статичного р_ст тисків від ПВД літака, причому вимір швидкісного напору звичайно здійснюється приблизно по динамічному тиску р_Д=р_п-р_ст Зі збільшенням динамічного тиску мембранна коробка (МК) розширюється й переміщає повзунок задатчика програми відповідно до похилої ділянки (рис.11.15 б, в). Обмеження цього переміщення залежно від висоти польоту відбувається за рахунок зміни розміру анероїдної коробки (АК на рис.11.16) і пов'язаного з нею упору, що перешкоджає руху повзунка від мембранної коробки.

Сигнал задатчика надходить на підсилювач і забезпечує обертання електродвигуна й вихідного штока електромеханізму доти, поки сигнал датчика зворотного зв'язку не компенсує вхідний сигнал задатчика програми. Таким чином, ця схема є типовою системою, що стежить, у якій здійснюється синхронна зміна довжини вихідного штока слідом за переміщенням повзунка задатчика програми. Роботу АРУ льотчик може контролювати по покажчику (В). У деяких АРУ при відмовах блоку керування передбачене ручне керування електромеханізмом від спеціального перемикача.

2, Демпфери коливань літака. На деяких режимах польоту (особливо на більших висотах) аеродинамічні моменти, що демпфірують, малі. У цьому випадку при відхиленні рулів або ж дії зовнішніх збурювань виникають кутові коливання літака. Звичайно частоти цих коливань такі, що льотчик не встигає відхиленням рулів парирувати їх, а навпаки, ще більше розгойдує літак. При цьому пілотування літака представляє для льотчика складну, а іноді й нездійсненне завдання.

Демпфуючі властивості літака можна поліпшити штучно застосуванням автоматичних пристроїв, називаних демпферами коливань літака. Демпфер коливань забезпечує автоматичне відхилення рулячи на кут, пропорційної кутової швидкості обертання літака щодо відповідної осі. Створюваний при цьому момент рулячи точно так само, як і момент природного демпфірування, спрямований протилежно кутової швидкості обертання літака й парирує це обертання.

Демпфери можуть встановлюватися в каналі керування кожною управляючою поверхнею літака. Відхилення демпфером управляючої поверхні визначається законом управління, що записується, наприклад, для демпфера тангажу, так:

δ^РА_в=К^ωz_вω_z

Тут δ^РА_в — кут відхилення руля висоти рульовим агрегатом (РА) демпфера; К^ωz_в — передаточне число демпфера по кутовій швидкості ω_z, яка змінюється в процесі польоту залежно від величини q.

Рис. 11.17. Схема демпфера коливань літака

Рульові агрегати демпферів являють собою електромеханічні розсувні тяги й включаються в проводку керування в послідовній схемі (рис. 11.17). У цій схемі переміщення вхідного золотника гідропідсилювача (а отже, і руля) залежить як від відхилення ручки керування, так і від переміщення штока кермового агрегату. Далі розглянемо роботу демпфера на прикладі демпфера тангажа. Нехай, наприклад, льотчик при керуванні літаком відхилив ручку керування. Під дією керуючого моменту рулячи висоти виникає обертання літака з кутовою швидкістю ω_z.

Блок управління (БУ) кермовим агрегатом одержує сигнал кутової швидкості u_ω від гіроскопічного датчика кутової швидкості (ДУС). У БУ цей сигнал підсилюється відповідно до величини передаточного числа К^ωz_в і поступає на керування електродвигуном (ЕД) роздвижної тяги. Рух вихідного штока викликає зміна сигналу зворотного зв'язку u_оз, що також надходить на вхід БУ й, компенсуючи сигнал u_ω, забезпечує зупинку електродвигуна при відхиленні штока РА на величину, пропорційну кутової швидкості ω_z.

Через наявність сил тертя в рульовій проводці й протидії завантажувального механізму переміщення штока кермового агрегату практично не передається на ручку керування. Тому льотчик не помічає втручання демпфера в керування літаком, а ефект дії демпфера сприймається їм як зміна власних властивостей літака.

Так, якщо без демпфера перехідний процес по кутовій швидкості ω_z(t) при відхиленні ручки управління відбувався зі значними коливаннями (крива 1, рис. 11.18), то при працюючому демпфері ці коливання стають істотно меншими (крива 2). Динамічні характеристики керування літаком при цьому поліпшуються.

Рис. 11.18. Процес установлення кутової швидкості обертання літака при східчастому відхиленні рулячи висоти

Через те що кермовий агрегат демпфера трохи зменшує відхилення руля від льотчика, стала кутова швидкість ω_zуст обертання літака при працюючому демпфері виявляється меншою, ніж без демпфера. Це явище сприймається льотчиком як деяке зменшення ефективності керування, але може бути враховане за рахунок збільшення відхилень ручки.

Аналогічно демпферам улаштовані автомати поздовжньої й шляхової стійкості, які поліпшують ці характеристики літака за рахунок відхилення кермових поверхонь пропорційно кутам атаки або ковзання.