Особенности структур НБУ каналов крена и рысканья

Изложенные ранее принципы построения системы управления канала тангажа могут быть применены к каналам крена и рысканья. Каналы крена и рысканья определяют динамику бокового движения самолета. Современным самолетам присуще взаимодействие движений крена и рысканья. Эта особенность характеризуется

определенной функциональной избыточностью при управлении любым из упомянутых каналов. Например, при отказе системы управления канала рысканья, как правило, существует возможность компенсации отказа канала рысканья и последующего управления самолетом с помощью канала крена и наоборот. В авиационной практике было немало случаев безопасного завершения посадки при значительном разрушении вертикального оперения или заклинении руля направления при управлении самолетом через канал крена или использования разнотяговоети двигателей (при расположении их на крыле).

Кроме того, в каналах крена и рысканья применяется достаточно большое число поверхностей управления, которые отклоняются независимыми приводами. В большинстве случаев отказ какой-либо поверхности управления или даже нескольких поверхностей не является критичным с точки зрения безопасности полета.

Эти особенности позволяют уменьшить уровень резервирования основных устройств систем управления каналов крена и рысканья по сравнению с каналом тангажа.

Канал крена. Для управления по крену на пассажирских дозвуковых самолетах используются различные органы управления; элероны, интерцепторы, интерцепторы-элероны и элевоны. Следует отметить, что элевоны на пассажирских самолетах обычной схемы практически не применяются. Они нашли широкое применение на сверхзвуковых пассажирских самолетах бесхвостой схемы (Ту-144, “Конкорд”)» Элероны могут быть как внешними, так и внутренними. На самолетах В 747, DC-10, L-1011,A300B применяются элероны обоих видов. При этом внешние элероны обычно используются только на взлетнно-посадочных режимах (В747, DC-10, А300В…).

Отключение их на больших скоростях вызвано в основном избытком эффективности по сравнению с посадочными режимами, а также снижением р эффективности из-за упругости конструкции крыла. Внутренние элероны, размешенные в средней части крыла, работают во веем диапазоне режимов полета. Однако все же имеется достаточно МНОГО пассажирских самолетов, которые используют только внешние влероны (Ан«ш, Ил-86, Ту-154, ;Як-42,Ил-62…).

Для управления самолетом по крену обычно используются

www. vokb-Ia. spb. ru — Самолёт своими руками?!

одновременно две группы органов управления-элероны и интф — цепторы. По соображениям надежности управления и безопасности полета управление элеронами и интерцепторами производится по раздельным каналам управления. В случае отказа какого-либо канала управления (элеронами иди интерцепторами) управление самолетом осуществляется через исправный канал. При этом эффективность управления по крену уменьшается и будет определяться эффективностью тех органов управления, которые сохранили работо­способность. Если отказ одного из каналов управления был вызван заклинением механических элементов (например, пороводки управления), то необходима расцепка штурвалов.

На большинстве пассажирских самолетов 70-х годов (В 747, DC- 10, L-1011, АЗООВ…) управление приводами элеронов и

интерцепторов осуществляется с помощью механических проводок. В связи с этим возникают сложности с обеспечением минимальных усилий на штурвале от трения в проводках и золотниках приводов, поскольку нормируемые усилия по каналу крена ниже, чем в продольном канале.

На некоторых самолетах эта проблема решается с помощью вспомогательного привода (DC-10, Ил-86, АЗООВ,…) установленного в одной из проводок, от левого или правого штурвала Для того чтобы другая проводка не создавала усилий от трения на штурвале, в ней устанавливается механизм, который при нормальной работе системы создает небольшой люфт, и тем самым “отсекает” трение основного участка проводки от штурвала (Ил-86). При отказе проводки, в которой установлен вспомогательный привод, производится расцепка штурвалов и устранение люфта с помощью упомянутого механизма.

Для снижения усилий трения в канале крена может быть применен принцип управления по усилиям, который был рассмотрен ранее. Этот принцип управления реализован на самолетах Ан-124 и Ил-96-300.

Наряду с этим применяется и другой путь, который состоит в том, что управление каким-либо одним каналом — элеронами или интерцепторами, осуществляется с помощью — электродистанционного управления, а другим каналом — механической системой. В этом

случае силы трения на штурвале создаются только одной ветвью механической проводки и связанными с ней рулевыми приводами. Чаще с помощью СДУ осуществляется управление интерцепторами, поскольку интерцепторы на современных самолетах являются многофункциональными органами управления, которые используются для управления по крену, непосредственного управления подъемной силой (НУПС) на глиссаде, в качестве воздушных тормозов, управления нагрузками. Эти функции проще реализовать при электродистанционном управлении. Комбинированные системы управления каналом крена (МСУ и СДУ) применены на самолетах Ил-

96-300,Ту-204, Ан-124, Ан-72, А310, В757, В767………….. Отработка

сигналов СДУ производится либо непосредственно электрогидравлическими рулевыми приводами с электрическими входами (Ан-72, Ан-124,А310,В757,В767), либо с помощью общих для группы интерцепторов полукрыла сервоприводов и гдромеханических приводов секций интерцепторов (Ту-204,Ил-96-

300.. .). Первый способ является более перспективным, поскольку позволяет более гибко использовать возможности секций интерцепторов при реализации различных функций.

Интерцепторы по конструктивным соображениям и соображе­ниям безопасности имеют достаточно большое число секций: 8—14 секций на крыло. Каждая секция обычно отклоняется однокамерным приводом. Контроль работоспособности интерцепторов осу­ществляется попарно. В случае отказа одной нз секций на другом полукрыле производится отключение симметрично расположенной секции для того, чтобы сохранить одинаковую эффективность управления при создании крена влево и вправо. Гидравлические системы питания приводов секций интерцепторов распределяются между отдельными группами интерцепторов так, чтобы отказ гид­росистемы не вызывал нежелательное изменение управляемости само­летом (например, разные эффективности управления при выполнении левого и правого крена).

При использовании интерцепторов в качестве органов управления системы НУПС, когда Они симметрично выдвигаются на угол—10° и относительно этого положения отклоняются по сигналам системы

НУПС, необходимо учитывать, что в случае совместного использования их для управления по крену их эффективность увеличивается в два раза по сравнению с режимом ручного управления по крену при выключенной НУПС.

Кроме того, особенности интерцепторов как аэродинамических органов управления состоят еще и в том, что для них характерна аэродинамическая зона нечувствительности при малых отклонениях, хотя при этом они влияют на коэффициент сопротивления (Сх) и снижают аэродинамическое качество. Поэтому для исключения этого эффекта в системе управления интерцепторами часто вводят зону нечувствительности при малых отклонениях штурвала. Управляемость самолетом при малых сигналах обеспечивается каналом элеронов, для которых этот эффект отсутствует. В связи с этим системы СУУ включаются в канал элеронов.

При отклонении органов управления креном, ‘ особенно интерцепторов, могут возникать моменты рысканья, которые могут усложнить пилотирование самолета. Для устранения этого нежела­тельного эффекта между каналами крена и рысканья вводится перекрестная связь, которая улучшает характеристики управляемости самолетом в боковом движении. С помощью перекрестных связей может быть осуществлено разделение движений каналов крена и рысканья.

На самолетах последнего поколения (А320, Ил-96-300…) с целью повышения весовой отдачи самолета внедрены автоматические . системы управления нагрузками, которые используют либо элероны, либо отдельные рулевые поверхности (секции), обслуживающие только эту систему. Принципы построения систем управления нагрузками рассматриваются в отдельной главе.

Канал рысканья. Для управления по рысканью в основном используется руль направления. Для некоторых компоновок самолетов, у которых отказ двигателя создает существеный момент рысканья, возможно осуществление автоматического парирования этого момента рулем направления (см. главу8). При пробеге по земле достаточно эффективным средством управления по рысканью служит управляемое переднее колесо, управление которым осуществляется от

педалей летчика, начиная с некоторой скорости пробега.

С целью повышения эффективности руля направления на неко­торых самолетах с НБУ (DC-10,Ан-72, Ан-74,…) применяется двухзвенный руль направления. Первое звено отклоняется необра­тимыми рулевыми приводами, а второе звено с помощью кинемати­ческих связей. Второе звено для повышения эффективности руля направления работает в режиме антикомпенсатора. Это приводит к увеличению аэродинамического шарнирного момента руля, что требует большей энергетики для управления рулем такого типа. Углы отклонения первого и второго звеньев, например, для самолета DC’10 составляют соответственно ±23° и ±46,5°.

К особенностям системы управления канала рысканья следует также отнести:

— широкое применение демпферов рысканья, которые особенно необходимы для улучшения характеристик устойчивости на больших высотах. Необходимость применения демпферов рысканья на самолетах возникла раньше, чем демпферов тангажа или крена. На самолетах с непосредственно ручным (безбустерным) управлением при применении демпфера рысканья необходима установка специального автономного привода, через который осуществляется отработка сигналов демпфера рысканья (например, привод АРМ-62 самолета Ил-62); при применении в канале рысканья НБУ (часто с переходом на НРУ-Як-42,Ту-134,Ан-72,Ан-74…) эта задача решается проще.

Демпферы рысканья включаются в проводку управления по дифференциальной схеме. Хотя демпферы рысканья не относятся к критическим с точки зрения безопасности полета системам, их отказ приводит к усложнению техники пилотирования самолета особенно на больших высотах и взлетно-посадочных режимах. Поэтому они обычно выполняются двухканальными, сохраняющими работоспособность после отказа одного подканала. Обычно максимальный угол отклонения руля от демпфера рысканья небольшой и составляет не более 5-^10°.

— применение системы ограничения угла отклонения руля направления по условиям прочности. Эта цель на разных самолетах

достигается различными способами:

(l) . Первый способ состоит в создании, начиная с некоторой скорости полета, дополнительного усилия, препятствующего непроизвольному отклонению руля направления летчиком. Это дополнительное ступенчатое усилие создается пружиной с предварительным затягом, которая подключается после взлета специальным электромеханизмом по сигналам уборки шасси или механизации крыла. Максимальный уровень усилий (ДРн^20кге) допускает возможность в критической ситуации пересиливания ограничения летчиком и отклонение руля направления на больший угол, например, для парирования отказа двигателя (Ан-22, Ту-144, Ту-154, Ил-76…), (рис.7.18)

Рис.7.18 Характеристики ограничения руля • направления дополнительным усилием (Ту-154)

(2) . При втором способе производится программное регулирование коэффициента передачи (-К™) в зависимости от скорости полета (скоростного напора). Это регули­рование весьма значительное, например, изменение макси­мального угла отклонения руля может составлять от 5"н ~ ± 30° на

взлете до ±5° на крейсерском режиме полета. Регулирование осуществляется в темпе изменения скорости. Система регулирования КШк обычно имеет два независимых канала управления, которые работают от датчиков режимов полета, и резервный канал, управляющий сигнал которого проходит напрямую к приводам механизма. Кшн. Включение резервного канала производится летчиком от специального тумблера. С помощью резервного канала летчик должен перевести механизм Киш в положение, соответствующее /Гшншах. Диапазоны регулирования Кш на самолетах В747 и А300В составляют соответственно ±25°…±4°, ±30°…±5°. С изменением Киш также изменяются углы отклонения руля от демпфера рысканья (рис,7.19)

Рис.7Л9 Характеристика изменения хода руля направления изменением коэффициента передачи(Азоов)

(З)^ТТри третьем способе ограничение отклонения руля направления осуществляется ограничением усилий (тяги) рулевых приводов. Для этого необходимо достаточно точное знание изменения аэродинамических шарнирных моментов для выбора располагаемой тяги рулевых приводов. Для осуществления ограничения руля могут использоваться специальные гидравлические цилиндры, связанные с рулем направления и подключаемые электрогидрокранами по сигналам скорости полета. Эти цилиндры создают дополнительную к ш аэр нагрузку на рулевые приводы. В связи с тем, что в полете возможны отказы гидросистем и, следовательно, уменышение располагаемой тяги рулевых приводов, для сохранения управляемости необходимо одновременно корректировать нагрузки от ограничителей. Подобная система ограничения реализована на самолете L-1011 (см. рис 7.47).

(4) . Четвертый способ обычно применяется на самолетах с СДУ. На таких самолетах ограничение отклонения руля направления обеспечивается выбором таких алгоритмов управления, при которых исключается возможность превышения ограничений по условиям прочности даже тогда, когда летчик непроизвольно создает большой сигнал управления (А320,Ту-204…), т. е. в этой системе приоритет отдан автоматике и она подавляет сигнал летчика, если он не отвечает условиям безопасности.

Для первых трех рассмотренных способов ограничения система ограничения должна выполняться по крайней мере дублированной, чтобы обеспечить надежное подключение и отключение ограничителя. При этом более важной является операция отключения, т. к. в случае неотключения ограничителя при посадке может не хватить эффективности руля направления.

В последнем способе система ограничения имеет уровень резервирования такой же, как и СДУ.

Особенности структур систем управления по крену и рысканью для ряда пассажирских самолетов приведены в 7.6.

7.3 Структура электрическом системы дистанционного управления (СДУ)