ПИЛОТАЖНЫЙ СТЕНД

Цели моделирования. Определение фактических отклонений

органов управления

Углом установки лопастей управляет летчик и САУ. Между задавае­мым исполнительным механизмом (гидроусилителем) и фактическим изменением угла установки лопастей возможно несоответствие. Оно обу­словлено упругими деформациями системы управления и автомата пере­коса вследствие действия шарнирных моментов лопастей (см. разд. 1.5). Шарнирные моменты также влияют на скорость перемещения штока гид­роусилителя. Целью математического моделирования системы управления является установление функциональной зависимости между задаваемыми и получаемыми фактически управляющими отклонениями органов уп­равления.

Другой важной целью моделирования при исследованиях пилотаж­ных качеств вертолета на тренажерах и пилотажных стендах является учет характеристик механической части проводки системы управления
до гидроусилителя (усилий на рычагах управления от загрузочных пру­жин, люфты, трение и др.)- При безбустерном управлении вертолетом усилия от шарнирных моментов должны воспроизводиться непосредст­венно на рычагах управления.

Упрощенная схема циклического управления углом установки ло­пастей несущего винта показана на рис. 2.31 (подробные сведения по конструкции системы управления можно найти в [12]). С пилотажного стенда на вычислительные машины поступают электрические сигналы, пропорциональные отклонениям ручки продольного и поперечного управ­ления хв, хк, рычага общего шага х0 и педалей хн. Перемещения што­ков гидроусилителей 6В гу, 6кгу, б0гу и 5Н гу вызываются перемеще­ниями рычагов управления летчиком и соответствующими перемещени­ями 6цеду > ^кСАУ > §о САУ > ^нСАУ > вырабатываемыми системой авто­матического управления. Таким образом:

^в. гу — /(*в) ^вСАУ > ^к. гу f(x к) + САУ >

(2-85)

гу ~ + ^оСАУ > ^н. гу — /(•’‘■н) + ^нСАУ •

Первые слагаемые в формулах представлены в виде функциональных зависимостей, так как в общем случае зависимость между положениями штока гидроусилителя и рычага управления может быть нелинейной.

Фактические управляющие воздействия на вертолет 60, 5В, 5К, 5Н отличаются от задаваемых гидроусилителями вследствие деформаций упомянутых выше элементов конструкции вертолета. На рис. 2.31 они условно показаны в виде пружины. Напомним, что формулы для опреде­ления аэродинамических характеристик несущего винта S’, alr bt, а также угла атаки а’н, приведенные в предыдущих разделах, содержат фактические положения углов автомата перекоса, соответствующие амп­литудам циклического изменения угла установки лопастей в эффектив­ном сечении лопастей на радиусе 7 = 0,7. То же относится к углам уста­новки лопастей несущего и рулевого винтов, задаваемым рычагом обще­го шага и педалями. При этом отметим, что если расчетные аэродинами­ческие характеристики винта были получены без учета упругих деформа­ций лопасти на кручение, то в изменение угла установки на 7 = 0,7 долж­ны быть введены поправки. Метод (учитывающий первую гармонику деформации) определения поправок, вызванных установкой закрылков на лопастях, изложен в [ 5 ]. Деформация системы управления, как по­казано в разд. 1.5, определяется отношениями Р0.ш/со ш, М *а п1сф и

■^Гха. п/сф •

Таким образом, фактические (истинные) отклонения органов управ­ления несущим и рулевым винтами могут быть найдены суммированием отклонений, задаваемых рычагами управления и САУ, а также составля­ющих, обусловленных деформациями конструкций вертолета за гидро­усилителем.