Принципы включения сигналов систем улучшения — устойчивости и управляемости в НБУ

Под системой улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) понимается автоматическая система, которая обеспечивает необходимый уровень статических и динамических характеристик самолета путем преобразования различных электрических сигналов параметров движения самолета (угловые скорости, перегрузки, угол атаки и др.), перекрестных связей между каналами управления (тангаж, крен, рысканье), управляющих сигналов летчика, в сигналы управления рулями самолета. Преобразование упомянутых связей обычно осуществляется в зависимости от режимов полета и конфигурации самолета (см. главу 8).

Система СУУ должна обеспечивать приемлемый стереотип

пилотажных характеристик самолета, который должен быть

ориентирован на определенные психофизиологические возможности

летчика как звена контура управления “летчик—система *

управления-самолет”. Фактически для летчика не важно, каким

образом система СУУ обеспечивает заданные характеристики. Ему

важно, чтобы самолёт обладал такими пилотажными характеристиками,

которые делают процесс управления самолетом простым,

качественным и безопасным, какие ограничения накладываются на

управление самолетом при отказе системы СУУ.

*

Сложность структуры СУУ зависит от особенностей аэроди­намических характеристик исходного самолета (без автоматики) и от требований,- предъявляемых к его характеристикам устойчивости и управляемости СУУ могут быть различной сложности. Элементы

автоматических систсем применялись в разное время на самолетах, это автоматы демпфирования колебаний самолета (демпферы тангажа, крена и рысканья—ДТ, ДК и ДР), иногда с добавлением сигнала перегрузки, автоматы регулирования параметров штурвального управления и т. п.

Можно условно рассматривать две функции СУУ: улучшение устойчивости и улучшение управляемости С 14^1.

Функция улучшения устойчивости (рис.7.10) выполняется частью системы, которая служит для обеспечения устойчивости и повышения демпфирования короткопериодических колебаний самолета особенно на тех режимах, где собственная статическая устойчивость и аэродинамическое демпфирование самолета являются недостаточными (например, на больших высотах полета). В качестве основных управляющих сигналов в ней используются сигналы датчиков угловых скоростей вращения самолета, сигналы датчиков перегрузки, углов атаки и др. Наряду с улучшением устойчивости, такая система улучшает также характеристики управляемости самолета на режимах полета, где параметр ХПу становится весьма малым и появляется опасность раскачки самолета летчиком (малые высоты и большие дозвуковые скорости полета). По зарубежной терминологии эта система обозначается как SAS (Staeility Aug­mentation System).

Функция улучшения управляемости (рис.7.11)—Выпол­няется системой, имеющей как электрическое, так и механическое управление рулями от рычагов управления летчика. Эта система обеспечивает заданную реакцию в движении самолета (угловую скорость, перегрузку и т. д.) на управляющее отклонение рычагов управления летчика. Обычно электрическое управление превалирует над механическим управлением. По зарубежной терминологии эта система обозначается как CAS (Control Augmentation System).

балансировка (триммироваиие) Рис.7.11. Включение системы улучшения управляемости в НБУ

Системы СУУ могут быть статического и астатического типа. В связи с необходимостью осуществления “жестких” ограничений предельных режимов на перспективных самолетах, имеющих особенно легкое по усилиям управление, астатические СУУ позволяют обес­печить решение этой проблемы.

Сигналы системы СУУ вводятся в основную систему управ­ления с помощью последовательного привода. При работе системы СУУ рычаги управления должны оставаться неподвижными, т. е. должна исключаться “отдача” на рычаги управления. Это условие может быть выполнено, если усилия от трения проводки и золотников рулевых приводов, приведенные к выходу сервопривода СУУ, будут меньше усилий от трения проводки и загрузочного устройства на

участке “рычаги управления-сервопривод СУУ”.

Если это условие не обеспечивается, то необходимо либо увеличение предварительного затяга загрузки рычагов управления, либо установка вспомогательного привода. Повышение предварительного затяга ведет к увеличению усилий страгивания и, следовательно, затяжедению управления (например, на самолете ТУ — 154 усилие страгивания по тангажу составляет—8 кг). Установка вспомогательного бустера позволяет решить две задачи— уменьшить усилия от трения на рычагах управления и исключить отдачу на рычаги управления при работе системы СУУ. Однако вспомогательный бустер, входящий в цепь управления рулями, должен иметь высокую надежность.

Сервопривод СУУ целесообразно размещать как можно ближе к рулевым приводам с тем, чтобы уменьшить влияние люфтов и упругости в механической проводке на динамические характеристики системы СУУ. Кроме того, на динамические характеристики и точность работы системы СУУ могут влиять люфты и упругость в проводке от рычагов управления до сервопривода СУУ, на которую должен “опираться” сервопривод СУУ при своей работе. Применение вспомогательного привода позволяет исключить нежелательное влияние этой проводки на работу системы СУУ.

Кроме того, вспомогательный привод может быть полезным в случае несогласованности суммы скоростей перекладки проводки управления от летчика и сервопривода СУУ с располагаемой скоростью переклада рулевого привода. Вспомогательный привод делает систему необратимой со стороны выхода вспомогательного привода, что исключает прохождение возмущений от сервопривода СУУ на рычаги управления летчика. При этом следует иметь ввиду, что включение сервопривода автопилота по параллельной схеме возможно только перед вспомогательным приводом, в связи с чем в тракте управления автопилота имеются два последовательно установленных привода-вспомогательный и рулевой приводы.

К особенностям дифференциального включения сервопривода СУУ следует отнести необходимость надежного фиксирования выходной точки сервопривода в случае отключения или отказа системы СУУ, в противном случае возможен отказ управления самолетом. Для этой цели применяются либо специальные центри­рующие пружины (Ту-154,Ил-96-300, Ан-124…), либо механизмы приведения в нейтраль (Ту-144).

Наряду с этим в случае применения высокоэффективной СУУ, «требующей большого диапазона отклонения рулей, необходимо обеспечить высокую надежность этой системы. Прежде всего должен быть исключен непроизвольный увод сервопривода в крайнее положение, поскольку для компенсации этого увода у летчика практически нет эффективных средств. В качестве основной меры обеспечения безопасности в этом случае должно рассматриваться применение резервирования системы СУУ с полным разделением каналов, включая также разнесение каналов по двум бортам самолета таким образом, чтобы в худшем случае такой отказ не распространялся более, чем на один борт, а система другого борта могла бы противодействовать этому отказу. Аналогичные меры приняты на самолетах Ан-124,Ан-225 и Ил-96-300.

Еще на одну особенность дифференциального включения автоматической системы следует обратить внимание. Она связана с возможностью возникновения значительных возмущений в движении самолета при центрировании сервопривода после его выключения, если это центрирование производится с большой скоростью и перед выключением было значинельное смещение сервопривода относительно нейтрального положения. Поэтому скорость приведения сервопривода в нейтраль должна быть ограничена безопасным значением.

Принципиальным отличием системы улучшения управляемости от системы улучшения устойчивости является наличие дополнительной электрической связи от рычагов управления летчика (см. рис.7.11).

Благодаря этой связи управляющий сигнал летчика может либо усиливаться, либо ослабляться в зависимости от реакции самолета на управляющее воздействие. Например, на взлетнопосадочных режимах обычно происходит уменьшение эффективности органов управления. Для создания необходимого управляющего момента летчик вынужден отклонять рычаг управления на значительный ход (т. е. существенно

возрастает параметр ХПу), что затрудняет пилотирование самолета (большие хода, большие усилия). Поэтому система СУУ добавляет управляющий сигнал к сигналу летчика на этом режиме, а на режимах, где управление от летчика становится слишком чувствительным, эта система уменьшает сигнал летчика к рулевым приводам. Фактически эта система изменяет коэффициент передачи системы управления рулями в зависимости от режимов полета. Как известно, аналогичную функцию выполняет система регулирования Кш с помощью специальных кинематических механизмов.

Однако имеются существенные отличия в работе этих систем:

1. В системе с дифференциальным сервоприводом производится суммирование выходных сигналов летчика и сервопривода системы СУУ. Это суммирование производится с большой скоростью, по , крайней мере, в темпе возникновения управляющих сигналов летчика. Кроме того, в зависимости от уровня управляющих сигналов и эффективности сервопривода (угла отклонения руля от сервопривода) коэффициент передачи может меняться в очень широких пределах даже при ограниченном ходе сервопривода СУУ (рис.7.12). Это особенно важно на крейсерких режимах полета, где эффективность управления является чрезмерной и требуется ее существенное уменьшение для обеспечения приемлемых характеристик управляемости. На этих режимах управляющие команды летчика имеют ограниченный уровень, что позволяет при ограниченном ходе сервопривода СУУ получить весьма малый коэффициент передачи (Кш) при выполнении требований безопасности полета.

В системе регулирования К ш путем изменения плеча кинеманического звена в проводке управления Кш изменяется в темпе нарастания скорости полета (подный_ диапазон изманения за ~ 20-і- 30с) И В ограниченном диапазоне (К ш = Китах/~ 2,0 — г 2,5), выбранном по условиям обеспечения безопасности полета.

2. На взлетно-посадочных режимах для улучшения управляе­мости система СУУ увеличивает сигнал летчика, это означает, что часть отклонения руля используется системой СУУ. Поэтому полное отклонение руля происходит при ходе рычага управления меньшем максимального. Оставшаяся часть является холостым ходом штурвала, поскольку при дальнейшем его отклонении руль находится на упоре. Эта особенность должна учитываться при выполнении посадки особенно при центровках, близких к предельно передним.

При регулировании Кш с помощью кинематического звена эффективность управления однозначно связана с ходом рычага управления. При Китах полному ходу рычага управления отвечает полный угол отклонения руля.

3. Ввиду того, что сигналы системы СУУ отрабатываются последовательным электрогидравлическим сервоприводом, в такой системе возможны так называемые активные отказы. Для их предотвращения необходимо применять специальные меры (например, резервирование). Кроме того может возникать отдача на рычаги управления, если неправильно выбрано соотношение скоростей перекладки от летчика, сервопривода и рулевого привода.

В системе регулирования Кш с помощью кинематического звена возникновение отказов, в том числе активных, не приводит к вомущениям в движении самолета, а только изменяют величину Кш. Однако в случае отказа системы в положении может

потребоваться совершение посадки на повышенной скорости из-за меньших углов отклонения рулей[5].

4. Идея применения системы СУУ основана на использовании комплексирования сигналов от летчика с сигналами системы демпфирования, что исключало необходимость применения дополнительного сервопривода и, соответственно, увеличения веса системы.

В то же время система регулирования с помощью кинематйческого звена фактически представляет автономную систему со своим исполнительным сервомеханизмом. Конструкция такого регулятора Кш имеет больший вес, так как его рычажные механизмы должны быть расчиганы на большие усилия (120 кг на штурвале от одного летчика).

Необходимые соотношения для системы СУУ обеспечивающей регулирование Кш, можно получить на основании рис.7.12а.

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

В соответствии с упомянутым рисунком можно написать:

Х2=Хг • Кх;Хг=Х,±Хг <7.11)

Xs=Xi±X2=XB Ш-± Хв к*=

„ 1 1 (7.12)

= Хв — -jg — 0±Я*)

Так как

х3= а в — Rs= хв ^ (і ± я*) (7.13)

то далее получим

Кшв=-^=1^-(1±Кх)==Киал{1±Кх), (7.14) где = ~ исходный коэффициент передачи; .

Рис.7.12. Характер изменения Кит в зависимости от изменения коэффициента Кх

Кшъ ~ изменяемый коэффициент передачи;

Кх — регулируемый коэффициент;

Кх= / <<?,#…) (7.15)

На рис. 7.126 показан характер изменения Кш в зависимости от изменения коэффициента Кх.

В отечественной практике впервые система СУУ была применена на пассажирском самолете Ту-154 [Ц].