СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ ВЕРТОЛЕТА БОИНГ-ВЕРТОЛ «ЧИНУК»
На вертолете СН-47А «Чинук» [49] установлена система автоматической стабилизации, функционально подобная системе SAS вертолета V-44, но отличающаяся от нее более высоким уровнем надежности.
Рис. 6. 10. Структурная схема системы автоматической стабилизации (SAS) вертолета Вертол V-44: ДУС—датчик угловой скорости; КЗ—корректирующее звено; У—усили* тель; П—электромеханический преобразователь рулевой машины; РМ—исполнительное устройство рулевой машины; ДОС—датчик обратной связи; ДС—датчик угла скольжения; ИК—интегрирующий контур |
Рис. 6.11. Схема расположения агрегатов системы SAS на вертолете Вертол |
V-44: <
/—кнопка переключения каналов курса; 2—агрегат управления; 3—гироскопический дат-
чик угловой скорости крена; -/—гироскопические датчики угловой скорости курса;
5—гироскопический датчик угловой скорости тангажа; 6—комбинированный гидроусили-
тель продольного управления; 7—приемник датчика скольжения; 8—выключатель стаби — —
лизации тангажа и крена; 9—кран переключения режимов управления
Особенностью системы является дублирование рулевых машин, включенных в управление по дифференциальной схеме. При нормальной работе системы обе рулевые машины отклоняются одновременно. Дифференциальный ход рулевых машин при этом составляет в продольном управлении 16% > в поперечном 20% и в путевом 76% полного хода управления.
Максимальная скорость отклонения управления от рулевых машин, приведенная к ходу ручки, различна для разных каналов и составляет в продольном канале 25,4 мм[сек, в поперечном и путевом — 63,6 мм/сек. Упрощенная структурная схема одного канала системы показана на рис. 6. 12. Как видно, канал полностью дублирован и состоит из двух параллельных подканалов. Каждый подканал состоит из гироскопического датчика угловой скорости ДУС, электронного вычислительного устройства и сервопривода. ДУС и сервопривод каждого подканала имеют специальные контролирующие устройства КУ. Контролирующее устройство при отказе ДУС или сервопривода отключает подканал, в котором произошел отказ и выдает определенный сигнал в логическую схему, с помощью которой передаточное число исправного подканала увеличивается в два раза для сохранения передаточного числа всего канала постоянным. При отказе одного из подканалов, таким образом, происходит только уменьшение в два раза дифференциального хода системы.
Полная структурная схема канала показана на рис. 6.13. Как видно, она отличается от схемы рис. 6.12 добавлением двух особенностей, одна из которых увеличивает общую надежность системы, а другая — уменьшает отклонение вертолета в случае отказа неконтролируемых элементов подканалов. Первая особенность заключается во введении перекрестных связей между каналами. Они осуществляются с помощью суммирующих устройств, расположенных на выходе вычислителей подканалов. Выходы суммирующих устройств подаются независимо на каждый сервопривод и соответствующее ему контролирующее устройство. При двух
отказах в разных подканалах (например, ДУС и сервопривод) система с перекрестными связями будет оставаться работоспособной. Вторая особенность — наличие ограничителей на входе^сервопривода. Ограничители идентичны между собой и ограничивают сигнал от каждого подканала до величины, соответствующей половине хода сервопривода. Когда система работает нормально, сигналы от обоих подканалов совпадают и сервоприводы могут отклоняться в пределах полного их хода. При отказе одного канала, сопровождающимся появлением на выходе одностороннего сигнала, управление вертолетом будет отклонено на 1/4 полного дифференциального хода. Оставшийся канал будет иметь при этом достаточный для стабилизации вертолета ход управления.
Представляют интерес схемы контролирующих устройств. На рис. 6. 14, а приведена схема устройства контроля сервопривода. Сервопривод состоит из контура, содержащего усилитель, рулевую машину и датчик обратной связи. Контролирующее устройство состоит из электронной модели сервопривода и компаратора (блока сравнения), выдающего сигнал на электрогидрокран рулевой машины. Контроль сервопривода основан на сравнении сигнала ошибки сервопривода, получаемого на выходе усилителя сервопривода, с соответствующим сигналом, получаемым от модели. Если разность этих сигналов превысит некоторую заданную величину, происходит выключение рулевой машины с установкой ее в нейтральное положение. Для предупреждения ложных выключений электронная модель должна по возможности точно воспроизводить характеристики сервопривода. Задача облегчается в связи с тем, что эти характеристики почти линейны. Учитываются две наиболее существенные нелинейности — ограничение скорости и ограничение перемещения выходного штока. Моделирование этих нелинейностей выполняется с помощью специальных высокостабильных диодов.
На рис. 6.14 приведена схема устройства контроля ДУС. Обнаружение неисправности ДУС основано на измерении скорости вращения гиромотора. Падение этой скорости ниже некоторой допустимой величины может быть вызвано целым рядом причин (обрыв цепи питания гиромотора, разрушение подшипников ротора и т. п.), весьма типичных для отказов ДУС. В соответствии с упомянутым принципом напряжение, частота которого пропорциональна оборотам гиромотора ДУС, подается на полосовой фильтр, настроенный на некоторую допустимую частоту. При падении оборотов ниже заданных на выходе фильтра появляется сигнал, который после усиления и выпрямления подается на логическую схему другого подканала (для увеличения его передаточного числа) и на переключающее устройство, снимающее питание с усилителя под-
1. Ручное управление 2. Работа от автопилота по дифференциальной схеме 3. Режим „перегонки* 4. Работа от автопилота по параллельной схеме |
1. Ручное управление 2. Работа от автопилота по дифференциальной схеме 3. Режим „перегонки* 4. Работа от автопилота по параллельной схеме |
1. Ручное управление 2. Работа от автопилота по дифференциальной схеме 3. Режим „перегонки* |
канала, в котором отказал ДУС. Переключающие устройства выполнены на твердых схемах.
Суммирующие цели, осуществляющие перекрестную связь, выполнены дублированными.
На рис. 6. 15 показана структурная схема канала тангажа системы с цифровыми значениями параметров его звеньев
[1] Термин предложен И. П. Братухиным.
1987
[2] Следует отметить, что в настоящей главе вопросы устойчивости и управляемости освещены с чисто качественной стороны, без рассмотрения уравнений движения вертолета в целях концентрации внимания на физическом смысле явлений. Упрощенное математическое описание динамики и статики вертолета дано в гл. V. Более полное изложение динамики вертолета имеется в обширной литературе (см., например, работы [12, 24, 40, 45]).
[3] Физическая природа возникновения этого момента была отмечена И. П. Братухиным [5].
[4] Для жесткого несущего винта без гироскопических устройств момент неустойчивости винта по углу атаки значительно больше, чем для шарнирного, что требует большей площади стабилизатора. v J
[5] В дальнейшем в обозначениях производных устойчивости и управляемости будем опускать индекс, показывающий, к какой оси относится производная, имея в виду продольное, поперечное и путевое движение в отдельности.
[6] Угол Oi показан на рис. 2.3.
[7] Зарубежные вертолеты имеют направление вращения НВ, обратное принятому на отечественных вертолетах.
[8] Указанный диапазон соответствует изменению общего шага несущего винта от минимального до максимального.
[9] Жесткий несущий винт с управляющим гироскопом, по мнению авторов, может оказаться весьма перспективным при условии решения всех проблем, связанных с его использованием на вертолетах среднего и тяжелого класса. Например, он позволит отказаться от автоматического демпфирования вертолета посредством дифференциально включенных рулевых машин, поскольку та же задача на более высоком уровне надежности будет решаться механической системой.
[10] Схема предложена инж. Е. В. Войтасом.
[11] Строго говоря, на гироскоп будет действовать момент от лопастей, который заставит его прецессировать с угловой скоростью, равной угловой скорости фюзеляжа вертолета.
[12] Инерционные демпферы или демпферы какого-либо иного типа включались ранее в систему управления, не имеющую гидроусилителей, с целью устранения колебаний ручки управления от воздействия на нее знакопеременных нагрузок.
[13] В данной главе будет рассмотрено проектирование такой системы управления с установленными в ней так называемыми необратимыми, т. е. не передающими на рычаги управления никаких усилий от органов управления, гидроусилителями.
[14] Указанная рекомендация может быть сделана на основании исследований, проведенных О. Я — Деркачем и А. А. Докучаевым.
[15] В настоящее время в связи с накоплением опыта пилотирования вертолетов с не — оратимым бустерным управлением оказалось возможным значительно снизить градиенты, что улучшило управляемость вертолетов. **
[16] Это условие выдерживается при постоянной температуре наружного воздуха и постоянном барометрическом давлении.
Изменение этих параметров компенсируется топливной автоматикой двигателей, конструкция которой в данной книге не рассматривается.
[17] Система автоматического регулирования оборотов несущего винта с раздвижной тягой значительно проще и, по мнению авторов, надежнее системы автономного регулирования, заложенной непосредственно в двигателях.
[18] Так, на вертолете Ми-6 стабилизатор оборотов, настроенный на я=8300 об/мин. н выдерживающий их на крейсерском режиме с точностью до 1%, допускает на переходных режимах кратковременное падение оборотов до 7800 и заброс до 9000 об/мин.
[19] Следует сказать, что задача регулятора заключается в уменьшении не только указанных статических отклонений, но и забросов оборотов в динамике, которые могут быть очень большими..Это предъявляет определенные требования к виду передаточной функции WCT.
[20] Более подробно о сервоприводе см. разд. 11 данной главы.
[21] Графики составлены для гибких тросов 7X19 (ГОСТ 2172—43) диаметром 3, 4 и 5 мм на основе приведенных авторами замеров трения на специальном приспособлении.
[22] Способы разгрузки от постоянных усилий см. в разд. «Загрузочные пружины».
[23] Широкое применение этой сравнительно простой системы на вертолетах Ми-4 и Ми-6 было безусловно полезным, так как дало возможность накопить полностью отсутствовавший до тех пор опыт эксплуатации автопилотов на вертолетах, а также обучить летно-технический состав обращению со средствами автоматической стабилизации.
[24] На^ рис. 3. 46 приведены нагрузочные характеристики трех отечественных гидроусилителей, соответствующие указанным пределам изменения рабочего давления.
7 I 1987
[25] Приведенные материалы по определению потребных усилий на выходных штоках гидроусилителей основаны на статистических данных по отечественным вертолетам с шарнирным несущим винтом обычной конструкции, максимальные скооости полета которых не превышают 280—300 км/час.
[26] Под временем «полной перекладки» подразумевается время перемещения рычагов управления из одного крайнего положения в другое.
[27] В последнее время в гидроусилителях находят применение так называемые плоские поворотные золотниковые устройства, не подверженные заклиниванию.
[28] Надо отметить, что такая проводка управления без гидроусилителей невыгодна в весовом отношении, так как требует значительного усиления каркаса фонаря под опоры управления, что не приходится делать при необратимом бустерном управлении.
[29] Структурная схема автомата оборотов и его описание даны в гл. III.
[30] Впервые в СССР это было осуществлено на вертолете Ми-4 при помощи комбинированного рулевого агрегата РА-10.
[31] Нужно отметить, что усилие от трения и гидродинамических сил на золотнике! должно быть меньше, чем усилие, которым удерживается тяга 4 при неподвижной ручке управления, иначе при перемещении головки 6 относительно штока 3 будет перемещаться тяга 4 и с ней педали или ручка управления.
[32] В настоящей главе рассматриваются только системы автоматической стабилизации вертолета по углу, называемые для краткости автопилотами.
[33] Приводимый здесь анализ динамики вертолета ни в коей мере не претендует на строгость изложения и не может заменить собой многочисленных фундаментальных работ по устойчивости вертолета.
[34] Формулы взяты из работ [10, И, 18].
[35] Графики, иллюстрирующие такое движение вертолета, приведены в гл. I.
[36] Тонкими линиями на рис. 5.5, 5.6, 5.9—5.12 показаны асимптотические ампли
[38] Формулы составлены В. А. Кожевниковым по [10, 11].
[39] тї=(0,915 + 0,863а) )/+Т<+ 4)
[40] Сравнить влияние производных продольного и поперечного моментов по скорости на частотные характеристики (см. рас. 5.5, 5.6, 5.9 и 5.10).
[41] Более подробно об этом упоминалось в гл. II.
[42] Ранее, в гл. I, при рассмотрении вопросов управляемости вертолета было выяснено, что мощным средством формирования необходимых характеристик управляемости может служить автоматическая стабилизация вертолета. Прежде чем перейти к детальному изучению способов и средств автоматической стабилизации вертолета, следует напомнить этапы развития автопилотов для самолетов.
[43] Устройства такого типа имеют несколько иное основное назначение, чем обычные автопилоты. Их задача заключается не в том, чтобы стабилизировать летательный аппарат на заданном режиме полета, а в том, чтобы исскуственным образом придать ему необходимые характеристики устойчивости и управляемости.
[44] К таким системам относится, например, самонастраивающийся автопилот для самолета Х-15 [52].
[45] Интересно отметить, что до практической реализации этого принципа высказывались сомнения в его применимости на вертолете и считалось более правильным для стабилизации режима полета стабилизировать не положение фюзеляжа, а положение несущего винта.
[46] Интересующиеся принципом работы и конструкцией датчиков могут познакомиться с соответствующей литературой (см., например, [28, 29]).
[47] Учетом динамики несущего винта занимался ряд исследователей, среди которых следует отметить В. А. Кожевникова; кроме того, см. работы [40, 45].
Рис. 5.41. Структурная схема системы регулирования с импульсной моделью человека-
оператора
управляемых объектах или при воздействии высокочастотного входного сигнала эта величина возрастает до 90%•
В связи с этим имеются попытки создания импульсной модели человека-оператора (рис. 5.41), состоящей, подобно импульсной системе автоматического регулирования, из импульсного устройства, фиксирующей цепи и передаточной функции линейной части. Эта модель дает более близкие к реальным характеристики выходного сигнала оператора для частот свыше 0,8 гц [33].
Несомненно, что импульсная модель человека-оператора представляет собой шаг вперед по сравнению с непрерывной моделью.
Существуют и другие, более сложные, модели человека-оператора, предназначенные, например, для описания его реакции на ступенчатый входной сигнал, однако их мы не будем касаться и в дальнейшем будем рассматривать только наиболее простую непрерывную модель.