Загрузочные устройства рычагов управления
Загрузочное устройство(ЗУ)предназначено для создания летчику приемлемых характеристик управляемости самолетом по усилиям во всем диапазоне режимов полета. Кроме того, на загрузочное устройство часто возлагаются функции по ограждению непроизвольного вывода самолета летчиком на недопустимые по условиям безопасности полета режимы(и^, а>х, ^max тах»
Мш ах max).
Загрузочные устройства могут быть различной степени сложности в зависимости от особенностей структуры системы управления и требований, предъявляемых к самолету. Ниже рассматриваются, в основном, на примере продольного управления основные принципы построения ЗУ и их конструктивные особенности.
К числу важнейших показателей управляемости относятся АР/Апу, APJAcdx…9 т. е. производные, характеризующие уровень усилий для создания единицы перегрузки или угловой скорости крена при маневре с постоянной скоростью. Показатель АР/Апу можно представить в виде(для случаев без СУ У или со статической СУУ)
dP _ dP йХв d d пу dXB d& ‘ d
|
■ т°>* |
оп=т%уЛ
С точки зрения характеристик управляемости желательно иметь величину РПу мало меняющуюся (РП:У~ const) по режимам полета. Однако практически реализация значения РПу=const связана с существенным усложнением ЗУ. В нормах НЛГС и ARP-842B №1 задан диапазон изменения РПу и ограничено минимально допустимое значение РПу. Например, согласно НЛГС РПу должен быть не менее 10 кг (при штурвале).
Обеспечение удовлетворительных характеристик управляемости по усилиям возможно регулированием параметров Р>Хв и dS/dXB. Поскольку этих параметров два, то фактически могут иметь место три основные группы загрузочных устройств С9И:
—в первой группе ЗУ производится непосредственно регулирование Р* в;
—во второй группе ЗУ производится регулирование Кищ а градиент загрузки Рх* реализуется постоянным;
—к третьої группе ЗУ относятся устройства, в которых одновременно производится регулирование РХв и dS/dXe.
Следует отметить, что при регулировании d^/dXBi, наряду с обеспечением характеристики РПу, изменяется также показатель управляемости dXjdny=XSy
mlKmq ’
который должен быть не менее 40 мм/ед. перегр.
Загрузочное устройство является функциональным элементом НБУ, от которого зависит надежная работа НБУ. Если вероятность отказа НБУ без перехода на НРУ должна быть не менее Р^ 1 * 10“9 на час полета, то ЗУ, как элемент НБУ, должно иметь еще более высокую надежность. ЗУ должно быть малочувствительным к отказам, при возникновении отказов не должны возникать рывки или скачки усилий, недопустимые по условиям безопасности.
В связи с очень высокими требованиями к надежности ЗУ его структуру целесообразно строить так, чтобы она содержала постоянную часть загрузки, не зависящую от вычислителей и систем питания (обычно для этого используется простая пружина), и переменную корректируемую часть, которая должна изменяться в зависимости от режимов полета (например, Н, М…), рис.7.3.В этом случае обеспечивается разнородное резервирование как наиболее эффективное средство обеспечения высокой надежности.
Коррекция градиента загрузки {Рх*) по режимам полета должна производиться с ограниченной скоростью (~ 15"=-20с полная перекладка) примерно в темпе изменения режимов полета, по которым эта коррекция производится (например, V, Q, Н…), Примером конструктивного решения такого ЗУ является изменение длины кинематического плеча механизма передачи сигнала летчика к рулям(см. рис.7.4).Для повышения надежности ЗУ на случай отказа вычислителя должна предусматриваться прямая цепь ручного управления исполнительным устройством ЗУ (в обход вычислителя) с управлением от отдельного тумблера по специальному указателю.
Корректирующая часть ЗУ обычно выполняется дублированной. Это обеспечивает сохранение неизменной характеристики загрузки после одного отказа, после второго отказа корректирующее устройство выходит из строя. После этого может обеспечиваться ручное управление коррекцией загрузки, если остаются работоспособными исполнительные механизмы корректирующей части ЗУ. В худшем случае остается простая пружинная загрузка, при которой могут накладываться ограничения на действия летчика при пилотировании самолета.
ЗУ не’должно искажать динамические характеристики системы управления ниже уровня, который рассматривается как неприемлемый. Например, если ЗУ находится в контуре управления самолетом, то характеристики контура с учетом ЗУ должны оцениваться летчиком положительно.
Максимальное усилие, создаваемое ЗУ, не должно превышать ~35 кг, как это оговорено в НЛГС. Это требование относится также
к триммерному механизму ЗУ, если он применяется. Выбранный диапазон триммирования должен гарантировать безопасность завершения полета с уровнем усилий, указанных в НЛГС, в случае возможного увода триммерного механизма в крайнее положение. Если это требование не выполняется, то триммерный механизм должен иметь резервирование, которое гарантирует практическую невероятность его отказа.
ЗУ, в функции которого входит создание усилий на рычагах управления для ограждения выхода самолета на запредельные режимы полета в случае непроизвольных действий летчика, должно создавать четко различимое летчиком дополнительное усилие на рычагах управления. Обычно это усилие накладывается на основную загрузочную характеристику в виде ступеньки усилий, имеющей величину 12 "Н5 кг.
В связи с особенностями характеристик управляемости некоторых самолетов вблизи предельных режимов полета (больших а) возможно применение в ЗУ ограничителей активного типа, предназначенных для принудительного увода самолета с опасных режимов. Такие устройства обычно называются толкателями. Например, на самолете Боинг767 имеется такой толкатель, воздействующий на штурвальную колонку с усилием ~ 16 кг при достижении предельного угла атаки.
Следует отметить, что ограничение предельных режимов может осуществляться путем воздействия непосредственно на рули самолета, если система управления позволяет осуществить надежную отработку сигналов системы ОПР на рули. Это наиболее просто может быть сделано при наличии электродистанционного управления (например, А320). Однако использование ОПР в рамках ЗУ имеет целью прежде всего оказать воздействие на летчика, предупреждая его через усилия об ошибках пилотирования и тем самым препятствуя их дальнейшему развитию. Такого типа ОПРы могут использоваться в неавтоматизированных системах бустерного управления.
В настоящее время на большинстве пассажирских самолетов осуществляется регулирование градиента загрузки, рис.7.5. Регулирование Рхъ производится пропорционально скоростному
www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своими руками?!
напору и обратно пропорционально степени продольной статической устойчивости самолета тгу(бп)которая определяется центровкой самолета. В качестве сигнала о центровке используется сигнал балансировочного положения триммируемого стабилизатора. Эти ЗУ получили название автоматов усилий. Автоматы усилий установлены на большинстве пассажирских самолетов, например, Ил-86, самолетах Боинг, А300.А310 и др. В основном это автоматы усилий гидромеханического и электромеханического типа(рис.7.б) СЮЗ.
|
Рис.7.5. Характеристика загрузки штурвальной колонки транспортного самолета |
Достоинством указанных автоматов усилий является высокая степень отказобезопасности. Возникающие отказы в автоматах усилий практически не создают возмущений в движении самолета. Рост градиента с увеличением скорости полета служит хорошим признаком о приближении к скоростным режимам, на которых летчик должен проявлять определенную осторожность при пилотировании самолета. —
Люліі~нолное возушное давление;
Рс„т — статическое давление воздуха; Ред-сливное давление гидросистемы;
/*и-давление нагнетания гидросистемы; — регулируемое давление в цилиндре.
Другая группа загрузочных устройств строится на регулировании коэффициента передачи Кшв = й$/й Хв пропорционально степени продольной статической устойчивости и обратно пропорционально скоростному напору. При этом загрузка на рычагах управления создается простой пружиной (рис.7.7). На некоторых самолетах используются две пружины, с помощью которых создаются взлетно-посадочная (одна пружина) и полетная (две пружины) загрузки. Реализация автомата услий с dP/dXB= const характерно для самолетов, имеющих автоматизированную систему управления, в которой применяется высоконадежная система СУУ с дифференциальным сервоприводом. При обеспечении заданного РПу сигнал летчика смешивается с сигналами СУУ. Это обычно требует увеличения ходов сервопривода. Подобный способ
www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своими руками?!
регулирования загрузки осуществлен на самолете Ту-154,который имеет 3-х кратно резервированную СУУ, сохраняющую работоспособность после одного отказа till.
|
Трнммиро ванне Рис.7.7. Схема загрузки штурвальной колонки с простой пружиной и регулятором К ш |
С расширением использования автоматизации для улучшения характеристик устойчивости и управляемости, включая переход к электродистанционному управлению рулями, этот способ создания усилий получает все большее применение. По такому принципу, в частности, формируются усилия современных самолетов Ту-204, А320, АЗЗО, А340…. Электрические сигналы, используемые для формирования усилий, имеют 3^4-х кратное резервирование.
Третья из перечисленных выше группа загрузочных устройств построена на регулировании двух параметров Кит и Рхв по режимам полета(4Ч Н—)9 рис.7.8.Совмещение функций регулирования загрузки и коэффициента передачи Kw основано на том факте, что с увеличением скоростного напора необходимо увеличение градиента загрузки рхв
и уменьшение коэффициента передачи Кш в. Такие ЗУ не нашли применения в дозвуковой пассажирской авиации.
Следует отметить, что место установки ЗУ в системе управления имеет принципиальное значение. При наличии механической проводки наиболее целесообразно устанавливать ЗУ как
можно ближе к рулевым приводам. Этим достигается:
—устранение влияния люфтов в проводке управления на работу системы СУУ. Загрузочное устройство является упругой опорой с предварительным затягом, которая отсекает люфты в большей части проводки;
—в случае рассоединения или разрушения проводки на участке от рычагов управления до ЗУ рули будут удерживаться ЗУ в балансировочном положении. Используя триммерный механизм, можно осуществлять аварийное управление самолетом;
—наличие длинной упругой проводки между рычагами управления и ЗУ может давать благоприятный эффект увеличения Ктъ при управлении самолетом.
|
Рис.7.8. Схема загрузки штурвальной колонки при одновременном изменении загрузки и Кш |
К числу отрицательных эффектов от установки ЗУ в хвостовой части самолета следует отнести некоторое увеличение трения от проводки из-за нагружения ее шарниров усилием ЗУ и некоторое уменьшение градиента ступеньки дополнительной загрузки ОПР из-за упругости проводки.
Особое место среди загрузочных. устройств занимают электрогидравлические ЗУ, работающие по сигналам датчиков усилий. В отличие от ранее рассмотренных ЗУ, эти ЗУ являются следящими
устройствами, работающими по замкнутому контуру. В состав ЗУ входят: датчик усилий, устанавливаемый на штурвале или в проводке управления; вычислитель, формирующий заданный закон работы ЗУ, электрогидравлический сервопривод, отрабатывающий сигналы ЗУ и создающий загрузку рычагов управления; аварийная загрузка в виде простой пружины, используемая при полном отказе электрогидравлического ЗУ или при рассоединении механической проводки между штурвалом и сервоприводом. На рис.7.9 показана принципиальная схема этого ЗУ [12].
Формирование загрузки осуществляется следующим образом. Усилие на штурвальной колонке можно представить в виде
АР=СдАХ. (7.3)
где Сд-жесткость датчика усилий, а АХ-деформация упругого элемента датчика.
Выходное напряжение с датчика усилий будет равно
ей=КлАХ (7.4)
где Кд— коэффициент передачи датчика усилий.
Выходное напряжение с датчика обратной связи сервопривода имеет аналогичное выражение
Є ОС= Кос* Хсп (7.5)
где Кос —коэффициент передачи датчика обратной связи,. — Хсп —перемещение штока сервопривода.
Скорость перемещения штока сервопривода пропорциональна рассогласованию между входным и выходным сигналами
Хсп=Ксп(в& бос), (7.6)
где Ксп —коэффициент передачи сервопривода.
Для состояния равновесия имеем
Хсп=0 (7.7)
Тогда, используя полученные ранее соотношения, можем написать
&Р=СІ^)аХсп (7.8)
Для перехода к перемещениям штурвала (АХВ) обозначим ААв _ |у-
отношение ~~ и подставим в предыдущее выражение
ЛР= Сд(і^гУжАХв (7,9)
Из этого выражения получим соотношение для градиента загрузки
^В=Сд("^)іЬ (7Л0)
Здесь Сд, Кх —обычно имеют постоянные значения. Изменение градиента Рх в может осуществляться путем изменения коэффициентов Кос И к л. Однако при изменении коэффициента Кос происходит также изменение динамических характеристик сервопривода; ДЛЯ уменьшения Р*в необходимо уменьшать Кос, что ведет к снижению собственной частоты сервопривода, а это нежелательно. Поэтому регулирование может производиться путем изменения коэффициента Кй по заданной программе в зависимости от режимов полета и других сигналов
Kn=/(Qf Н, <р…)
Как следует из приведенного выражения для РХъ, для получения минимальных градиентов Рхв необходимо увеличивать коэффициент КА. Практика показала, что при реализации минимальных градиентов усилий могут возникать проблемы, связанные с устойчивостью
замкнутого контура(при Рх8 <0.01кгс/мм).Для обеспечения устойчивости необходимо применение специальных корректирующих фильтров в прямой цепи, на структуру которых в значительной мере влияют параметры механической проводки, которая входит в контур управления ЗУ.
Электрогидравлическому ЗУ с управлением по усилиям свойственен ряд важных особенностей, которые делают его многофункциональной системой, что обусловило применение этой системы на последних отечественных самолетах Ан-124,Ан-225,Ил — 96-300 ИЗ].
Система, построенная на основе этого автомата усилий, обеспечивает дистанционное управление “по усилию”, осуществляет резервирование механической проводки, устраняет влияние сил трения механической проводки и золотников рулевых приводов, отрабатывает сигналы триммирования и автоматического управления, создает дополнительную загрузку рычагов управления или воспроизводит сигналы системы ОПР.
Благодаря этим свойствам ЗУ может быть уменьшен вес системы управления, например, за счет исключения второй ветви механической проводки, уменьшения числа исполнительных приводов(фактически все перечисленные функции комплексируются на одном исполнительном устройстве), а также обеспечивается легкое по усилиям управление самолетом(малые усилия страгивания — 1 — Ы,5 кг, малый градиент усилий на единицу перегрузки РПу ~ 15 — г25 кг/ед. перегрузки).
При этом для улучшения реакции системы на управляющий сигнал, а также повышения безопасности полета целесообразно аварийную загрузку устанавливать вблизи рычагов управления, а сервопривод ЗУ — вблизи рулевых приводов. Аварийная загрузочная пружина является опорой датчиков усилий (в том числе при рассоединении проводки управления) и чем ближе ее расположение к датчикам усилий, тем лучше будет реакция системы на управляющий сигнал.
Вместе с тем, как уже упоминалось, данный автомат усилий является следящей системой, работающей по сигналам летчика,
автопилота, системы ОПР и других систем. Поэтому в этой системе:
—возможно возникновение активных отказов, для компенсации. которых требуется принятие специальных мер, например, применение резервирования с полным разделением каналов; обеспечение пересиливания системы при ее уводе или применение устройств быстрого отключения; разнесение каналов по бортам самолета с возможностью компенсации отказа одного борта другим; использование параллельной отработки сигналов для косвенного контроля системы по движению штурвала и т. д.;
—имеет место фазовое запаздывание как во всякой реальной следящей системе. Запаздывание в этой системе, в основном, создается сервоприводом и фильтрами, которые используются для повышения устойчивости контура, особенно при обеспечении малых градиентов загрузки, и фактически не зависят от длины механической проводки. В этом отношении более целесообразно использовать электрогидравлическую загрузку на самолетах, имеющих длинную механическую проводку. При этом в качестве механической проводки целесообразно использовать тросовую проводку, поскольку при ее характеристиках (упругость, масса, собственная частота, трение) проще решаются вопросы обеспечения устойчивости системы. Созданные образцы подобных автоматов успешно применяются на тяжелых самолетах Ан-124, Ан-225,Ил-96-300. Эти автоматы
имеют фазовое запаздывание по усилиям не превышающее 40—50° на частоте 0,5 Гц, что удовлетворяет требованиям, предъявляемым к
I
фазовому запаздыванию систем управления самолетов такого класса. Реализованные градиенты загрузки рычагов управления находятся в пределах 0,15—0,4кгс/мм.
Следует отметить, что при управлении по усилиям практически отсутствует зона нечувствительности, которая обычно создается люфтами и трением в системе (если эта зона не введена специально, например, для создания усилия страгивания). При наличии люфтов и трения в проводке управления между рычагами летчика и сервоприводом при приложении летчиком малейшего усилия система приходит в движение (т. е. первым реагирует сервопривод в обход механической проводки);
www. vokb-Ia. spb. ru — Самолёт своими руками?!
—максимальный градиент загрузки зависит от жесткости механической проводки между рычагами управления и сервоприводом ЗУ. Обычно жесткость механической проводки существенно превышает потребные градиенты усилий. Например, жесткость проводки может составлять ~ 1,5 — г — 2,0 кг/мм, тогда как потребные градиенты усилий на рычагах управления имеют значения 0,15 — г- 0,4 кг/мм. Более высокие градиенты загрузки обычно необходимы при реализации функций ОПР—а, пу. Но и в этом случае данное ЗУ может обеспечить хорошо различимые летчиком усилия, создаваемые системой ОПР. При этом вместо “стенки” усилий характеристика принимает некоторый наклон.
Указанные особенности являются некоторой платой за преимущества, которые дает комплексирование различных функций по управлению самолетом на основе электрогидравлической загрузки."
Особенно важно отметить, что использование в этом ЗУ принципа управления по усилиям позволяет наиболее оптимальным образом совместить многочисленные функции ряда автоматических систем с механической системой при обеспечении высокой надежности управления как при отказах в автоматических системах, так и в механической системе.
Это касается прежде всего обеспечения безопасности полета в случае рассоединения, разрушения и заклинення механической проводки. Благодаря применению датчиков усилий система может функционировать при полностью неподвижных штурвалах (заклинение); при отключении и подключении ЗУ не производится“разрыв” механической связи рычагов управления с рулями самолета, что повышает надежность управления. Повышение трения или появление люфтов в проводке между рычагами управления и сервоприводом, включая ее полное рассоединение или разрушение, практически не влияют на характеристики системы. Система управления с использованием рассматриваемого ЗУ позволяет просто осуществить переход на механическую систему без возмущений в случае даже полного обесточивания борта, когда происходит отказ всех автоматических систем, поскольку все автоматические системы, связанные с ЗУ, “находятся в руках” летчика и для такого перехода
не требуется выполнение специальных процедур по переходу на механическое управление.
Таким образом, осуществление на основе ЗУ разнородного резервирования является мощным средством обеспечения безопасности при различных видах отказов.
Однако эта система требует дополнительной стендовой отработки устойчивости, введения дополнительных фильтров для устранения остаточных колебаний в системе.