Объединение двух разнородных систем на основе принципа управления по усилиям
На основе принципа управления по усилиям возможно объединение МСУ и СДУ таким образом, что обеспечивается их параллельная работа без нарушения целостности механической связи (проводки) (см рис. 7.21, 7.22, 7.23) Принципы управления по усилиям были кратко рассмотрены на примере ЗУ в 7.1.2 здесь дается более полное рассмотрение особенностей этого принципа применительно к системе управления в целом.
ОТ , СУУ
Рис.7.21 Схема исполнительной части системы управления рулем высоты и стабилизатором широкофюзеляжного пассажирского самолета
I— штурвалы; 2—датчики усилий; 3—датчики
перемещений; 4—проводка управления стбилизатором;
5—устройства расцепки; 6—аварийная загрузочная
пружина; 7—вычислитель электрогидравлического автомата
усилий; 8—сервопривод; 9—устройство расцепки
и пересиливания; 10 — сервопривод СУУ;
II— регулятор передаточных чисел; 12—пружинные тяги;
13—привод управления стабилизатором; 14—стабилизатор;
15— трехкамерные рулевые приводы секций руля высоты;
16— секция руля высоты
|
Рис.7.22 Схема исполнительной части системы управления рулем направления широкофюзеляжного пассажирского самолета 1—педали; 2—датчик усилий; 3—переключатель триммирования усилий; 4—устройство аварийной загрузки; 5—вычислитель электрогидравлической загрузки; 6 —сервопривод электрогидравлической загрузки; 7—устройство отключения и пересиливания; 8—пружинная тяга; 9—сервопривод СУУ; 10—регулятор передаточных чисел(Аш); 11—трехкамерные рулевые приводы секций руля направления; 12—секции руля направления; 13—кинематический механизм регулятора передаточных чисел |
Интерес к такой системе был вызван тем, что на ее основе возможно комплексирование ряда важных функций, для реализации которых обычно необходимо применение отдельных подсистем, содержащих набор всех элементов, составляющих подсистему (датчики, преобразователи сигналов, исполнительные устройства и т. д.). Естественно, это позволяет уменьшить сложность системы и ее вес.
К функциям, которые комплексируются этой системой, относятся:
—резервирование механической проводки контуром СДУ на случай возможного ее заклинення или рассоединения. В противном случае необходима была бы установка второй ветви проводки. Это, как известно, ведет к ухудшению характеристик системы управления (большой вес, увеличение трения, усложнение эксплуатации и др.);
—создание необходимого градиента загрузки Р* рычагов управления. При этом градиент загрузки Р* может изменяться в зависимости от режимов полета. (<?, Н, М, <р ст). В случае применения двух проводок для. повышения надежности при механических отказах необходима установка двух загрузочных устройств (двух пружинных механизмов);
|
Рис.7.23 Схема исполнительной части системы управления элеронами и интерцепторами широкофюзеляжного пассажирского самолета |
I— штурвалы; 2—датчики перемещения; 3—датчики усилий;
4—вычислители электрогидравлической загрузки; 5—устройства расцепки;
6—тросовая проводка системы аварийного триммирования; 7—устройство
аварийной загрузки; 8—датчики перемещений; 9—триммерный
механизм; 10—сервоприводы электрогидравлической загрузки;
II— устройства отключения и пересиливания; 12—сервоприводы СУ У ;
13— сервопривод системы непосредственного управления подъемной силой;
14— устройства для создания нелинейности; 15—смеситель;
16—устройства для отключения секций элерона; 17—пружинные тяги;
18—трехкамерный рулевой привод секции элерона; 19—устройство для связи
элерона с секцией интерцептора; 20—однокамерные рулевые приводы секций
интерцепторов; 21—секция элеронов; 22—секции интерцепторов;
—снятие усилий трения на рычагах управления от проводки управления и золотников рулевых приводов, а также усилий от обжатия различных центрирующих пружинных тяг, установленных в системе управления на случай рассоединения и заклинення механической проводки. Кроме того, в этой системе устраняется “отдача” на рычаги управления при работе системы СУУ. В этом отношении эта функция эквивалентна функции вспомогательного привод. При этом следует иметь в виду, что при установке вспомогательного привод при двух проводках необходима, во-первых, его высокая надежность (4-х канальность), а во-вторых, необходимо введение люфта в проводке, в которой вспомогательный привод отсутствует. При расцепке проводок этот люфт должен устраняться специальным механизмом (Ил-86, канал крена);
—создание дополнительных усилий на штурвале для предотвращения непроизвольного вывода самолета летчиком на предельные углы атаки и перегрузки (ОПР-а, пу). Это усилие может иметь разный характер-пассивный (затяжеление управления) или активный (толкающий), в зависимости от особенностей конкретного самолета;
—отработка сигналов САУ. При этом одновременно отрабатывается перемещение штурвальных колонок. Параллельное включение САУ позволяет летчику контролировать работу САУ и в случае активного ее отказа у него имеется возможность “пересиливания” САУ путем приложения усилий к штурвалу выше значения, установленного на муфте отключения;
—осуществление совмещенного управления в режиме САУ. При этом вмешательство летчика в режим САУ производится через штурвал при создании определенного порогового усилия (~3 кг), после чего производится отключение САУ без отключения сервопривода СДУ. После снятия усилия на штурвале САУ автоматически подключается с сохранением режима стабилизации.
Вместе с тем для данной системы характерны особенности, на которые следует обратить внимание при ее применении.
1) . В случае необходимости улучшения характеристик устойчивости и управляемости в этой схеме необходима установка в
проводке еще сервопривода по дифференциальной (последовательной) схеме. Через этот сервопривод отрабатываются сигналы обратных связей движения самолета (coz, щ, а), а также в случае необходимости производится регулирование коэффициента передачи (Аш). Выходные сигналы сервопривода СДУ и сервопривода СУУ суммируются с помощью дифференциальных качалок и передаются на вход рулевых приводов секций. В конечном итоге получаем ранее рассмотренную дифференциальную схему соединения систем СДУ (МСУ) и СУУ. При этом сервопривод СУУ обычно имеет ограниченный ход ~ ±10°, который выбирается в основном по условиям обеспечения нормального функционирования СУУ. Учитывая, что СУУ функционирует независимо от летчика и физическое воздействие летчика на выходные сигналы СУУ исключено, по соображениям безопасности полета не следует иметь ход руля от СУУ выше потребного.
2) . Как уже отмечалось (7.2.2), в рассматриваемой системе управления по усилиям механическая проводка входит в контур управления. Поэтому ее статические и динамические характеристики влияют на устойчивость замкнутого контура системы. Практика показала, что при обеспечении минимального градиента загрузки Р* < 0,2 кг/мм (большие коэффициенты усиления) могут возникнуть проблемы с устойчивостью системы. Для ее обеспечения необходимо введение в систему специальных фильтров. Кроме того, датчик усилий весьма восприимчив к различного рода возмущениям, действующим на проводку управления и на летчика при колебаниях конструкции самолета. В этом отношении более благопрятные характеристики имеет тросовая проводка (Ан-124), которой свойственна нелинейная характеристика жесткости и меньшие массовые характеристики.
Имеет значение для устойчивости системы место расположения датчиков усилий. Здесь возможны два варианта. В первом варианте датчики располагаются в проводке управления после штурвальной колонки (Ан-124). Масса колонки в данном случае служит фильтром высоких частот при воздействии со стороны летчика.
Во втором варианте датчик установлен непосредственно в штурвальной колонке (Ил-96-300) и связан со штурвалом. Входная
масса в этом случае существенно меньше и она определяется фактически массой штурвала. Поэтому фильтрующие свойства штурвала будут существенно хуже и в систему со стороны входа будут попадать более высокие частоты. В то же время за датчиком усилий увеличивается масса проводки, которая усугубляет вопросы обеспечения устойчивости.
При автоматическом управлении, когда входной сигнал САУ поступает на сервопривод СДУ, расположение датчика в проводке может быть причиной появления сигнала от датчика (выход за пределы порога) вследствие воздействия инерционных сил от штурвальной колонки и соответственно искажение процесса управления от САУ. Поэтому при такой установке датчика может потребоваться его отключение в режиме САУ или увеличение порога на входе (в случае использования совмещенного управления).
3) . Для сохранения работоспособности системы управления по усилию в случае рассоединения проводки управления или при расцепке штурвальных колонок при заклинении необходима установка в системе так называемой аварийной пружины. Эта пружина одновременно служит опорой для датчика при создании управляющего сигнала и является загрузочной пружиной. Если градиент этой пружины соответствует градиенту загрузки, создаваемого СДУ, то проводка управления, связывающая штурвальные колонки с сервоприводом СДУ, практически не нагружается (только трение). В этом случае возникновение рассоединения проводки или появление люфта может оказаться незамеченным.
Резюмируя, можно отметить, что при сохранении в качестве резервной (аварийной) МСУ использование принципа управления по усилиям в СДУ позволяет наиболее просто решить вопрос совместной работы МСУ и СДУ без нарушения целостности механической проводки; обеспечить легкое по усилиям управление самолетом; осуществить комплексирование ряда автоматических систем, требующих параллельной отработки сигналов (САУ, САЗ, ОПР, балансировка,…); обеспечить возможность летчику “пересиливания” этих систем в случае их полного отказа, уменьшить число исполнительных устройств автоматических систем и т. д.
Вместе с тем, как уже упоминалось, для качественной отработки совместной работы МСУ и СДУ, использующей принцип управления по усилиям, необходимы тщательные исследования системы управления на специальных стадах, учитывающих характер взаимодействия между системами и влияние колебаний упругой конструкции самолета.
Ввиду того, что системы, осуществляющие параллельную отработку сигналов и требующие большого хода рулей, комплексированы в СДУ, через последовательный сервопривод СУУ отрабатываются только сигналы тех систем, которые необходимы для обеспечения устойчивости и управляемости самолета. В связи с этим сервопривод СДУ может быть сделан отказобезопасным.
Практика применения структур системы управления, использующих принцип — управления по усилиям, на самолетах Ан-124 и Ил-96-300 подтвердила высокую структурную надежность систем управления этого типа и большие ее функциональные возможности.