Энергетика рулевых приводе

Для автоматизированных систем управления важное значение имеет энергетическое совершенство рулевых приводов. Одной из острых проблем, с которой в последнее время сталкиваются раз­работчики перспективных самолетов, является проблема энер-

гетического обеспечения приводов системы управления. Она пос­тепенно назревала в связи с изменением облика самолетов, расши­рения использования автоматики для обеспечения характеристик устойчивости, управляемости и ЛТХ самолетов, расширения диапа­зона режимов полета, увеличения размеров самолетов и др.

Например, для перспективных компоновок самолетов характерны такие особенности как:

—большое число поверхностей управления и, соответственно, приводов, используемых для управления. При этом возможно одно­временное использование значительного числа поверхностей для получения высоких ЛТХ;

—большие потребные скорости перекладки поверхностей уп­равления при значительных аэродинамических шарнирных моментах, которые в известной мере являются платой за переход к малым за­пасам аэродинамической устойчивости или локальной неустойчивости;

—наличие на этих самолетах разнообразных перекрестных связей между каналами самолета (тангаж, крен, курс) повышает число одновременно работающих поверхностей управления, т. е. коэффициент одновременности;

—использование методов реконфигурации структуры системы управления, особенно при применении СДУ, для сохранения управ­ляемости самолетом и компенсации отказных состояний, что обычно требует введения дополнительных запасов по мощности.

В качестве примера на рис. 7.31 показан рост располагаемой мощности гидравлической системы питания рулевых приводов и других гидравлических устройств на современных самолетах с НБУ в зависимости от их взлетного веса. В частности, для сравнения ниже приведены мощности гидравлических систем самолетов Боинг 747 (Свзл%323 т) —570 л. с.

МакДоннел-Дуглас DC-10 (Свзл~ 185 т) —420 л. с.

—420 л. с. — 1030 л. с.

Мощность, потребляемая только продольным управлением этих самолетов, составляет:

Боинг 747

Локхид L-1011 60 л. с. (стабилизатор)

Локхид С5А 39,19 л. с. (руль высоты)

Рис.7.31. Рост мощности на управление самолетом в зависимости от размеров самолета(5кр)

Следует подчеркнуть, что на этих самолетах практически не применяются системы улучшения устойчивости (СУУ). Их при­менение привело бы к еще большему увеличению модности. При­веденные значения мощностей, используемых в системе управления, исключают возможность перехода на непосредственно ручное управление.

Все это ведет к значительному увеличению потребной для управления мощности, основными потребителями которой являются рулевые приводы. Потребная мощность приводов в значительной мере зависит от характеристик органов управления, т. е. аэродинамических шарнирных моментов и скоростей перекладки органов управлена. В связи с этим на первом этапе проектирования до выбора типа и структуры привода необходимо проведение исследований по оптимизации органов управления по условиям минимума аэро­динамических шарнирных моментов. Это касается выбора рациональ­ной площади поверхностей управления (или их эффективности)? пот­ребных скоростей отклонания поверхностей управления, использо­вания различных аэродинамических средств по снижению Л/шаэр. Величина Мш аэр является основным параметром, который фактически определяет размеры и вес приводов. Если учесть, что приводы должны иметь многократное резервирование, то ошибка в завышении Мш аэр. может приводить к существенному завышению потребления энергии и увеличению веса приводов и, соответственно, системы управления. В качестве меры безопасности вводится коэффициент запаса по тяге (моменту), который в зависимости от особенностей поверхности управления может иметь значения /=1?25~1,5.

Другим важным параметром, от которого зависит потребляемая приводом мощность, является потребная скорость отклонения поверхности управления. Ошибки в определении (завышении) ско­рости могут быть еще более значительными, поскольку для ее опре­деления необходимо знать потребные скорости поверхностей управ­ления для выполнения маневров и реальные уровни возмущений, воздействующие на самолет, включая возмущения, создаваемые отка­зами, которые летчик совместно с системой управления должен парировать. Поэтому для ее определения, помимо расчетов, необ­ходимо моделирование динамики летательного аппарата в замкнутом контуре "летчик-система управления-самолет’’. Значения величин Мш аэр и скоростей отклонения поверхностей управления {$) являются важной исходной информацией для выбора параметров рулевых приводов.

Положение с энергетикой, потребной для управления, усугуб­ляется еще и тем, что в системах управления ее исполнительная часть строится практически на всех самолетах на основе приводов дроссельного регулирования, которые хотя и отличаются простотой конструкции, но имеют невысокий коэффициент полезного действия

(кпд).

Первые шаги в улучшении энергетической эффективности ис­полнительной части, включающей привод и гидросистему, состояли в замене насосов постоянной производительности на насосы переменной производительности. Это позволило несколько повысить КПД исполнительной части, использующей приводы дроссельного регули­рования.

Затем для уменьшения мощности исполнительной части прово­дились работы по снижению коэффициента одновременности работы приводов. Этот коэффициент для аэродинамически устойчивых само­летов принимался равным ~ 0, 7. К сожалению, с расширением авто­матизации управления наблюдается тенденция его повышения.

В системах электродистанционного управления, в которых при­меняются рулевые приводы с электрическими входами (рис. 7.32), возможно алгоритмическое ограничение максимальной скорости отклонения поверхностей управления. Такое ограничение, в частности, осуществлено на воздушно—космических летательных аппаратах "Спейс-Шаттл” (США) и "Буран” (СССР). Максимальная скорость отклонения элевонов без нагрузки согласно нагрузочной характеристике составляет $ эв—25°/с. Однако эта скорость отклонения элевонов в полете нереализуема из-за наличия алгоритмического ограничения. Благодаря ограничению реализуемая максимальная скорость отклонения элевонов составляет £эв = 15°/с. Кроме того, после 2-х последовательных отказов гидросистем устанавливается новое ограничение скорости отклонения элевонов равное З’эв—11°/с. Введение указанных ограничений позволило уменьшить затраты энергии на отклонение элевонов. Следует отметить, что при переходе к меньшим скоростям отклонения элевонов потребовалось тщательное моделирование динамики полета с учетом воздействия ожидаемых возмущений на летательный аппарат.

Все рассмотренные до этого средства повышения энергетичес­кой эффективности системы управления касались в той или иной мере снижения расходов рабочей жидкости гидросистем, при этом давление в гидросистемах поддерживалось постоянным (ДР^210 кг/см2).

Радикальным способом снижения энергозатрат является переход на более экономичные рулевые приводы может быть даже за счет некоторого усложнения их конструкции. Применение приводов объемного регулирования или электромеханических приводов является

как раз одним из таких путей. Эти приводы обладают важным качеством—свойством адаптивности к внешним нагрузкам органа управления. Поэтому применительно к каждому органу управления привод развивает такую мгновенную мощность, которая требуется в данный момент для отклонения конкретного органа управления. Кроме того, привлекательность приводов этого типа состоит еще и в том, что они позволяют осуществить переход к концепции полностью электрического самолета (ПЭС), когда отпадает необходимость применения централизованной гидросистемы. Исключение гидросистемы значительно упрощает эксплуатацию системы управления самолета.

оборотами (12000-16000 об/мин). Управление наклоном шайбы насоса осуществляется резервированным электромеханическим сервоприводом прямого действия. Направление и скорость движения штока привода зависит от знака и угла наклона шайбы насоса. Следует отметить, что гидравлическая часть в этом приводе фактически выполняет функции вариатора. Питание к приводу подводится по силовым электрическим проводам. В зависимости от типа электродвигателя питание может быть переменного или постоянного тока.

зд—электро двигатель Рис.7.33. Схема рулевого привода объемного регулирования с электродвигателем постоянных оборотов и реверсивным насосом

Могут быть и другие варианты приводов объемного регулиро­вания. В частности, рассматривается также привод, который со­держит реверсивный электродвигатель с насосом постоянной про­изводительности. Управление электродвигателем в этом приводе осуществляется с помощью полупроводникового блока коммутации и управления, который является составной частью привода. Этот блок имеет значительный вес, соизмеримый с весом электрогидро — механической части привода, так как в нем используются мощные полупроводниковые элементы, рассчитанные на большие пусковые токи. В этом приводе, в отличие от ранее рассмотренного привода объемного регулирования, управление мощностью и положением выходного звена привода осуществляется одним блоком (рис 7.34).

Принципиальное различие между этими двумя типами приводов состоит в следующем:

—в первом типе привода электродвигатель, приводящий насос,

непрерывно вращается с постоянными оборотами в одну сторону даже тогда, когда выходное звено привода находится в неподвижном состоянии и нагрузка отсутствует. Это ведет к холостым потерям энергии, составляющим 25^30% его номинальной мощности. В известной мере эти потери являются платой за динамические характеристики привода;

Рис.7.34. Схема рулевого привода объемного регулирования с электродвигателем переменных оборотов и нереверсивным насосом

—во втором типе привода электродвигатель, приводящий насос, является реверсивным. Это усложняет достижение высоких динамических характеристик. Большие надежды на решение этой проблемы возлагаются на применение перспективных электропри­водов, использующих высокоэффективные магнитные материалы (например, на основе самарий-кобальта). Магнитный поток этих материалов в 5—6 раз выше материалов, применяемых в настоящее время. Это позволит значительно повысить моментные характерис­тики электропривода при выдерживании весовых ограничений. В отличие от первого типа привода в этом приводе отсутствуют холостые потери энергии при отсутствии нагрузки на привод.

Рассмотренные автономные рулевые приводы (АРП) объемного регулирования являются совместимыми с концепцией ПЭС, несмотря на то, что в них присутствует гидравлическая часть, используемая как вариатор. Современное состояние работ по созданию приводов этого типа находится на уровне внедрения опытных образцов в системы управления пассажирских самолетов.

Следует отметить ряд новых моментов, свойственных этим

приводам:

—исследования показывают, что потери энергии в приводах этого типа в 2—3 раза меньше потерь энергии в приводах дроссельного регулирования;

—при работе нескольких АРП на общий орган управления (суммирование усилий) они должны быть хорошо синхронизированы, в противном случае будут иметь место значительные потери энергии, так как адаптивный к нагрузке привод не различает, чем создана эта нагрузка-аэродинамическим шарнирным моментом или другим приводом;

—если в резервированном АРП обеспечена синхронизация ка­налов, то внешняя нагрузка (Мш аэр.) равномерно распределяется на каждый канал резервированного привода, т. е. независимо от уровня резервирования привод развивает одно и тоже усилие, определяемое нагрузкой от органа управления. Суммируются только потери холостого хода;

—при выборе параметров АРП определяющее значение имеет циклограмма нагрузок, поскольку от этого зависят настройка клапана предельного давления и тепловой баланс энергии, который должен поддерживаться во время работы привода. Кроме того, существует определенная область в нагрузочной характеристике, где преимущества приводов типа АРП особенно значительны. Это область больших скоростей и умеренных нагрузок, что обычно имеет место в полете;

—в общем случае переход к управлению самолетом на основе приводов типа АРП означает реализацию необратимого бустерного управления с силовыми электрическими системами питания. В связи с этим на самолете должны также предусматриваться довольно мощ­ные аварийные электрические источники питания на случай полного отказа двигателей (ветрянки, ВСУ и др.);

—поскольку приводы АРП имеют более сложную конструкцию и соответственно больший вес и габариты по сравнению с дроссельным > которая была обусловлена необходимостью получения более экономичного РП, то непосредственное сравнение этих приводов по указанным показателям будет не в пользу привода АРП. Например,

вес АРП в зависимости от уровня резервирования может превышать привод дроссельного регулирования в~2,5 — б раз. Последняя цифра относится к трехканальному приводу. Однако вследствие более высокой экономичности привода АРП это увеличение веса агрегатов может быть скомпенсировано за счет экономии топлива, которое тратится на энергетическое обеспечение приводов системы управ­ления. Величина затраченного топлива в общем случае будет зависеть от продолжительности полета самолета. Поэтому при комплексном подходе к приводу АРП, когда учитывается его влияние на общий вес самолета, привод АРП будет иметь преимущество над дроссельным. Наряду с этим при рациональном подходе к циклограмме нагрузок за полет имеется возможность оптимизировать размеры АРП под нагрузки, которые превалируют за время полета, и тем самым снизить вес привода АРП.

Наряду с приводами объемного регулирования (АРП), в группу высокоэффективных приводов входят также электромеханические приводы, рис. 7.35. Интерес к этим приводам возрос в связи с последними достижениями в области электромагнитных материалов и твердотельной электроники, на основе которых могут быть созданы более совершенные образцы электромеханических рулевых приводов, способных в ряде областей применения конкурировать с традицион­ными дроссельными электрогидравлическими приводами. Если раньше эти приводы применялись в основном в так называемых вспомогате­льных системах (системах управления механизацией, балансировки, автопилота, шасси, управления створками и др.), то в настоящее время они рассматриваются в качестве приводов основной системы управления рулями самолета. Большие надежды возлагаются на эти приводы при реализации концепции полностью электрического самолета ПЭС. Опытные образцы электромеханических рулевых приводов прошли летные испытания на летающих лабораториях (например, самолет С-141).

Наиболее несовершенным элементом в этом приводе пока оста­ется механический редуктор, который должен иметь очень большое передаточное отношение, обеспечивающее понижение скоростей вращения с 12000’"16000 об/мин электродвигателя к 20-г25°/с

руля Для такого редуктора характерны большой вес, трение, люфты, малый ресурс.

Рис.7.35. Схема электромеханического рулевого привода

Другие типы приводов. Как уже отмечалось, на самолетах характерно применение в системах управления большого числа разнообразных типов приводов—от простых гидромеханических до сложных резервированных электрогйдравлических приводов. Это было обусловлено эволюцией систем управления, ка>Ш>ій э’тай которой диктовал свои требования к характеристикам приводов как в отношении их функциональных характеристик; так и надежности управления. Привод практически всегда создавался под конкретную компоновку самолета, в которую он должен вписываться без нарушения внешних обводов аэродинамических поверхностей и силовой схемы планера. Этим в известной мере объясняется многообразие конфигураций приводов.