Обеспечение статических и динамических характеристик управляемости

Астатические системы улучшения устойчивости и управляемости привлекали внимание создателей систем управления самолетом начиная с 50^60 годов.

В тот период Г. С. Бюшгенсом; В. Н.Матвеевым и др. были ис­
следованы вопросы построения таких систем. Достаточно подробное исследование гироскопического (тангажного) и перегрузочного астатических автоматов продольного управления проведено в [і,2]. В этих монографиях рассмотрены статические и динамические харак­теристики самолета с астатическими автоматами, вопросы устой­чивости и выбора их параметров, а также некоторые особенности пространственного движения самолета.

С переходом на дистанционное управление аэродинамическими органами пассажирских самолетов и появлением достаточно мощных бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ), которые позволяют реализовать необходимую точность алгоритмов любой сложности, интерес к астатическим (или интегральным) автоматам устойчивости существенно возрос. Современное состояние электроники позволяет реализовать с необходимой точностью и надежностью довольно сложные законы астатических автоматов. В настоящее время уже эксплуатируется самолет Airbus Industry А320 с подобной системой в продольном канале управления, выходит на линии отечественный Ту-204, проектируются другие самолеты с аналогичными автоматами продольной и боковой устойчивости.

Переход к астатическим автоматам обусловлен тем, что они позволяют обеспечить заданные характеристики устойчивости и уп­равляемости, ограничить с высокой точностью параметры движения и не допустить их выход за пределы эксплуатационной области режимов полета, тем самым существенно упростить пилотирование самолета.

Суть обеспечения статических характеристик управляемости и ограничения параметров движения с помощью астатического авто­мата состоит в формировании подинтегрального выражения, обнуляемого в процессе управления, а также правильном выборе параметров самого закона, исходя из обеспечения требуемой динамики переходных процессов. Аспект вариации подинтегрального выражения актуален для управления продольным движением, т. к. здесь требуется обеспечить характеристики управляемости по перегрузке и по углу тангажа и/или углу атаки, и ограничить предельные их значения (т. е. Иушах и ffmax), а также скорости и числа М полета. Отсюда следует существенное усложнение логики формирования подинтегрального

выражения, необходимость его реконфигурации в зависимости от

условий полета, т. е. режима полета и конфигурации самолета.

Рассмотрим эти вопросы подробнее. Выражение, определяющее

управляющий сигнал отклонения органа продольного управлення

целесообразно разделить на две основные составляющие:

—Статические прямая и обратная связи ист,

—Интегральные прямая и обратная связи / u,6t.

дв= Uct~~ f^

о

Статические прямая и обратная связи обычно реализуют закон статического СУУП вида (8.9) с переменными коэффициентами усиления. Интегральные обратные связи формируются как надстройка (или дополнение) к закону (8.9). Закон формирования интегральной составляющей необходимо изменять в зависимости от решаемой задачи или выполняемой функции. Так на режимах умеренных и больших скоростных напоров необходимо обеспечить заданные характеристики управляемости по перегрузке и ограничить ее предельное значение величиной Щ тах. В этом случае вид подинтегрального выражения обычно имеет вид:

Unf=KuA WfXB+Kni к (8.17)

или —

Uno>S ~KuilW^x/Хв "Ь К піWnlAflytT~~Kwf(OzK (8.18)

Блок-схема СУУП с астатическим законом формирования управляющего сигнала в соответствии с (8.17) и (8.18) приведена на рис! 8.25. Подинтегральное выражение определяет величину В первом случае

Хпъ= (8.19)

во-втором,

Из выражения (8.19.) видно, что величина Х% определяется выбором двух коэффициентов: интегрального коэффициента прямой цепи и интегрального коэффициента обратной связи по перегрузке Во втором случае, выражение (8.20), величина X в зависит кроме того от

тегрального выражения (8.17) необходимо проводить коррекцию передаточных чисел.

Проблема, возникающая при использовании интегральной системы по сигналу состоит в необходимости обеспечения двух противоречивых требований. Во-первых, при малых отклонениях рычага Хв, соответствующих Апу~0,3-f-0,5, надо обеспечить оптимальные по управляемости значения Хв с другой стороны, необходимо обеспечить ВОЗМОЖНОСТЬ вывода самолета на Щmax (или пу(Сутах)) при полном отклонении рычага на себя (-Хвтіп) и некоторое минимальное значение нормальной перегрузки — Путт при максимальном отклонении рычага управления от себя — Хвтах. Вид желаемой статической характеристики пу (Хв) показан на рис. 8.27. Таким образом, излом статических характеристик осуществляется по ходу рычага в двух точках Хъ—ХВо и Хв=Хви Теперь, если нам известно значение XI, можно легко добиться реализации желаемых значений перегрузок путем коррекции сигнала Хв по следующему алгоритму:

(-Хв XBo) Rxo+ — ХвО при — Хв>Хво Хв при Хво>Х>Хві у (8.21)

-Хв + і? л:і(Хв — — Хві) при Хв^Хві

_ Хв Wymin — ХвО 22)

-Xmax — ХвО

г, _Х*1-Х* Зад^^шах

лх 1 у ту )

Аві — Amin

Хш—заданная величина градиента расхода рычага управления на единицу перегрузки.

п^ЛСу) = (8.23)

С’Л’П

^Д’тах тт[Пу щах> Wyтах ( Су) ]у (8.24)

Wymin —заданная величина отрицательной нормальной перегрузки. При использовании подинтегрального выражения (8.19) величина Кш s определяется выражением:

ДГШІ= _К"{ , (8.25)

А в зал

а при использовании подинтегрального выражения(8.20)-

KnJ+-^yKai}

уп

взад

Таким образом, приведенные соотношения используются для выбора коэффициентов усиления сигналов входящих в подинтеграль­ное выражение с целью реализации заданной статической характе­ристики XI (рис.8.27).

Для обеспечения требуемых характеристик переходного процес­са по перегрузке важное значение приобретает выбор статических прямых и обратных связей.

На режимах управления перегрузкой статическая часть астатической системы повышения устойчивости формируется по тем же выражениям (8.6) или (8.9) как и для статической системы. Выражение (8.5) для определения Кш позволяет существенно уменьшить расходы руля высоты в переходном процессе, т. е. минимизировать участие интегральных связей
в обеспечении требуемого качества. Выполнение этого условия позволяет снизить коэффициенты интегральных связей и тем самым увеличить запас устойчивости системы.

Для обеспечения требований к переходному процессу по перег­рузке современного пассажирского самолета по всему диапазону режимов полета, весов и центровок необходимо проводить коррекцию коэффициентов усиления прямых и обратных связей. Типичный характер изменения коэффициентов по скоростному напору Q показан на рис.8.28.

(8.28)

g_ sin2 7 V co

При малых значениях угла крена допускается использование выражения

соп2х(Охі—у^у2 (8.29)

Спроектированная таким образом система повышения устойчи­вости и управляемости позволяет обеспечить заданные статические и динамические характеристики управляемости по нормальной пе­регрузке и ограничить реализуемые при управлении максимальную и минимальную их величины.

Для обеспечения предупреждения и предотвращения выхода самолета на ТО> ^зал и М>М зад подинтегральное выражение должно формироваться по выражению:

U/=u„f+KvfAУ+Ам/А М (8.30)

Самолет с спроектированной системой повышения устойчивости и управляемости астатического типа обеспечивает требуемые динамические характеристики, т. е.. необходимое быстродействие, затухание, малые забросы и т. д. Необходимое качество переходных процессов достигается принятием следующих мер:

1. Согласованием статических характеристик, реализуемых как позиционными так и интегральными обратными связями, что достигается регулировкой Кт по закону (8.5).

2. Регулировкой статических и интегральных обратных связей Кп. Ки> И Knj, Кші по скоростному напору Q или приборной скорости

Vnp.

3. Включением дополнительной обратной связи по углу атаки для компенсации "моментной ложки”.

Эти меры позволяют получить переходные процессы на всех режимах полета практически без забросов и с необходимым быстро­действием. Отсутствие забросов позволяет надежно ограничить перегрузку и угол атаки не только в установившихся режимах, но и при переходных процессах. На рис. 8.29. 8.30 приведены переходные

процессы на двух режимах, подтверждающие вышесказанное.

8.3.1. Особенности балансировки самолета с интегральной СУУП

При использовании интегрального закона СУУП придает само­лету определенные особые свойства, ранее, редко встречающиеся у самолетов без автоматики.

Из анализа продольной балансировки самолета с интегральной системой, подробно рассмотренной в [4], следует, что при ис­пользовании закона (8.17) балансировочное положение штурвала определяется выражением:

Хвш=~Ф£-(пУп-пу^>, ,(8.31)

Лш/

здесь —значение сигнала перегрузки, измеренного в связанной

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

системе координат в горизонтальном полете, которое как известно равно:

Wyrj,=cos( ctг. п + Рд), (8.32)

где 9д-угол между осью чувствительности датчика перегрузки и нормальной осью самолета ОУ.

Вообще же в прямолинейном полете перегрузка равна величине:

* Мутл ~ cos ($г. п "Ь q>j) у (8.33)

где 0 гп — угол тангажа при прямолинейном полете.

Отсюда следует, что для того, чтобы балансировочное поло­жение рычага соответствовало нейтральному, необходимо, чтобы величина My** формировалась по выражению:

w*3w=cos(t9 + $^), (8.34)

и приращение сигнала перегрузки Л пук определялось соотношением: Апук= пу—cos(# + ^), (8.35)

Полученное свойство Хвш (10=0 свидетельствует, что самолет имеет Нейтральную статическую устойчивость по скорости

Pv=0.

В соответствии с требованием п. 3.7 НЛГС должно обеспе­чиваться Pv>0. Однако, как показывают летные испытания самолетов с интегральной системой, нейтральная устойчивость по скорости оценивается летчиками положительно, так как разгружает их от перебалансировки самолета по усилиям при разгонах и торможениях.

Формирование А пук по выражению

Апук=пу— 1 (8.36)

приводит к ненулевому балансировочному положению рычага управ­ления

Хв ш=2 (sin JLudS? A) 2-|К (8,37)

Из (8.37) следует, что.

&Хв бал • / j ^ Йй. Г л Kns _ (q

dV Кш (8*38)

_ da гл / ‘ d^fB бш ^^ ^ л

Поскольку всегда ду , то имеем ^у . Это

свидетельствует о наличии слабой неустойчивости по шаростй при
фиксированной ручке управления. Допустимость такой неустой­чивости зависит и от величины предварительного затяга Рвз рычага продольного управления, поскольку даже при небольших изменениях скорости балансировочные усилия будут изменяться на величину

А-Рв бал = -/"вз sign Х<&л, (8.39)

где Рвз —усилие предварительного затяга.

При V> Vзад балансировочное положение рычага продольного управления в основном определяется наличием в подинтегральном выражении (8.30) члена KvsА У. Пренебрегая вышеописанным эффектом коррекции сигнала Щ, из (8.30) получим

( V Vзал) при V-задР V<-^ Vзад~Ь А Vmax

А Vmax При Vт^зад”!” A Vmax

бал К /

Градиент —^ т. е. определяется только параметрами

системы управления. Выбором параметров Kvs и A Vmax можно создать необходимую степень повышенной устойчивости по скорости при v> УзяА.. Для сохранения запаса продольного управления (на

пикирование) величина "т^~А Кпах должна быть ограничена и быть

S ш/

меньше максимального располагаемого хода рычага управления на пикирование Хв max с тем, чтобы летчик отклонением рычага управления "от себя” мог "пересилить” действие обратной связи по скорости. Требуемая величина запаса по отклонению

А X в = X в max т?—А Кпах ЗЯВИСИТ ОТ Характеристик двигателя, аэродинамических характеристик, эксплуатационных ограничений режимов полета и т. д. Удобно определить требуемый запас АХВ, исходя из требуемого запаса нормальной перегрузки на пикирование при Хв тах.

Определенные особенности проявляются у самолета с интег­ральной СУУП при разгонах и торможениях в горизонтальном полете. Как показано в С43, Хв бал в этих условиях можно приближенно представить в виде:

Хъбал=У(0/[а(0,FCO] (8.41)

Видно, что если величина / положительна, знак Хвбал совпадает со знаком V, т. е. при разгоне Хв ш^>0, а при торможении — Хв бал <0. При этом благодаря наличию в системе загрузки рычага управления усилия предварительного затяга даже при небольших величинах | Хв бы | при разгонах и торможениях возникают заметные для летчика балансировочные усилия, которые воспринимаются им как наличие у самолета слабой устойчивости по скорости, вполне достаточной для положительной оценки управляемости при изменении скорости. Наоборот, при /<0 наличие соответствующих усилий воспринимается как неустойчивость самолета по скорости. Для примера, на рис.8.31 приведены записи параметров движения гипотетического неманевренного самолета и управляющих воздействий летчика при разгонах—торможениях, которые подтверждают вышесказанное. Пример зависимости — Хв бал (V) при VФо приведен на рис. 8.32 пунктирной линией.

V (об* , G )<V ^Vinax

Рис.8.31. Изменение параметров движения самолета с астатической^ СУУП при разгонах-торможениях

Величину /(а, V) можно представить в виде суммы

/=/і+/2+/з+Д (8.42)

Из таблицы видно, что величина /і, которая характеризует влияние интегральных обратных связей по угловой скорости тангажа и нормальной перегрузке, всегда положительна. Знак /2 определяется запасом статической устойчивости Шгу и для устойчивого самолета величина /2 также положительна. Величина /з мала и для оценок ею можно пренебречь. Знак и величина Л определяется частной производной продольного момента по скорости Шг. Поскольку на малых скоростях 0, его влияние не является определяющим. В диапазоне больших дозвуковых скоростей <(М~0,7-0,8); где wl существенно отрицательна, влияние становится определяющим. Следовательно, слагаемые А и А, характеризующие полную производную продольного момента по скорости, являются определяющими.

В этой связи статическая обратная связь Км • А М описанная в предыдущем разделе остается актуальной и для интегральной системы, то есть самолет, обладающий моментной устойчивостью по скорости (mJ>0) и при наличии интегральной системы гаран­тированно будет положительно оценен летчиком.