Ограничение предельных режимов в астатической СУУП

Точное решение проблемы предупреждения и ограничения угла атаки может быть осуществлено только при переходе на астатический принцип управления по углу атаки. В рамках рассмотренных астатических алгоритмов такой подход может быть реализован следующим образом.

Параллельно с формированием подинтегрального выражения, обеспечивающего стабилизацию заданного значения нормальной перегрузки, необходимо формировать подинтегральное выражение для стабилизации заданного значения угла атаки. Для этой цели необходимо задаться желаемой статической характеристикой Хв(а), т. е. поставить в соответствие отклонение рычага управления с величиной угла атаки. Одна точка этого соотношения определяется предельным углом атаки a max, который должен достигаться при

полном отклонении рычага управления на себя — Хв mm. Вторая точка может быть определена углом атаки #тр, который достигается при некотором, опреденном заранее, отклонении рычага управления Хв тр. При этом отклонении рычага или при достижении значения угла атаки а тр должно происходить предупреждение летчика о приближении к предельному углу атаки. Для реализации значение а тр целесообразно выбрать на линейном участке зависимости Су(а), что обеспечит возможность использования выражения (8.47) для определения значения Хв тр. Определив две точки статической характеристики Хв(о’), целесообразно принять линейный характер изменения желаемой характеристики Хи(а) между этими точками. Вид этой зависимости приведен на рис.8.35. В данном случае следует иметь в виду, что на режимах, где Суг. п> Сутр точка Хв {а тр) будет находиться в диапазоне положительны^ значений отклонений рычага управления Хв. Сформировав таким образом желаемую статическую характеристику по углу атаки необходимо обеспечить

своевременный переход с управления перегрузкой на управление по уґлу атаки. Для этого следует провести замену подинтегрального выражения (8.17) или (8.18) на ниже следующее:

Uaf~Kmaf(XB — Хвтр) а (8.48)

Такой переход может быть обеспечен, например, путем плавной замены выражения (8.38) на (8.48) проводимой путем умножения подинтегрального выражения (8.38) на специальную функцию угла атаки, сформированную по выражению:

а<Са ч,

(8.49)

а ^ a max

и умножения подинтегрального выражения (8.48) на функцию 1 — F(a). Теперь, объединив два подинтегральных выражения путем суммирования, имеем окончательное подинтегральное выражение

M/=F(a) Мл/ + [1 — F(a)]we/, (8.50)

которое обеспечивает требуемые ограничения.

Для реализации атах при Хв=Хв тт коэффициенты подинтегрального выражения должен удовлетворять условию

из (8.50) и (8.49) видно, что при а<а тр подинтегральное выражение формируется в соответствии с (8.17) или (8.18) т. е.

Uj — UnS

При а ) ашах и имеет место соотношение:

Us UaS

Таким образом, диапазон а тр< агатах является переходным,- где статическая характеристика формируется на основе учета как сигнала нормальной перегрузки пУ, так и угла атаки & а. В этом диапазоне углов атаки статические характеристики управляемости определяются полным выражением

F(a)unf+[l~F<ia)]Ua{=0 (8.52)

Как показывают исследования, этому выражению сответствует при­емлемая статическая характеристика, приведенная на рис.8.36. Как видно реальная статическая характеристика Хв(а), полученная из условия (8.52), не совпадает с заданной желемой характеристикой и не является однозначной. Это объясняется наличием в подинтегральном выражении (8.50) составляющей F(a).un/9 зависящей от величины Д которая заметно влияет на смещение статической характеристики Хв(а). Этому же способствует и умножение составляющей uas на 1—F(a)=£l.

Динамические характеристики выхода самолета на предельные углы атаки приведены на рис. 8.37—38.

При малых приборных скоростях V<V{a ^ а тр )

Производная Хв бал по скорости при а<Сашах будет равна:

dXB бал Kgf (а а тр) [2/^ш/(а max a)~h

dV [Кш/( Ct max а) +

+ (Кш/ + КШд/)(д — а тр) da гп + 7^шо/(а~а тр)]2 dV

Отсюда видно, что при любых Кш/^>0 и Kaf>0 величина

0.

Для примера на рис. 8.32 приведены балансировочные зависи­мости Хвбал (V) для гипотетического пассажирского самолета, из вторых видны вышеописанные особенности балансировочной

л

характеристики.

Другим способом перехода на управление по углу атаки является формирование подинтегрального значения по следующему выра­жению:

us—шах[ ип/, Ugf] (8.55) Тем самым на исполнение подается та подинтегральная составля­ющая, которая требует меньшего отклонения руля высоты на кабри — рование. Использование выражения (8.55) позволяяет обеспечить четкое выдерживание статической характеристики по углу атаки Хв(а) при a>a тр. В этом его преимущество по сравнению со способом плавной замены

подинтегрального выражения Uns на подинтегральное выражение Uaf путем умножения на специальную функцию, в соответствии с выражением (8.50). Статическая характеристика, определяемая выражением (8.55) приведена на рис. 8.39, динамические характеристики—на рис.8.40-41.