Ограничители предельных значений угла атаки и перегрузки

*

8.4.1. Ограничители предельных режимов в статической СУУП

Предотвращение выхода самолета на предельные значения параметров движения (угол атаки и нормальную перегрузку) преследует цель повышения безопасности полета путем» предупреждения летчика и активного воздействия на руль высоты, т. е. предотвращение выхода самолета на такие режимы, где проявляются существенные изменения характеристик управляемости и имеют место особые виды движения, например, сваливание и штопор, обусловленные взаимодействием инерционных и существенно нелинейных аэродинамических сил. Наиболее актуальным для пассажирских самолетов является реализация функции ограничения угла атаки.

Предотвращение выхода самолета на предельные углы атаки ре­
шается несколькими путями:

—звуковой и световой сигнализацией;

—предупреждением путем тряски рычага управления-штурвала или его дополнительной загрузки;

—активным ограничением посредством воздействия на руль высоты.

*

Эти способы предотвращения выхода самолета на закритические углы атаки применяются для самолетов с любыми типами СУУП. Звуковая и световая сигнализации являются обязательными мерами предупреждения, которые реализуются на всех пассажирских самолетах. Однако в стрессовой ситуации этой меры предупреждения может оказаться недостаточно для эффективного предупреждения летчика о возникновении опасной ситуации. Поэтому в дополнение к ней используется более эффективный способ предупреждения летчика через тряску штурвала, которую он легко распознает в любой ситуации. Другим столь же эффективным способом предупреждения является дополнительная загрузка штурвала путем подключения специального загружателя или толкателя.

Тряска штурвала осуществляется специальным механизмом. Сигнал на задействование тряски формируется по следующему усло­вию:

(8.44)

где

а—а+K’ad или а—а+КшШг

Составляющая Кй а или Кш0)г используется для внесения опережения, т. е. учета прогноза дальнейшего движения самолета по углу атаки, а тр —значение угла атаки, при котором реализуется тряска штурвала. За а тр может быть принято значение а доп.

Такой способ предупреждения очень часто используется на современных пассжирских самолетах, например, на DC-10. Способ искусственной дополнительной загрузки штурвальной колонки требует использования более сложного устройства—следящего механизма с упором. Однако для самолетов, оборудованных специальной системой

автоматической загрузки (САЗ, см. главу 7), этот способ реализуется без привлечения дополнительного оборудования. На привод САЗ, который обеспечивает перемещение штурвала пропорционально усилию, приложеному летчиком к штурвалу, подается сигнал превышения заданного угла атаки

ила—Ка • А о

Появление этого сигнала в тракте отработки приводит к перемещению рычага "от себя”. Для удержания штурвальной колонки летчику теперь необходимо прикладывать дополнительное усилие, чтобы компенсировать сигнал ила, что по оценкам летчиков является очень эффективным средством предупреждения.

При отсутствии на самолете САЗ дополнительная загрузка может быть создана специальным подвижным упором с предварительно обжатой пружиной. Подвижный упор позволяет реализовать загрузочную характеристику приведенную на рис. 8.33. Положение упора должно регулироваться в пределах АГВт|П+Хв тах, т. е. возможно положение упора "от себя” АГв>0, в этом случае упор выполняет функцию толкателя.

Сложность реализации данного способа предупреждения состоит в трудности определения положения упора. Для корректного определе­ния положения упора необходимо знать статическую характеристику Хв(а),которая зависит не только от аэродинамических характеристик самолета, но и алгоритмов и параметров системы управления. Для примера на рис. 8.34 приведены статические характеристики пассажирского самолета со статической СУУП на крейсерском и посадочном режимах полета. Можно видеть существенную зависимость характеристики Хв(а)от аэродинамики, конфигурации и центровки самолета. Если влияние центровки и конфигурации самолета можно учесть по априорным "трубным” аэродинамическим данным и текущим сигналам отклонения стабилизатора и механизации,

х,

то влияние нелинейности аэродинамических характеристик учесть с достаточной точностью не представляется возможным. Поэтому установка упора в необходимое положение в этих условиях возможна только в области линейности аэродинамических характеристик. Если а тр лежит в области линейности зависимостей Су(а) и wz(a), то установка упора может быть осуществлена по известной (заданной) величине расхода рычага управления на единицу нормальной перегрузки Хъ, Тогда по величине a-гр определяется Сутр{а тр), по которому расчитывается значение нормальной перегрузки

(8.46)

и далее положение упора 610

Хв тр—ИзцДялр, (8.47)

где

Примером статической СУУП, обеспечивающей примерное выдерживание ХВзал, является система описанная в разделе 8.2.

Однако, неточность априорных знаний аэродинамических характеристик позволяет обеспечить только достаточно грубую оценку положения упора при использовании СУУП со статическим законом управления. Поэтому эта задача может быть успешно решена только при использовании СУУП с астатическим законом, который обеспечивает точное выдерживание Х£ зад. В этом случае точность установки упора в требуемое положение определяется точностью знания соотношения между углом атаки и нормальной перегрузкой. На линейном участке это соотношение достаточно точно известно и выражение (8.47) может быть использовано для расчета положения упора. Такой способ предупреждения летчика через подключение дополнительного загружателя может быть использован как для предотвращения выхода на допустимый угол атаки так и за допустимое значение нормальной перегрузки.