Статические системы улучшения устойчивости и управляемости бокового движения(СУУБ)
Основное назначение автоматических устройств системы управления—обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости во всем диапазоне режимов полета и конфигураций самолета. К характеристикам боковой управляемости предъявляются следующие требования:
—Колебательное боковое движение должно быть устойчивым. Рекомендуется, чтобы время затухания боковых колебаний до 5% начальной амплитуды не превышало 12с на режимах начального набора высоты(при механизации крыла во взлетном положении) и
эффективности вдвое;
—Уменьшение угловой скорости крена в процессе накренения не должно быть более 50%, а по оценке пилота не должно быть чрезмерного заброса по углу рыскания. Для оценки выполнения этого требования можно использовать критерий Л2, описывающий степень близости реализуемого движения к изолированному движению крена [2], при А2 = 1 имеет место изолированное движение крена;
—Самолет должен обладать прямой реакцией по крену на отклонение педалей. При этом не должно быть чрезмерного, по оценке пилота, заброса по углу крена.
Зарубежные нормы, например, FAR-25 несколько отличаются от отечественных ШІГС. Согласно FAR-25 самолет должен обладать умеренной спиральной устойчивостью, а к уменьшению угловой скорости крена в процессе кренения жесткие требования не предъявляются.
Однако четкость требований к статическим и динамическим характеристикам бокового движения позволяет более строго формулировать и формализовать критерии выбора структуры и параметров автоматических устройств улучшения устойчивости и управляемости. Так, требование к затуханию бокового колебательного движения почти эквивалентно требованию к действительной части (декременту затухания) доминирующего колебательного корня рыскания, т. е.
£><-0, 35 для взлетно-посадочных режимов
и £><-0,2 для крейсерского.
Для обеспечения приемлемой управляемости самолета по курсу предъявляются определенные требования к частоте его боковых колебаний, которая для магистральных самолетов должна быть не менее 0,35-0,4 1/с. При более низких частотах возможно ухудшение путевой управляемости из-за чрезмерной чувствительности управления и нежелательного взаимодействия движений самолета по рысканию и крену при управлении самолета летчиком.
К управляемому поперечному движению (движению по крену) так же предъявляется несколько четких требований. Во-первых, требование к времени перекладки самолета из крена 30° с одного крыла на другое—есть требование к максимальной установившейся скорости крена шх yCT max при отклонении рычага управления по крену с усилием не более 20 кг. Во-вторых, одновременно с требованием к статике, т. е. установившейся скорости крена, для обеспечения приемлемой управляемости самолета по крену необходимо выдержать определенное соотношение между И ПОСТОЯННОЙ ВРЄМЄНИ Крена
Ткр. Это соотношение определяется рис.6.30 приведенном в гл. 6 и
ш.
Вышеприведенные требования к управляемому движению крена в некоторых случаях удобно объединить В требование К уст. max и постоянной времени крена Ткр или величине действительного корня А кр. Постоянную крена для магистральных самолетов целесообразно обеспечить в пределах 1-г1,5с.
Требование к допустимой степени взаимодействия движений крена и рыскания при управлении самолетом летчиком по крену эквивалентно требованию к допустимому уменьшению угловой скорости крена (тенденции к зависанию) во время кренения. Оно формализуется в требование обеспечения близости частот
комплексного нуля и полюса передаточной функции Wjl и
2 &
характеризуется критерием А2~-^-.
Cx)qS
Для улучшения характеристик устойчивости и управляемости бокового движения используется несколько автоматических
устройств. Демпфер рыскания является неотъемлемой частью автоматизации управления рулем направления всех современных отечественных и зарубежных самолетов. Демпфер рыскания (ДР) очень эффективен для обеспечения требований к времени затухания бокового колебательного движения Т3ат. Наиболее распространен закон демпфера рыскания, включающий виражный механизм:
Л£РН=/^ ГІ7+Ї (8Л0)
который исключает отработку постоянной составляющей сигнала угловой скорости со у рулем направления при выполнении координированных разворотов.
Эффективность демпфера рыскания иллюстрируется рис. 8.13,
8.14, где приведено изменение времени затухания XW бокового колебательного движения в зависимости от коэффициента для нескольких режимов полета пассажирского самолета, а также изменение расположения доминирующих комплексных корней характеристического уравнения. Видно, что при увеличении повышается декремент затухания и уменьшается время затухания. ДР, с коэффициентами КШу= 0,5-і-1,0 с на крейсерском режиме и с КШу = 2,0-г2,5с на взлетно-посадочном режиме позволяет обеспечить требуемые характеристики затухания бокового движения.
Для реализации необходимых характеристик бокового колебательного движения и сохранения запасов по аэроупругой устойчивости контура демпфера рыскания коэффициент ДР КШу следует регулировать по режимам полета, например, по скоростному напору Q или приборной скорости Fnp.
Для улучшения динамики управляемого бокового движения, разделения движений крена и рыскания и устранения возможного зависания самолета по крену в закон ДР вводят дополнительный сигнал
ТсФ+К1х’Шх
При достаточно большой постоянной времени То) эта связь эквивалентна обратной связи по сигналу угла крена у на руль
(Рис.8.13.3ависимость времени затухания бокового колебательного движения от передаточного числа демпфера рыскания
направления. Сумма этих сигналов достаночно точно соответствует введению обратной связи по сигналу ускорения по углу скольжения на руль направления.
Демпфер крена(ДК),отклоняющий элероны по закону:
Д $э = Ка>хО)х (8.11)
наиболее часто. используется для обеспечения постоянной крена Ткр (см. раздел 6) и улучшает демпфирование колебательной составляющей крена. Изменение Ткр и распологаемой максимальной
скорости крена в зависймости от коэффициента ДК Коз г показано на рис.8.15. Изменение расположения фигуративной точки В ПЛОСКОСТИ параметров (йЬгусттах, Ткр) свидетельствует о высокой эффективности ДК в обеспечении требуемой динамики крена.
На больших углах атаки f резко падает собственное демпфирование крена самолета. Поэтому именно на этих режимах полета демпфер крена обеспечивает необходимое повышение демпфирования и снижение колебательности бокового движения.
Эффективным средством улучшения характеристик устойчивости и управляемости бокового движения является автомат путевой устойчивости. Закон отклонения руля направления
этим автоматом имеет вид:
Д<5н— КПяПг+КШу-у^-ру[.
или
Ь8» = К$+КШу ^>+1 Шу (8-13)
Обратная связь по сигналам боковой перегрузки nz или углу
скольжения 0 используется здесь для повышения собственной
частоты самолета по рысканию, необходимой для удовлетворительной
оценки управляемости по рысканию. Закон (8.12)более часто
используется на практике. Это связано с особенностями измерения
угла скольжения на самолете. Измерение угла скольжения является
намного более сложной технической задачей, а дальнейший пересчет
измеренного местного угла скольжения в обобщенное для самолета
•
его значение приводит к большим ошибкам. Для измерения сигнала боковой перегрузки используется отработанный и очень надежный датчик линейных ускорений (ДЛУ). Однако при использовании сигнала пг серьезной проблемой становится реализация больших передаточных чисел КПг в законе (8.12) и необходимость их регулирования по режимам полета—скоростному напору Кроме этого появляется необходимость принятия специальных мер по подавлению высокочастотных составляющих в сигнале боковой перегрузки Иг, обусловленных упругостью конструкции.
В практике автоматизации путевого канала управления зарубежных самолетов выработан определенный подход. Вычислитель системы повышения управляемости путевого канала (FAC-Flight augmentation computer) выполняет следующие функции:
—демпфирование боковых колебаний,
—повышение устойчивости,
—обеспечение координированного разворота.
Структурная схема формирования сигнала управления рулем направления этим автоматом приведена на рис.8.16.Исходные сигналы для формирования управляющего сигнала поступают от общесамолетных цифровых информационных систем IRS-БИНС, ADC-CBC. Собственных датчиков аналогового типа система автоматизации путевого канала FAC не предусматривает.
Рассмотренный автомат повышает флюгерную устойчивость самолета, повышает частоту колебаний бокового движения, повышает
относительный декремент затухания, повышает спиральную устойчивость. На рис.8Л 7 приведены результаты расчетов по влиянию коэффициента КПг на рассмотренные характеристики бокового движения.
На малых скоростях полета и больших углах атаки резко возрастает взаимодействие движения крена и рыскания. На рис.8 Л 8 приведена зависимость критерия Я2 от коэффициентов демпферов крена и рыскания. Для свободного самолета Я2 <0,5, что свидетельствует о тенденции к зависанию по крену. Установка демпферов крена и рыскания заметно улучшает характеристики бокового колебательного движения, однако степень взаимодействия движения крена и рыскания изменяется слабо. Более эффективным средством ослабления этого взаимодействия является перекрестная связь сигнала Хэ в канал руля направления, устраняющая развитие скольжения. Коэффициент перекрестной связи обычно выбирается исходя из обеспечения независимости движений крена и рыскания в первый момент управляемого движения крена и определяется из соотношения:
Такой подход позволяет обеспечить величину критерия Я2 близкую 1. На рис.8.19 показано влияние коэффициента перекрестной связи К*ш
на величину критерия Я2. На рис.8.20, 8.21 приведены переходные процессы свободного самолета и самолета с автоматизацией при действии порыва ветра и ступенчатом отклонении рычага поперечного
Таким образом, наиболее полное выражение законов отклонения органов поперечного и путевого управления от средств автоматкзации можно представить в виде:
А&п=—Кпг Пг+Кшу Ыу+КуУ +КхтХъ (8.15)
Д54 э — Кох (ох
Помимо вышерассмотренных функций автоматика путевого и поперечного каналов управления выполняет специальные функции, например, парирование возмущающего момента рыскания при отказе двигателя. Особую важность эта функция приобретает при выполнении взлета. Для ее реализации следует обеспечить отклонение руля направления пропорционально разнотяговости двигателей. Мерой
. разнотяговости может служить разность сигналов эквивалентов тяги (ЭТ) правых и левых двигателей. Отклонение руля направления пропорционально разнотяговости или ДЭТ является примером построения системы по разомкнотому принципу. По принятой классификации это система компенсационного типа. Качество ее работы зависит от точности априорных знаний связи между моментом рыскания, возникающим при отказе двигателя, и моментом рыскания
Рис.8.20. Динамика бокового Рис.8.21. Динамика бокового движения самолета с демпферами движения свободного самолета и
рыскания и крена при отклонении самолета с СУУБ при действии
рычага управления креном порыва ветра
от отклонения руля направления. В качестве ЭТ могут быть использованы сигналы оборотов турбины щ или компрессора п, которые довольно хорошо коррелированы с тягой двигателей. Отклонение руля направления для выполнение этой функции может быть определено следующим выражением:
А А=-к<юг/+1 rffilЛ” <8-16>
Ди= «2пр — «2л
коэффициент К (.Vs)регулируется по режимам полета.
Изодром с большой постоянной времени Тп введен для медленного списывания сигнала рассогласования Ди и передачи управления рулем направления полностью летчику. Особую значимость эта функция приобретает при отказе двигателя на взлете, когда запаздывание реакции летчика на парирование отказа весьма сильно сказывается на безопасности выполнения взлета и в значительной степени определяет минимальную эволютивную скорость разбега V3B раз. Для примера на рис.8.22 приведены записи параметров движения самолета при взлете в конфигурации с автоматом парирования отказа двигателя и без него. Следует отметить существенное влияние автомата на величину бокового отклонения самолета от осевой линии ВПП при разбеге.
Все коэффициенты в законах (8.15) и (8.16) следует регулировать по режимам полета для того, чтобы обеспечить — цеобходимый запас устойчивости с учетом аэроупругости конструкции. Пример изменения коэффициентов закона(8.15) приведен на рис.8.23.
В целях предупреждения летчика о достижении большого угла крена с помощью автоматики ; резко повышают спиральную • устойчивость самолета. Это достигается реализацией обратной связи по сигналу превышения угла крена сверх заданного на элероны. Для этого сигнал угла крена пропускается через нелинейность, показанную на рис.8.24. В результате при малых и умеренных углах
крена І у I < уаiax сохраняется традиционный стереотип управления самолета по крену с располагаемыми угловыми скоростями, такой же стереотип сохраняется и при очень больших углах крена | у | > Thiax + Л у, но с существенно меньшими угловыми скоростями, при углах крена в диапазоне уп&х< | у I <т^ах+Л у обеспечивается пропорциональное управление: отклонению рычага соответствует приращение угла крена сверх заданного уты. Такое изменение управляемости самолета по крену летчик четко распознает и тем самым имеет своевременное предупреждение о достижении угла крена І у I > уашх. Эта мера предусмотрена на самолетах А320 и Ту-204 при углах крена 1 у I >30°-г — 35° и была положительно оценена летным составом.
8.3. Системы улучшения устойчивости и управляемости астатического типа (интегральная СУУ)