Системы снижения нагрузок при маневре

В основе работы системы снижения нагрузок при маневре лежит принцип перераспределения подъемной силы по размаху крыла с помощью расположенных на нем органов управления (элеронов, интерцепторов и закрылков), что при сохранении неизменной суммарной величины подъемной силы обеспечивает уменьшение изгибающего момента в корне крыла. При этом система снижения нагрузок при маневре должна работать’ только при ‘больших перегрузках (пу > 1,5), обеспечивая сохранение неизменным аэродинамическое качество самолета на крейсерских режимах полета.

Типичная зависимость максимальной эксплуатационной перег­рузки при маневре от скорости полета представлена на рис. 9.1. Случай А определяется Сутах, случай А* соответствует полету на режиме Q шах шах. Несмотря на одинаковую максимальную

ч

перегрузку в случаях А и А’ максимальные изгибающие моменты для самолета с крылом умеренной стреловидности в случае А’ обычно меньше, чем в случае А, вследствие влияния упругости конструкции на распределение аэродинамических сил по размаху крыла при больших скоростных напорах.

Рис. 9.1. Типичная зависимость максимальной эксплуатационной перегрузки от скорости полета —исходная — — с системой снижения нагрузок

Возможны три варианта использования органов управления в системе снижения нагрузок при маневре с максимальной перегрузкой:

1. В случае, когда используются только органы управления, расположенные в концевых сечениях крыла (элероны, интерцепторы), уменьшается изгибающий момент, но одновременно уменьшается и подъемная сила. Для восстановления заданной перегрузки необходимо увеличить угол атаки самолета.

На рис. 9.2 показано изменение циркуляции по размаху крыла при отклонении интерцептора. Необходимость увеличения угла атаки для восстановления суммарной подъемной силы приводит к тому, что при £>0,86 суммарная циркуляция больше, чем для крыла с неотклоненным интерцептором. Соответственно при £>0,64 изгибающие моменты крыла для самолета с системой снижения наг­рузок несколько выше, чем для самолета без этой системы. В корневых сечениях крыла изгибающий моменг при этом уменьшается. Если в системе используются концевые элероны, изгибающий момент уменьшается по всему размаху крыла. Следует обметить, что при та­ком варианте случай А нагружения конструкции мбжет смещаться на большие значения скорости полета за счет возможного уменьшения Сушах.

2. Если отклоняется закрылок (вниз), расположенный вблизи корневого сечения крыла, то подъемная сила и изгибающий момент увеличиваются. Для сохранения подъемной силы, соответствующей Путах, необходимо уменьшить угол атаки самолета. В этом случае изгибающий момент будет уменьшаться по всему размаху крыла, а расчетный случай А может смещаться на меньшие скорости полета.

3. Если интерцепторы, элероны и закрылки отклоняются таким образом, что суммарная подъемная сила остается неизменной, угол атаки не изменяется. Пример такого перераспределения циркуляции приведен на рис. 9.3. В этом случае изгибающие моменты уменьша­ются по всему размаху крыла.

Эффективность органа управления по изгибающему моменту при постоянной перегрузке существенно отличается от его эффективности при постоянном угле атаки. В таблице 9.2 приводятся такие данные для корневого сечения крыла неманевренного самолета, из которых

снижения маневренных нагрузок значительная доля уменьшения изгибающего момента компенсируется соответствующим изменением угла атаки.

Q —0,7 #max max таблица 9.2

Для закрылков указанные эффективности отличаются знаками.

Необходимо иметь в виду, что для крыльев с умеренной стрело­видностью реверс органов управления по подъемной силе наступает раньше, чем по моменту крена или изгибающему моменту в корне крыла. На рис. 9.4 приведены типичные зависимости коэффициентов эффективности элеронов по подъемной силе (&) и изгибающему моменту в корне крыла (£дг), определяемых как отношения соответствующих параметров для упругого и жесткого крыла.

При скоростях полета, превышающих скорость реверса элеронов по подъемной силе, знак приращения угла атаки, необходимого для выдерживания постоянной перегрузки, совпадает со знаком отклонения элерона. За счет этого уменьшается "q суммарный изгибающий момент при Пу—const и на скоростях полета, превышающих скорость Рис.9.4. Влияние упругости конст — раверса элеронов по изгибающему рукции на эффективность системы моменту при а=const, снижения маневренных нагрузок Ниже приведены примеры

оценки эффективности системы снижения нагрузок при маневре для самолета со стреловидным крылом {х = 30°, Л = 8). Для этого самолета в случаеА’ максимальные эксплуатационные изгибающие моменты в корне крыла на 10% меньше, чем в случае А из-за влияния упругости конструкции.

В качестве органов управления системы рассматриваются элероны, инторцепторы и закрылки. Коэффициент инерционной раз­грузки крыла для рассмотренных случаев равен 0,64.

Сочетания органов управления =0,8; 0,61; 5^р=

0, 2)приведены в табл. 9.3. В вариантах II и Ш считалось, что при достигаемых в случаях А и Асист. углах атаки эффективность интерцепторов нулевая.

Таблица 9.3 Вари­ анты Элероны Интерцепторы Закрылки Ss ^уж & ИНТ 5инт /^Аинт ^уж $3 S3 ґ’дз ^уж і 20“ 0,035 0,004 — — п 20“ 0,035 0,004 20“ 0,0115 0,0012 — — ш ьо о 0 0,05 0,0057 20“ 0,025 0,0026 — — IV 20“ 0.035 0.004 — — — 20“ 0.025 0.008

Результаты оценки эффективности указанных вариантов системы приведены в таблице 9.4 и позволяют сделать следующие выводы:

Результаты расчете» для вариантов: Расчетные характеристики Исхоаьй I II Ш IV Q <?Аисх. <?> кг/ м2 1100 1100 1100 1100 1100 Пу 2,5 2,44 2,44 2,41 2,36 алС% — 11. 11 16 19 д, кг/ м2 — 1120 1120 ИЗО 1100 Q — <ТАсист Пу — 2,5 2,5 2,5 2,5 A ML% — 8,5 8,5. 13 19 д, кг/м2 2000 2000 2000 2000 2000 1-Н <  II Пу 2,5 2,5 2,5 2,5 2,5 А ЛС% — 7 11 19 28

1. Использование элеронов с относительной площадью S э= 0,035^0,05 позволяет снизить максимальные эксплуатационные изгибающие моменты в корневом сечении крыла на 8-^13% в случае выхода самолета на Пу=2,Ъ при полете на режимах <7~<7Аисх~ QАссист. Подключение интерцепторов наиболее эффективно на режимах q^qk’.

2. Использование секций закрылков, близких к корневому сече­нию крыла (53=0,025), совместно с концевыми элеронами (5Э= 0,035) позволяет снизить максимальный изгибающий момент в корне крыла на 20-г 25%.

Выше приведенные данные соответствуют корневым сечениям крыла. В остальных сечениях при использовании концевых элеронов относительный эффект возрастает к концу крыла. На рис. 9.5 приведены результаты летных испытаний системы снижения маневренных нагрузок самолета L-1011—500 в виде отношения уменьшения изгибающего момента в сбалансированном полете при единичном отклонении элеронов к его входному значению. В пересчете на 13° отклонения элеронов и эксплуатационную перегрузку

2,5 выигрыш в изгибающем моменте составляет 6-8% в корневых сечениях и 50^70% в концевых сечениях крыла.

■Пміг.

Микгя.

-си — nos

о 5 К) 20 ?[П]

Рис.9.5. Эффективность элеронов самолета L-1011-500 по снижению изгибающих моментов крыла в сбалансированном полете

Мизг — приращение изгибающего момента при отклонении элерона на Г и балансировке самолета при пу—1.

М изг. г.п —изгибающий момент в горизонтальном полете.

Рассмотрим структуры систем снижения нагрузок, использующих в качестве органов управления элероны и интерцепторы. На рис. 9.6а приведена структура системы снижения нагрузок при маневре, использующей сигнал датчика нормальной перегрузки, расположенного в центре масс самолета. Этот сигнал сначала проходит через нелинейный элемент, имеющий зону нечувствительности Апу^0.5, для того, чтобы не увеличивалось сопротивление самолета при Дпу<0,5 из-за отклонения элеронов и интерцепторов; они будут включаться в работу только при Апу>0,5. Обычно коэффициенты Ki9 Кэ, Кшп выбираются таким образом, чтобы при пу=Пушах элероны и интерцепторы отклонялись на полный ход, предусмотренный для работы системы снижения нагрузок. Для ослабления влияния работы этой системы на статические и динамические характеристики самолета в ней предусмотрен корректирующий сигнал на руль высоты (стабилизатор), коэффициент
усиления которого необходимо выбирать из условия компенсации изменения момента тангажа при отклонении элеронов и интерцепторов. Если для работы системы снижения нагрузок при маневре используются элероны и интерцепторы с отклонениями 20 — г 30°, то суммарный коэффициент как по каналу элеронов (К • Кэ), так и по каналу интерцепторов {Кг • Кщт) получается порядка 20-30 град/ед, перегрузки. При таких больших значениях коэффициентов необходимо принимать меры по предотвращению неустойчивости контура разгрузки на частотах упругих колебаний самолета и нагружения конструкции при воздействии порывов ветра.

6 Рис.9.6. Блок-схема системы снижения нагрузок, работающей по сигналам перегрузки и датчика положения штурвала К, Кэ, Кц, Кв — коэффициенты усиления РМ —рулевая машина РП — рулевой привод. Динамическое влияние упругости конструкции на контур разгруз­ки исключается в структуре системы, показанной на рис. 9.6 б. Особенностью этой системы является то, что работа ее строится на возможности создания системы улучшения устойчивости и управляемости самолета, которая обоеспечивает Хбм= Хвал зад,? ХПу=Хзілши Рбал=Рш зад? РПу = Рзт Тогда интерцепторы и элероны МОЖНО ОТКЛОНЯТЬ ПО сигналу А Пу зад— АХ/Хзш где

п Г *

_ А&=Хл—Хбы зад? или по сигналу АягУЗад~ АР/ Р& • где

‘* і. Л___ !

АР=В,— Рбадзад. Так как в этом случае элероны и интерцепторы отклоняются по сигналу, не связанному с параметрами движения самолета, то вопросы обеспечения виброустойчивости системы решаются сравнительно просто.

Основной задачей при выборе параметров настройки такой си­стемы снижения маневренных нагрузок является выбор постоянной времени фильтра, обеспечивающей отсутствие заброса в изгибающем моменте при выходе на заданную перегрузку.

Возможна структура системы снижения нагрузок при маневре, в которой одновременно используется как сигнал от датчика нормальной перегрузки, установленного вблизи центра масс самолета, так и сигналы от датчика перемещения штурвала (или датчика усилий на штурвале).

На рис. 9.7а, показан один из вариантов системы управления закрылками. Предполагается, что известно балансировочное положение штурвала или балансировочное усилие на штурвале. Так как в данной схеме не используются в качестве управляющих параметры движения

і

самолета, то она не реагирует на порывы ветра и не подвержена динамическому влиянию упругости конструкции. Для такой схемы обязателен корректирующий сигнал на руль высоты, так как используемые секции закрылков создают большой момент тангажа. Возможно также управление закрылками автоматически с помощью сигнала от датчика нормальной перегрузки, установленного вблизи центра масс (рис.9.7 б). В этом случае, чтобы исключить увеличение перегрузки вследствие отклонения закрылков при порывах ветра, необходимо наряду _ с прямым сигналом вводить сигнал, скорректированный с помощью специального фильтра, обеспечиваю­щего необходимые динамические характеристики контура в области частот движения самолета как твердого тела и упругих колебаний конструкции.

На рис. 9.8 показан характер’переходных процессов самолета с системой снижения нагрузок при выходе на перегрузку 2,3. Видно, что включение системы снижения маневренных нагрузок не привело в данном случае к заметному искажению динамических харак­теристик самолета.

Необходимые скорости элеронов и интерцепторов по сигналам системы не превышают значения скоростей при управлении самолетом по крену.

Рис.9.7. Блок-схема управления закрылками в системе снижения маневренных нагрузок с сигналами от датчика перемещения штурвала и датчика перегрузки К9Кз, Кв — коэффициенты усиления РМ — рулевая машина РП — рулевой привод

Рис.9.8. Переходные процессы самолета при выходе на nv — 2,3 т—с системой — без системы