УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

САМОЛЕТА СРЕДСТВАМИ АВТОМАТИКИ

В настоящее время для скоростных многорежимных само­летов удовлетворительные характеристики устойчивости и управляе­мости при ручном пилотировании обеспечиваются путем включения в контур управления системы улучшения устойчивости и управляе­мости (СУУ), включающей автоматы демпфирования, устойчивости и т. п.

Эти автоматы в режиме ручного пилотирования работают парал­лельно летчику, улучшая динамические характеристики самолета как объекта управления.

Чтобы проанализировать влияние СУУ на характеристики само­лета как объекта управления, рассмотрим свойства системы само­лет—летчик при ручном пилотировании.

Как звено системы управления летчик воспринимает полетную информацию (вход) и отвечает на нее перемещением рычага управле­ния (выход). Связи между входной информацией и реакцией летчика носят сложный и неоднозначный характер. Человек способен адапти­роваться — менять свою реакцию в зависимости от характеристик [32]

Рис. 16.10. Схема замкнутой системы са­молет—летчик

объекта, на его действия влияют индивидуальные различия, особен­ности ситуации, характер поставленной задачи.

В первом приближении в задаче отслеживания заданного вход­ного сигнала (по тангажу, перегрузке и т. п.) при возмущениях действия летчика можно описать передаточной функцией вида

= <16103>

Здесь Кц — коэффициент усиления; Тл1 и Тл2 — постоянные вре­мени опережения и запаздывания, вводимые летчиком; тл — за­паздывание реакции летчика. Значения Кя> Уль Тя2 могут ме­няться в известных пределах, обеспечивая летчику возможность более точного отслеживания входного сигнала е. Характерной осо­бенностью передаточной функции (16.103) является наличие в ней неустранимого постоянного запаздывания

Wx{p) = e-X*p. (16.104)

Это звено не изменяет амплитуды входного сигнала, но «отслеживает» его с запаз­дыванием тл порядка 0,2 … 0,3 с [4].

Соответствующая частотная передаточная функция будет иметь вид

№т (to) = е"’“Ч (16.105)

Отсюда видно, что летчик вносит в систему управления самолетом запаздывание по фазе на угол

Дул = ютл. (16.106)

Рассмотрим один из каналов ручного управления самолетом — канал управле­ния тангажом с помощью руля высоты. Схема замкнутой системы самолет—летчик представлена на рис. 16.10.

Эта система, прежде всего, должна быть устойчивой. Кроме того, она должна обеспечивать высокое качество процессов управления — обладать достаточной точностью и быстродействием.

За исходный иевозмущенный режим примем установившийся горизонтальный полет; для большей наглядности ц. простоты будем считать, что, сохраняя этот режим, летчик реагирует на отклонение только одного параметра движения— перегрузки.

Рассмотрим условия устойчивости замкнутой системы самолет—летчик, вос­пользовавшись критерием устойчивости Найквиста—Михайлова. Согласно этому критерию система будет устойчива в замкнутом состоянии, если амплитудно-фазовая частотная характеристика ее в разомкнутом состоянии не охватывает критическую точку с координатами (0; —1). При этом сдвиг по фазе на частоте среза (когда амплитуда А = 1 или lg А = 0) должен быть меньше —л. В противном случае замкнутая система самолет—летчик будет неустойчивой.

Известно, что при последовательном соединении звеньев передаточная функция системы в разомкнутом состоянии равна произведению передаточных функций, составляющих ее звеньев.

Если ограничиться только звеном запаздывания летчика, частотная передаточ­ная функция системы летчик—самолет в разомкнутом состоянии будет иметь вид

W (to) = Wn (to) Wx (На) = Wn (to) e~£“V (16.107)

Рис. 16.11. АФЧХ самолета и Системи самолет—летчик:

— — — — изолированный самолет; — система самолет—лет­чик

Следовательно, амплитудная и фазовые частотные ха­рактеристики системы принимают вид

Ас. Л = А Yc. л = У —дУл. (16.108)

где А и V — амплитудная и фазовая частотные ха­рактеристики самолета, определяются формулами (16.73) и (16.74), а

Дул -= 0)ТЛ = 0)кфтл.

Амплитудно-фазовую частотную характеристику разомкнутой системы самолет— летчик для заданных £ и сок при изменении частоты со от 0 до оо можно построить по формулам (16.108) или путем перестроения АФЧХ самолета (см. рис. 16.2). Для этого надо каждую точку АФЧХ самолета переместить в отрицательном направ­лении по дуге окружности, проведенной из начала координат на угол Дул = штл (рис. 16.11).

Чем большей частоте соответствует точка, тем на больший угол она переме­щается. АФЧХ разомкнутой системы самолет—летчик принимает спиральную форму, асимптотически приближаясь к началу координат при со -*■ оо (см. рис. 16.11).

С уменьшением относительного демпфирования £ самолета при тех же значе­ниях коэффициента Кс и опорной частоты сок (см. рис. 16.3) АФЧХ разомкнутой системы будет приближаться к критической точке (0; —1), запас устойчивости системы самолет—летчик будет падать, время и колебательность переходного про­цесса будет расти. При некотором значении относительного демпфирования, назо­вем его критическим £ир, замкнутая система самолет—летчик будет находиться на границе устойчивости (АФЧХ разомкнутой системы пройдет через критическую точку 0; —1), а прн £<С£Кр выйдет за ее пределы — замкнутая система ста­новится неустойчивой, летчик не сможет управлять самолетом.

Рассмотрим влияние другого параметра частотной передаточной функции са­молета — постоянной времени Т или, что то же самое, опорной частоты о)к = 1/Т на устойчивость замкнутой системы.

При | = const и Кс — const форма АФЧХ самолета остается одной и той же, независимой от изменения о)к. Меняются лишь значения частот о в одних и тех же точках характеристики.

С учетом постоянного запаздывания лётчика точки АФЧХ разомкнутой системы самолет—летчик поворачиваются по часовой стрелке (в отрицательном направле­нии) на угол Дул = штл = сок фтл. С увеличением опорной частоты о)к закручива­ние этой характеристики, уменьшающее устойчивость системы, будет более зна­чительным. Следовательно, увеличение ь>к самолета при прочих равных условиях тоже может ухудшить динамические характеристики управляемости самолета и, в конечном итоге, привести к потере устойчивости замкнутой системы самолет— летчик.

Хотя математическая модель летчика, принятая при анализе устойчивости системы самолет—летчик, является грубой, она правильно отражает основные тенденции изменения характеристик устойчивости этой системы в зависимости от £ н со,, самолета.

Ранее было показано, что на больших скоростях полета, особенно

при переходе за скорость звука, производные тгг, т% и суа сущест­венно уменьшаются, а следовательно, и уменьшается коэффициент демпфирования самолета К,, [см. (16.14) ]. В то же время из-за сме­щения фокуса крыла назад, степень статической устойчивости по перегрузке оп увеличивается, что приводит к росту опорной частоты со.,, [см. (16.15)]. Следовательно, относительное демпфирование £ = = hul о)к падает.

Относительное демпфирование совремейных самолетов на боль­ших скоростях полета’ принимает недопустимо’“малые [значения, а с изменением режимов полета более, чем на порядок.

Для улучшения демпфирования в системе улучшения устойчи­вости"’и управляемости самолета применяются автоматы демпфиро­вания.

В гл. 11 было показано, что при работе демпфера тангажа, от­клоняющего руль высоты по закону А6„. а = Дигсог, производная

демпфирующего момента тангажа изменяется на величину Атг г —

= КттгВ — г— < О [СМ. (16.14) ]. Это Приведет К Существенному росту

коэффициента демпфирования /ік [см. (11.14) ] и некоторому увеличе­нию сгп [см. (11.15)1, а следовательно, и сок. Относительный коэффи­циент демпфирования £ увеличится.

Автомат демпфирования позволяет не только увеличить относи­тельное демпфирование самолета, но и во много раз сократить его изменение по режимам полета. Для этого передаточный коэффициент Кт с помощью несложной а втом ати к и меняется в зависимости от величины приборной скорости (скоростного напора). Это способст­вует получению требуемых характеристик устойчивости и управ­ляемости на всех режимах полета

Так как демпфер реагирует на угловую скорость, то при маневре самолета он противодействует маневру. Желая создать перегрузку, летчик отклонением руля ВЫСОТЫ (0В. л = КшХв) создает угловую скорость вращения самолета <в2. При этом демпфер тангажа начинает отклонять руль на угол Дбв. а = Kmzco2, противоположный по знаку 6„. л. Интенсивность маневра начнет снижаться. Для компенсации отклонения Дбв, а с целью сохранения первоначального темпа вра­щения самолета, летчик должен будет дополнительным отклонением ручки управления на величину Ахв обеспечить равенство Дбв. а + + л = О ИЛИ Kaz<S>z + Кш Д*в = 0.

Следовательно, при включенном демпфере тангажа потребные отклонения ручки для создания перегрузки Апуа возрастут на вели­чину

Д*. = —(16-109)

Коэффициент расхода ручки на перегрузку также возрастет

«—fe-fc0- (16.110)

Этого можно избежать, если сигнал от чувствительного элемента демпфера передавать через фильтр, не пропускающий низкие частоты. Тогда демпфер при выполнении маневра будет как бы автоматически отключаться и не препятствовать маневру.

На современных самолетах применяются автоматы устойчивости. Особенностью этих автоматов является то, что помимо угловой скоро­сти они реагируют на изменение угла атаки или нормальной пере­грузки. В гл. 11 было показано, что применение таких автоматов уве­личивает производную тгг и степень статической устойчивости по перегрузке 1см. (11.22)]. Следовательно, автомат устойчивости воз­действует одновременно на коэффициент демпфирования hK, на опор­ную частоту сок и на коэффициент £ = KJ<£>л-

Для обеспечения требуемых законов изменения коэффициентов

расхода ручки хв =———— ^—Щ — и усилия РІ « кжхв на пере-

^штг

грузку в продольном канале управления скоростных самолетов уста­навливаются автоматы регулирования управления (АРУ). Эти авто­маты в соответствии с изменением высоты и скорости полета (или числа М) регулируют величину коэффициента передачи Кт = d&BldxB и жесткость загрузочного механизма km — dPB/dxB и тем самым обес­печивают требуемые значения х1 и P’1, а следовательно, и потребные перемещения ручки х„ и усилия на ней Рв для создания перегрузки. АРУ включает в свой состав механизм нелинейной передачи 6„ = = / (хв) и загрузочный механизм.

Коэффициент расхода ручки на перегрузку х", а, следовательно, и потребная величина отклонения ручки х„ зависит от скорости и высоты полета. При больших скоростях полета на малых и средних высотах Хв и хв могут оказаться малыми. В этом случае АРУ с по­мощью механизма нелинейной передачи уменьшает величину К. ш, что приводит к росту х" и потребной величины отклонения ручки управления хв. При полете иа больших высотах или с малой ско­ростью Хв может оказаться излишне большим. В этом случае АРУ увеличивает Кш> в результате чего х2 и. хв уменьшаются.

Обеспечив необходимые перемещения ручки, нужно добиться также определенных усилий на ручке управления. Чтобы на режи­мах полета с большой приборной скоростью летчик не мог непроиз­вольно вывести самолет на большие перегрузки, усилие на ручке должно увеличиваться с ростом скоростного напора. Должен расти коэффициент расхода усилия на перегрузку Рв. Это обеспечивает АРУ регулировкой величины km загрузочного механизма.

АРУ оказывает влияние и на устойчивость по скорости [см. (11.23)].

Из изложенного видно, что применение. автоматов позволяет по­лучить необходимые статические и динамические характеристики устойчивости и управляемости самолета и системы самолет—летчик.

При работе автоматов возможны их отказы. Отказы приводят к изменению динамических характеристик самолета и возникновению дополнительных возмущений от самопроизвольного отклонения ру­левых поверхностей.

В качестве примера рассмотрим влияние возможных отказов демпфера тангажа.

Характерными отказами автомата демпфирования могут быть: остановка раздвижной тяги в каком-либо крайнем положении и об­рыв в цепи обратной связи. демпфера. Остановка раздвижной тяги приводит к одностороннему отклонению руля (уводу руля), а обрыв обратной связи — к колебаниям руля.

При отказе, связанном с уводом руля, неожиданно создается мо­мент тангажа, приводящий к непроизвольному изменению пере­грузки (угла атаки). Если маневр осуществляется с перегрузками или углами атаки, близкими к максимально допустимым, то неожидан­ный отказ демпфера может привести к их превышению. Из-за оста­новки раздвижной тяги в крайнем положении меняется балансиро­вочное положение ручки управления.

При обрыве обратной связи нарушается пропорциональность между величинами угловой скорости со2 и отклонением руля высоты Д6В. а. Руль будет отклоняться на всю величину, контролируемую демпфером, независимо от величины <о2. В этом крайнем положении руль будет удерживаться до тех пор, пока со2 в процессе колебаний не станет равной нулю. При перемене знака угловой скорости в про­цессе колебаний произойдет резкая перекладка руля в пределах хода раздвижной тяги в противоположную сторону. Все это приво­дит к росту частоты колебаний и ухудшению их затухания. Если же собственные частоты колебаний самолета и демпфера будут близкими друг к другу, то могут возникнуть незатухающие колебания параме­тров движения (Апра, Да).

Отказы автомата демпфирования наиболее опасны при полете самолета на малой высоте с большой дозвуковой скоростью вследст­вие большой эффективности руля на этих режимах.

Так как пределы изменения длины раздвижной тяги небольшие, то отклонение руля демпфером невелико (не более 5°). Поэтому при отказе демпфера летчик может управлять самолетом.

В заключение отметим, что надежность систем управления регла­ментируется Нормами летной годности гражданских самолетов (НЛГ02).

Дополнительная литература (11] с. 226—274, 18] с. 247—266, [14] с. 484—508.

Контрольные вопросы

1. Каковы условия устойчивости продольного невозмущенного движения са­молета? Укажите границы продольной устойчивости.

2. Чем обусловлена возможность разделения продольного возмущенного дви­жения на короткопериодическое и длиннопериодическое?

3. Укажите необходимые и Достаточные условия устойчивости опорного движе­ния и их выполнимость на короткопериодическом и длиннопериодическом этапах возмущенного движения самолета.

4. Перечислите динамические показатели устойчивости и управляемости в про­дольном короткопериодическом колебательном движении.

5. Чем определяется качество ;реакции самолета иа гармонические отклоне­ния руля высоты? Изобразите АФЧл для перегрузки в. короткопериодическом воз­мущенном движении.

6. Как влияет центровка, Скорость и высота полета иа динамические показатели -устойчивости и управляемости самолета в короткопериодическом движении?