УПРАВЛЯЕМОСТЬ ВЕРТОЛЕТА

Способность вертолета реагировать на управляющие воздействия летчика называют управляемостью вертолета. Определим некото­рые количественные показатели управляемости: эффективность, чувстви­тельность и мощность управления.

Основным показателем управляемости является эффектив­ность управления, определенная выше. Физически она соответствует ве­личине управляющего момента, действующего на вертолет на единицу отклонения рычага управления. Эффективность управления зависит от силы тяги несущего винта, превышения втулки над ЦТ вертолета и от разноса ГШ лопастей. Однако эффективность управления еще не харак­теризует реакцию вертолета на управляющее воздействие. Для этого не­обходимо ввести еще один показатель управляемости—чувствительность

ГЕКА.

управленияKs[5], которую будем определять как отношение эффективно­сти управления Ж5 к демпфированию несущего винта Ж“ [12]:

Чувствительность управления имеет определенный физиче­ский смысл, заключающийся в следующем. Отклонив ручку управления на единицу ее хода, например по тангажу, и зафиксировав ее в этом по­ложении, мы получим отклонение вертолета с постоянным угловым уско­рением, равным частному от деления эффективности управления на мо­мент инерции относительно соответствующей оси. По мере увеличения угловой скорости будет увеличиваться и демпфирующий момент от не­сущего винта до тех пор, пока угловая скорость не достигнет такой вели­чины, при которой демпфирующий момент будет равен моменту от управ­ления. Дальше вертолет будет продолжать вращаться с этой угловой скоростью, так как сумма действующих на него моментов будет равна нулю. Следовательно, если демпфирующий момент достаточно велик, то максимальная угловая скорость, которой достигнет вертолет при данном отклонении ручки, будет невелика, поскольку уже при небольшой угло­вой скорости возникает достаточное демпфирование, уравновешивающее действие момента управления. Наоборот, если демпфирующий момент сравнительно мал, то уже при небольшом отклонении ручки возникает значительная угловая скорость вертолета.

Вертолеты имеют обычно большую чувствительность управления, чем самоле­ты, так как демпфирующий момент несущего винта сравнительно мал и значительно меньше, чем аэродинамическое демпфирование, создаваемое на самолете крылом и хво­стовым оперением. Величина чувствительности управления характеризует ту установив­шуюся угловую скорость, которую приобретет вертолет при отклонении управления; длительность же процесса установления угловой скорости зависит от величины момен­та инерции относительно соответствующей оси.

Под мощностью управления условимся понимать макси­мальный момент, возникающий при отклонении рычага управления от его нейтрального положения до упора.

Необходимо отметить, что в реальных условиях максимальный рас­полагаемый управляющий момент будет различным на различных режи­мах полета в зависимости от балансировочного положения рычага управления. Этот момент должен обеспечивать на всех режимах полета возможность парирования возмущений, действующих на вертолет. Для этого нужно, чтобы при предельно допустимых положениях ЦТ вертолета балансировочные положения рычагов управления для всех режимов по­лета не выходили бы за определенные границы (т. е., чтобы имелись за­пасы управления). Запасы управления выражают в процентах полного. хода рычага управления от балансировочного положения до упора; они должны составлять около 20 %.

Можно привести график, характеризующий нарастание угловой ско­рости отклонения вертолета по времени при единичном отклонении руч­ки. Как известно из теории автоматического регулирования, угловая ско-

. 3

рость достигнет установившегося значения за время tycr.

На рис. 1.5. приведены графики нарастания угловой скорости при ступенчатом отклонении ручки на 50 мм по тангажу и крену для трех оте­чественных вертолетов.

Для сравнительного анализа управляемости вертолетов необходи­мо введение иных, относительных характеристик [48, 51, 57, 61]. Такими характеристиками являются: относительная эффективность управления, равная отношению эффективности управления к моменту инерции отно-

сительно соответствующей оси вертолета

относительное демпфирование, равное отношению демпфирования вер­толета к моменту инерции относительно соответствующей оси относительная устойчивость по скорости, равная отношению устойчиво­сти по скорости к соответствующему моменту инерции, умноженному на ускорение силы тяжести

Mv

и относительное поступательное демпфирование

где m — масса вертолета.

Принятые относительнее характеристики имеют определенный фи­зический смысл. Например, Мь выражает собой угловое ускорение, кото­рое получает вертолет в начальный момент движения при ступенчатом отклонении рычага управления на единицу хода.

Относительное демпфирование характеризует скорость паде­

ния упомянутого выше углового ускорения. Приближенно можно считать, что угловое ускорение при ступенчатом отклонении ручки падает до нуля, 3

за время t ^ — сек.

Г уст

Относительная устойчивость по скорости пропорциональна углово­му ускорению, которое получает вертолет в первый момент времени при мгновенном единичном изменении воздушной скорости.

Как указывалось выше, мощность управления определяется макси­мально возможным управляющим моментом. Для сравнительной оценки

2*

мощности управления различных вертолетов используется максимальное угловое ускорение, которое может быть сообщено вертолету. Оно равно отношению максимального управляющего момента мощности управле­ния к моменту инерции 8тах=:0,5Л/5 6тах> где бтах — полный ход управле­ния.

КГ-М’СеК

чо Gm

УО Gm

Рис. 1.6. Зависимость максимального угло — Рис. 1.7. Зависимость эффективности вого ускорения от полетного веса продольного управления и продольного

а.—поперечное управление; <5—путевое управле — момента инерции ОТ ПОЛЄТНОГО веса ние; в—продольное управление

Данные на рис. 1. 8—1. 10 относятся к соотношению между относи­тельным демпфированием и относительной эффективностью управления для продольного, поперечного и путевого управления вертолета.

В последнее время за рубежом опубликованы результаты многих исследований, касающихся экспериментального определения оптималь­ных сочетаний различных показателей управляемости. Для сравнитель­ной оценки степени управляемости в этих исследованиях используется десятибалльная шкала оценок Купера [35] (табл. 1.2). Оценивая управ­ляемость летательного аппарата, летчик назначает определенный балл оті до 10 (1—превосходная управляемость, 10 —очень опасная). Такие исследования выполняются либо в полете на вертолете с перемен­ными характеристиками устойчивости и управляемости, либо в наземных

Таблица 1.2 Шкала Купера Общая Возмож- Возмож- Характеристика ность вы- ность выпол- Условия оценка Балл полнения нения без- работы управляє- оценки управляемости полетного опасной мости задания посадки і Превосходная, вклю­чая оптимальную Есть Есть Нормаль- Удовлетво- 2 Хорошая, пилотиро- Есть Есть ные рительная вание доставляет удо­вольствие 3 У довлетворительная, Есть Есть но имеются некоторые неприятные особенности 4 Приемлемая, но име­ются неприятные осо- Есть Есть Аварийные Неудовле- творитель- 5 бенности Неприемлемая для Сомнитель- Есть ная нормальной работы на 6 Приемлемая только Сомнитель- Есть для аварийных условий* на 7 Неприемлемая даже Нет Сомнитель- для аварийных условий* на Неприемле- 8 Неприемлемая—опас- Нет Нет мая ная Опасные 9 Неприемлемая—прак­тическое отсутствие Нет Нет ситуации управляемости Опасная 10 Движения настолько резкие, что могут поме­шать аварийному поки­данию Нет Нет * Отказ системы автоматической стабилизации.

условиях с помощью тренажера, имитирующего такой вертолет.^ Измене­ние характеристик на вертолете достигается изменением настройки авто­пилота; использование тренажеров хорошо освещено в литературе [1].

Для различных сочетаний параметров управляемости получают значения балла оценки летчика. Эти данные используются для построе­ния кривых равных оценок летчика в координатах, осями которых слу­жат указанные параметры. В качестве примера приведем данные по лет­ным испытаниям на вертолете S-51 [61]. На рис. 1.11, 1.12 и 1.13 пока­заны кривые, соответствующие оценкам 3, 4, 5 и 6 по Куперу, в коорди­натах относительное демпфирование — относительная эффективность управления для продольного, поперечного и путевого управления.

М*г 1,2 1.0 0,8 0.6 0.0 0.2 О

Рис. I. 10. Соотношение между относительным
демпфированием и относительной эффективностью
управления для различных вертолетов. Путевое
управление

На рис. 1. 14, 1. 15 и 1. 16 приведены результаты аналогичного исследова­ния [57], проведенного на наземном тренажере, причем летчик управлял или только по одному каналу или одновременно по двум. Кривые пока­заны для значений балла оценки 3,5 и 6,5.

При сравнении результатов этих исследований видно их различие. В более поздних исследованиях [51] было установлено, что при наличии атмосферных возмущений вид кривых равных оценок на плоскости М** зависит еще от двух параметров вертолета: от устойчивости по ско­рости MVZ* и поступательного демпфирования XvВ этих исследованиях

Рис. 1. 15. Кривые равных оценок летчи­ка согласно исследованиям на тренажере 157]. Поперечное управление (пунктир — — одновременное управление по двум кана­лам)

полета.

т. —Ш —у У г

О) кривые равных оценок летчика в координатах М z, М х для трех значений X

z z

По этим данным можно построить линию оптимальной эффектив­ности управления: по известным МУ* к Xу* находим Ж5*, откладываем

_ g z 2о

ее вдоль оси М/ и через полученную точку проводим прямую с накло­ном 820 мм * сек. На рис. 1. 17,6 показаны кривые равных оценок летчи-

ка в координатах Ntzz, Mvz* для различных значений XVjc. По этим дан­ным можно разметить точки, соответствующие различным баллам оцен­ки летчика на полученной оптимальной прямой. На рис. 1. 18 приведен пример построения линии оптимальной эффективности управления для вертолета Сикорский S-58. Для этого вертолета Mvzx =0,2 сек~гу

ХУ* = 0 [56], чему соответствует значение М** =0,011 мм~1 сек 2. На по­лученной линии оптимальной эффективности нанесены отметки, соответ­ствующие баллам 3 и 4 по Куперу. На графике отмечена точка, соответ­ствующая реальным значениям М*2 и М2 этого вертолета. На графике

видно, что для получения оптимальной управляемости эффективность управления этого вертолета должна быть увеличена в 2 раза, а демпфирование — почти в 5 раз.

Обзор результатов упомянутых иссле­дований показывает, что, вообще говоря, оптимальным характеристикам управляемо­сти соответствуют высокие значения отно­сительного демпфирования и относительной. эффективности управления, намного боль­шие тех, которые удается реализовать прак­тически на вертолете с обычным шарнир­ным несущим винтом. Положение меняется в случае использования системы со стаби­лизирующим стержнем, типа применяемой на вертолетах Белл. В этом случае удается повысить относительное демпфирование в 2—3 раза по сравнению с несущим винтом обычной конструкции. Повышение относи­тельной эффективности управления на этих вертолетах можно объяснить небольшими значениями моментов инерции фюзеляжа и несколько увеличенной высотой расположе­ния втулки над ЦТ вертолета. Весьма пер­спективно с точки зрения улучшения харак­теристик управляемости применение жест­кого несущего винта.

Как указывалось выше, жесткий несущий винт в сочетании с управ­ляющим гироскопом имеет значения эффективности управления и демп­фирования значительно более высокие, чем для несущего винта обычной конструкции с горизонтальными и вертикальными шарнирами. Правда, применение жесткого несущего винта пока связано с большими трудно­стями. Методы расчета его характеристик разработаны в меньшей сте­пени, чем для шарнирного несущего винта, так как в этом случае значи­тельную роль начинают играть жесткостные характеристики лопасти и распределение индуктивных скоростей. Поэтому для практической отра­ботки жесткого несущего винта необходимы широкие экспериментальные исследования на моделях или на натурных винтах.

добавив свои командные сигналы путем обычного отклонения нормаль­ных органов управления. Эта особенность работы автопилота на верто­лете достигается так называемым «дифференциальным» включением ру­левых машин автопилота в систему управления вертолета. Рулевая ма­шина работает наподобие «раздвижной тяги» и, таким образом, орган управления вертолета получает отклонение, являющееся суммой откло­нения, задаваемого летчиком, и отклонения, задаваемого автопилотом для создания момента, стабилизирующего вертолет по углу и угловой скорости отклонения фюзеляжа. Для обеспечения безопасности полета в случае отказа автопилота дифференциальная рулевая машина имеет ограниченный ход, соответствующий, как правило, 20—25% полного диа­пазона отклонения управления.

Такое использование автопилота в корне меняет динамику вертоле­та как управляемого объекта. Вертолет приобретает новое качество — собственную устойчивость по углу отклонения фюзеляжа (тангажа, кре­на, курса), которой у него раньше не было вообще. Кроме того, в не­сколько раз искусственно увеличивается демпфирование вертолета.

оПомимо этого, вертолет с автопилотом способен сохранять с неко­торой степенью точности заданное положение фюзеляжа в пространстве вообще без вмешательства летчика.

Работа автопилота с дифференциальными рулевыми машинами в большой мере аналогична работе рассмотренных выше стабилизирую­щего стержня на шарнирном винте и управляющего гироскопа на жест­ком винте. Как в том, так и в другом случае управляющее воздействие на циклический шаг является суммой команды летчика и некоторого стаби­лизирующего сигнала. Разница между этими системами в том, что в слу­чае стабилизирующего стержня и управляющего гироскопа благодаря большей надежности механических систем можно допустить стопроцент­ный диапазон отклонения циклического шага по сигналу стабилизации, а не ограниченный, как в случае автопилота. Автопилот, являясь слож­ным ^комплексом гироскопических, электронных и гидравлических устройств и уступая механическим системам в надежности, имеет пре­имущество перед ними в отношении большей гибкости формирования не­обходимых законов стабилизации и возможности ввода в закон стабили­зации любых параметров движения (воздушная скорость, угол скольже­ния, путевая скорость, высота полета и т. п.).

настоящее время автопилот устанавливается практически на каждый новый вертолет, не относящийся к классу очень легких машин.

В зависимости от требований к вертолету, он может иметь два—четыре канала управления и выполнять либо функции системы повышения ус­тойчивости, либо дополнительно некоторые функции стабилизации тра­єкторного движения. Проектирование автопилота тесно увязывается с проектированием системы управления вертолета с тем, чтобы обеспечить минимальный вес и максимальную надежность системы управления в целом.

С применением автопилота в качестве системы улучшения устой­чивости вопросы, связанные с управляемостью, приобретают несколько иной характер. Становится необходимым учитывать возможность отказа автопилота. Правда, отказ автопилота в случае применения дифференци­ально включенных рулевых машин с ограниченным ходом не создает опасных ситуаций в полете, но, вместе с тем, при отказе автопилота лет­чик лишается всех преимуществ в управляемости, которые давал авто­пилот, и ему приходится пилотировать обычный вертолет с присущими ему недостатками.

Существенное повышение надежности работы автопилота связано с необходимостью применения нескольких параллельно работающих ка­налов автопилота по каждому виду управления («резервирование» кана-

лов), что влечет за собой сильное усложнение оборудования ^увеличе­ние его веса, и может быть оправдано лишь в случаях крайней необхо­димости. Поэтому весьма желательно наличие собственной хорошей устойчивости и управляемости исходного вертолета (без автопилота).

Управляемость вертолета с автопилотом улучшается по сравнению с исходным, тем не менее она также нуждается в изучении. Ее будут оп­ределять теперь уже не только характеристики вертолета, но и парамет­ры автопилота. Необходимо помнить также и о том, что автопилот дол­жен стабилизировать вертолет и на установившихся режимах полета с заданным качеством стабилизации.

При неправильном выборе параметров автопилота возможно даже ухудшение управляемости вертолета с автопилотом, властности, появле­ние «раскачки» вертолета — незатухающих колебаний, которые создает сам летчик при ручном пилотировании.

В связи с необходимостью предсказания характеристик управляе­мости вертолета с автопилотом или вертолетов опытных конструкций, а также для более глубокого понимания сущности^ процесса пилотиро­вания в настоящее время разработан аналитический подход к вопросам управляемости, основанный на математическом описании человека — летчика как звена в замкнутом контуре системы автоматического регу­лирования. В качестве примера можно упомянуть использованное рц д Федуловым представление летчика в виде усилительного звена. Возможна и другая форма представления модели летчика. Для стабили­зации углового положения вертолета, как хорошо известно из практики применения автопилотов, достаточно отклонять ручку управления про­порционально отклонению вертолета по углу и по угловой скорости в на­правлении, противоположном отклонению. Коэффициенты пропорцио­нальности, т. е. «порции» отклонения ручки называются^ передаточными числами автопилота соответственно по углу и по угловой скорости.

Летчик, пилотируя вертолет, вообще говоря, действует аналогично автопилоту. Отличие его от автопилота заключается, во-первых, в том, что если автопилот в ответ на определенное отклонение вертолета по уг­лу или по угловой скорости отклоняет управление совершенно опреде­ленным образом, то летчик может реагировать на определенное отклоне­ние в различных случаях несколько по-разному. Однако в среднем его реакция будет пропорциональна отклонению вертолета по углу и по угловой скорости точно так же, как это было в случае автопилота. Во — вторых, если у автопилота передаточные числа постоянны и строго опре­деленны для каждого типа вертолета, то летчик сравнительно легко мо­жет приспосабливать свою реакцию к различным типам вертолетов, т. е. действует подобно самонастраивающемуся автопилоту [52], автоматиче­ски изменяющему свои передаточные числа в зависимости от динамики управляемого объекта. Как показывают исследования авторов и мате­риалы зарубежных исследований [32, 38, 41, 50], летчик «настраивает» свои «передаточные числа» таким образом, что характеристики замкну­той системы «летчик — вертолет» сохраняются приблизительно постоян­ными. Полученная таким образом математическая модель летчика может иногда и применяться для теоретического решения задач управляемо­сти.

Например, с ее помощью авторами был решен практический вопрос о необходимых мерах улучшения управляемости вертолета Ми-6 с автопилотом, когда летчик непро­извольно «раскачивал» вертолет по крену при пилотировании с включенным автопи­лотом. На основе применения модели летчика были подобраны корректирующие эле­менты автопилота. Путем дальнейшего развития такой модели и уточнения ее по экс­периментальным данным в дальнейшем может быть создана теория, полностью опи­сывающая процессы пилотирования вертолета летчиком. Эта теория позволит при про­ектировании новых вертолетов задавать им такие параметры устойчивости и управляе­мости, упомянутые выше, которые в сочетании с возможностями летчика обеспечат оп­тимальную управляемость вертолета.