САМАРСКИЙ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ

НИВЕРСИТЕТ

имени академика

С. П. КОРОЛЕВА

Системы

Автоматического

Управления

Учебное пособие

по дисциплине:

«Электрооборудование

летательных аппаратов

и силовых установок».

САМАРА

2005г.

Агрегаты и режимы работы систем автоматического управления. Учебное пособие Галкин Е.Ф.,Шабалов П.Г. Самара: СГАУ,2005.

Рассмотрено назначение, состав, особенности конструкции и эксплуатации агрегатов систем автоматического управления и её режимы работы.

Предназначено для студентов ВУЗов, обучающихся по военно-учётным специальностям ВВС.

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П.Королёва ,2005 г.

Оглавление

ТЕМА № 16

СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЁТОМ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (САУ ЛА)

1. Ла как объект управления. Управляющие поверхности ла, Законы управления. Классификация систем управления полё­том ла, Системы ручного управления ла.

1. ЛА как объект управления. 5

2. Движение ЛА в пространстве. 6

3. Системы координат 7

4. Законы управления. Классификация систем управления полётом ЛА 10

5. Классификация систем управления полётом ЛА. 13

6. Системы ручного управления ЛА. 14

2. Системы автоматизированного управления: автоматы регулирования управления и загрузки / ' АРУ и АРЗ /, демпферы колебаний. Понятие об автоматах устойчивости.

2.1 Автоматы «АРУ» и «АРЗ» 17

2.2 Автомат регулирования управления АРУ- 3В 19

2.3 Автомат регулирования загрузки . АРЗ - I - 1а 20

2.4 Автоматы демпфирования, 22

2.5. Типовые демпферы колебаний 25

2.6 Автоматы устойчивости АУ - 105А и АУ - 128, 31

2.7. Особенности эксплуатации самолетных демпферов. 31

3. Место САУ в комплексе АО ЛА.

   1. Назначение Состав и основные элементы 33

   2. Режимы работы, законы управления САУ при автоматическом

Управлении 39

3. Особенности функционирования САУ при директорном управлении 47

4. Особенности эксплуатации и контроля САУ 49

5. Пилотажно-навигационные комплексы 50

6. Основные общие сведения о САУ и ПНК. 52

7. Классификация САУ / по классам авиационных ЛА/: 55

8. Режимы работы САУ можно разделить на несколько групп 55

9. Блок датчиков линейных ускорений БДЛУ-1- 3 56

10. Корректор высоты KB - 16 – I 59

11. Датчик положения ручки ДПР - 23 и датчик скоростного напора

ДНПСТ-0,6–I 61

4 САУ и автопилоты.

4.1 Автопилот АП - 155 - назначение, сос­тав, основные технические

данные и функциональная схема 62

5.Основные сведения о системах автоматического управления.

5.1. Общая характеристика системы управления самолётом 63

5.2. Требования, предъявляемые к системе управления. 64

5.3 Классификация систем управления 64

5.4. Роль лётчика в системе управления самолётом 65

6 Система прямого управления

6.1. Структурно-функциональная и принципиальная схемы прямого

управления 68

6.2. Усиления на рычагах управления 69

6.3 Агрегаты системы прямого управления. 71

6.4 Схемы управления элевонами и дифференциальным стабилизатором 79

7 Системы полуавтоматического и автоматического управления

7.1 Назначение и принципиальная схема системы бустерного полуавтоматического управления самолётом 80

7.2. Гидравлический силовой привод 81

7.3. Агрегаты, формирующие усилия на рычагах управления. 84

7.4. Устройства, изменяющие передаточное отношение системы

управления в полёте 89

7.5. Автоматические устройства для улучшения динамических

характеристик самолёта 91

7.6. Комплексные системы автоматического управления 94

7.7. Возможные неисправности системы прямого управления и

механической части системы непрямого управления. 100

7.8. Пути повышения надёжности полуавтоматических систем

управления самолётом 102

Тема № 16 системы автоматического управления полётом летательных аппаратов (сау ла)

1. Ла как объект управления. Управляющие поверхности ла, Законы управления. Классификация систем управления полё­том ла, Системы ручного управления ла.

1. ЛА как объект управления.

Предметом изучения данной темы являются средства автоматического управления полётом и средства автоматизации управления полётом ЛА вертолётов и самолетов. Однако, ввиду существенного различия аэродинами­ческих характеристик и способов управления самолетов и вертолетов, их системы автоматического управления рассматриваются отдельно.

Потребность в автоматизации управления полетом самолета по­явилась вместе с появлением самого самолета. Это объясняется несовер­шенством конструкции первых самолетов, которые обладали недостаточной устойчивостью и управляемостью речь идет о первых самолетах

Под устойчивостью ЛА понимаемся его способность самостоя­тельно возвращаться в первоначальное пoложение, из которого он был выведен внешними возмущающими факторами.

Управляемость - это способность ЛА изменять свое положение в пространстве под действием управляющих поверхностей /рулей/,

Улучшение летных характеристик самолета и вертолета возмо­жно осуществи, или за счет совершенствования его аэродинамических свойств, или путем использования дополнительных устройств ­ САУ полетом ЛА, — которые улучшают естественные параметры ЛА,

Материал данной темы предназначен для специалистов по АО и содержит сведения только по системам автоматического управления.

Ручное управление первыми несовершенными самолетами было затруднительным и для его облегчения, а также для обеспечения безопасн­ости полетов летчики и конструкторы создавали большое количество раз­личных приспособлений от примитивных до весьма сложных.

Прообразом современных CАУ можно считать устройство, разработанное американским инженером Сперри. Оно представляло собой гиростабилизйрованную платформу,а сигналы отклонения самолета относи­тельно этой платформы подавались на электромагнитные муфты, которые сочленяли соответствующие рулевые поверхности с приводом от ветрянок, устанавливаемых в потоке встречного воздуха. Автоматическое управление полетом самолета, оборудованного указаньий системой, было продемонстри­ровано в 1914 году. В России автоматическое управление полетом ЛА было осуществлено позже, однако, глубокие теоретические проработки автоматического управления ЛА и вообще поведения ЛА в воздухе имелись, а в 1912 году профессором Н.Е Жуковским были прочитаны лекции о приспособлениях для придания аэроплану автоматической ус­тойчивости. Н.Е. Жуковский разделил все устройства на три группы: маятниковые, флюгерные и гироскопические. В Московском университете под руководством Жуковского был в это время построен макет простейшего стабилизатора, соединявшего эффект флюгера и гироскопа.

Развитие авиации шло в направлении увеличения скорости полета, повышения характеристик собственной устойчивости и управля­емости ЛА, появились самолеты с вполне приемлемыми собственными летными качествами и интерес к автоматизации управления полетом ослаб, разработки соответствующих автоматов прекратились. Внимание к автоматизации управления полетом ЛА вновь возросло в конце 20-х годов, когда увеличились дальности полета ЛА и потре­бовалось разгрузить экипаж от длительных статических нагрузок, связанных со стабилизацией самолетов на маршруте. Появились стаби­лизаторы курса, автоштурманы и, наконец, автопилоты.

Первый отечественный автопилот был создан в 1932 году. И имел марку АВП-I. Управление самолетом осуществлялось тремя са­мостоятельными автоматами стабилизации с пневматическим приводом рулей. Курсовой стабилизатор выдерживал заданный курс, поперечный стабилизатор - крен, а продольный стабилизировал скорость полета за счет изменения угла тангажа. АВП-I имел массу около 200 кг. Перед Великой Отечественной войной появились усовершенствованные его модификации АВП-3, АВП-10, АП-42.Использовались и другие авто­пилоты.

Современные реактивные сверхзвуковые самолеты имеют настолько большой диапазон изменения скорости и высоты полета, что чисто конструктивными / аэродинамическими / способами не удается обеспечить требуемые устойчивость и управляемость для всех режимов полета. Поэтому установка на самолете / вертолете / средств автоматизации управления полетом вновь стала настоятельной необходимостью.

В этом факте наглядно просматривается закон диалекти­ческого развития техники, когда на значительно более высокой ступе­ни ее развития возникли требования, аналогичные с требованиями для первых несовершенных самолетов.

1.2. Движение ла в пространстве.

Самолет в полете и при движении по земле подвержен уп­ругим деформациям, вызванным медленно и быстроменяющимися нагрузками. Поэтому при рассмотрении полной математической модели движе­ния ЛА указанные деформации необходимо учитывать, а это значитель­но усложняет анализ движения ЛА. Полная математическая модель движения ЛА из-за ее сложности используется лишь в задачах, требу­ющих весьма точного анализа движения. Основой же для рассмотрения движения ЛА является упрощенная модель, в которой ЛА представля­ется абсолютно твердым телом с неизменной массой. Наиболее точно данная модель описывает движение легких маневренных ЛА. Если счи­тать компоненты скорости ветра U по продольной /ОХ/, поперечной /0Z/ и вертикальной /ОУ/ осям ЛА, отклонения органов управления и тягу силовой установки заданными, то в рамках стандартной моде­ли атмосферы вектором динамического и статического состояния ЛД в пространстве X будет являться совокупность величин:

X=(_x , _y, _z,, W_x, W_у, W_{z ,}, , γ, Н)

_x,y,z - составляющие угловой скорости ЛА относительно осей ОХ , ОУ и 0Z;

W_x,y,z - составляющие путевой скорости летательного аппарата по строительным осям ЛА /ОХ , ОУ , ОZ/;

, , γ, Н - соответственно угол курса, тангажа, крена и высоты по­лета ЛА.

Движение ЛА в пространстве можно в зависимости от поста­вленных задач рассматривать в различных системах координат. ГОСТ 20058-80 предусматривает 12 таких систем координат. Наиболее часто используют следующие из них:

1. нормальную земную 0₀Х₀УоZо - /неподвижная/;

2. нормальную ОХоУоZ₀

3. связанную ОХ₁Y₁Z₁ '

4. скоростную ОХУZ;

5. траекторную ОХ₁У₁Z₁

Последние три подвижные

1.3.Системы координат

I. НОРМЛЬНАЯ ЗЕМНАЯ СИСТЕМА КООРДИНАТ В этой системе определяется положение центра масс ЛА. За начало координат выбирают место, относительно которого требуется знать положение ЛА /аэродром взлета или посадки, пункт наведения и др/ Ось О₀У₀ направлена вверх по местной вертикали, а оси О₀X₀ и О₀Z₀ расположены в плоскости горизонта и направлены в соответс­твии с задачей /О₀Х₀ часто направляют на Север /:

Рис 1.1

II. НОРМАЛЬНАЯ СИСТЕМА КООРДИНАТ ОХ₀У₀Zо -подвижная с началом "О" в центре масс ЛА. Ось ОУо направлена вверх по местной вертикали направление осей ОX₀ и ОZ₀ выбираютя в соответствии с задачей. Как правило ось 0X₀ направляют на Север,a ОZ₉ -на Восток,

III. СВЯЗАННАЯ СИСТЕМА КООРДИНАТ ОХ₁У₁Z₁ - подвижная с началом в центре масс ЛА, ось ОУ направлена вверх перпендикулярно попе­речной плоскости симметрии ЛА. Ось ОХ₁ направлена по продольной оси ЛА, а 0Z₁-в сторону правого крыла. Взаимное расположение связанной и нормальной систем координат определяется углами тангажа -, крена- γ и рыскания -  ;

Рис 1.2 Связанная система координат

Переход от ориентации нормальной системы к ориентации связанной осуществляется последовательными поворотами:

на угол  вокруг оси ОУо ;

на угол  вокруг оси OZ₁ ;

на угол γ вокруг оси ОХ₁

С учетом введенных обозначений кинематические уравнения вращения самолета относительно центра масс в связанной системе координат;

Проекции _x1, _y1, _z1 измеряются датчиками ДУС,

IV СКОРОСТНАЯ СИСТЕМА КООРДИНАТ 0XУZ - подвижная с на­чалом «О» в центре масс ЛА. Ось ОХ совпадает по направлению с вектором воздушной скорости V, ось ОУ лежит в вертикальной плоскости -- симкетрии ЛА. и направлена вверх, ось 0Z образует с ОХ и ОУ правую систему косрдинат. Взаимное расположение скоростной системы координаг относительно связанной характеризуется аэродинамическими углами  и  /углом атаки и углом скольжения соответственно/:

Рис 1.3

 - угол между продольной осью ЛА и проекцией вектора воздушной скорости У на продольную ось симметрии ЛА, ос вызывает появление подъемной аэродинами­ческой силы ЛА У

 - угол между вектором V и вертикальной плоскостью симметрии ЛА ,  вызывает появление боковой аэродинамической силы Z

Рис 1.4

V. ТРАЕКТОРНАЯ СИСТЕМА КООРДИНАТ ОХ_тУ_тZ_т -подвижная с началом О в центре масс ЛА, Ось ОХ ОХ₁У₁Z_т совпадает по направлению с век­тором путевой скорости W=V+U , ось ОY_т лежит в вертикалькой плоскости симметрии ЛА и направлена вверх, а ось ОZ_т образует с ОУ_т и ОX_т правую систему координат. Взаимное расположение нормальной системы координат ОX₀У₀Z₀ и траекторной ОX_тУ_тZ_т характеризуется утлом наклона траектории  и путевым утлом :

Таким образом,  - угол между плоскостью горизонта и век­тором путевой скорости W

 - угол между проекцией вектора путевой скорости W на плоскость горизонтами направлением OX₀ /как правило ОХ₀ направ­лена на север /.,

При отсутствии ветра траекторная система координат ОХ_ТУ_тZ_т совпадает со скоростной ОХУZ. В этом случае угол наклона траектории  можно еще определить как =-. Последним выражением часто пользуются и при небольших значениях U ветра или при значительных превышениях воздушной скорости V над зна­чением U ветра.

С учетом расомотренных систем координат можно отметить что положение ЛА относительно Земли_ характеризуется углами ,γ,, относительно воздушной скорости V - углами  и , a путевая скорость связана со значениями  и .

Угловые координаты ЛА в пространстве определяют в конечном счете, и траекторию движения центра масс. Координаты могут меняться как под действием внешних возмущений, так и в результате преднамеренные действий летчика в процессе управления ЛА. В продольном движении самолет управляется рулем высоты или подвижным стабилизатором или элевонами, В боковом движении - элеронами, элевонами и стабилизатором при отклонении их правой и левой частей в противоположном направлении, а также рулем направления. Элевонами называют управляющие поверхности, 'подобные элеронам, но значительно большие и отклоняющиеся как в одном направлении одновременно, так и в противоположных направлениях.

Обычно элевоны устанавливаются на самолетах с треугольным кры­лом, не имеющих стабилизатора. Кроме того на самолетах с изменяемой геометрией крыла вместо элеронов могут применяться интерцепторы /пре­рыватели потока/,которые устанавливаются на верхней поверхности плоскостей крыла примерно в средней их части. При выпуске интерцепторов нарушается характер обтекания крыла потоком воздуха и происхо­дит изменение его подъемной силы У , Если, например, выпустить интер­цепторы на левой плоскости крыла, то подъемная сила левой плоскости за счет торможения воздуха уменьшится, в то время как подъёмная сила правой плоскости не меняется,

В результате возникнет момент относительно продольной оси самолета влево и появится левый крен (γ<0)

1.4. Законы управления. Классификация систем управления полётом ЛА

Поведение ЛА в воздухе характеризуется его устойчивостью и управляемостью.

Управление же ЛА подразделяется на управление "в большом" и управле­ние "в малом". При "большом" управлении программа движения ЛА зада­ётся в основном относительно медленными перемещениями рычагов управ­ления в широких пределах. После задания программы производится её выдерживание посредством контроля движения ЛА и малых перестановок органов управления ‑‑ это управление "в малом".

Исторически автоматизация управления ЛА сначала развивалась применительно к управлению "в малом" и до настоящего времени большинство систем осуществляет отработку задающих воз действий именно "в малом". Это объясняется чрезвычайно высоким требуемым уровнем надежности автоматики пилотирования, которому техника невсегда удовлетворяет.

Управление полетом ЛА осуществляется по определенным законам управления. Под законом управления понимается математическое выражение, определяющее связь между отклонением управляющего органа ЛА и управляющими сигналами, рассмотрим наиболее простой случай управления полетом самолота- стабилизацию его положение по углу тангажа . Пусть по каким либо причинам началось самопроизвольное отклонение самолета по углу тангажа от заданного значения =0.

Допустим, что система управления самолетом реагирует только на величину угла отклонения:

где _в - отклонение pyля высоты;

 _в - угол тангажа

К _в - коэффициент пропорциональности передаточное число между отклонением руля и углом 

Выражение

является законом управления по откло­нению. В соответствии с этим законом пропорционально изменению угла тангажа будет отклоняться руль высоты в направлении создания момента, стремящегося вернуть ЛA в первоначальное положение.

Из-за наличия сил инерции самолёт "проскакивает" исходное положение и далее процесс повторяется с затуханием /для устой­чивого самолета/

Рис1.5 изменению угла тангажа устойчивого самаолёта

Величина очевидно, может изменить характер переходного процесса, но не устраняет колебания.

Для улучшения качества переходного процесса в закон вводят сигнал по угловой скорости – в данном случае вокруг поперечной оси OZ₁

где - передаточное число по_Z

Если начальное

,то для малых отклонений

/смотри 16,2/ и т.к. V изменяется по синусоидальному закону, то изменения  _Z будут запаздывать за изменениями V

обеспечивал тем самым введение в закон управления демпфирующего

сигнала - _Z

Рис 1.6

Из графика видно, что при максимальных скоростях изменения  в точках=0 величина

максимальна и наоборот, что и обеспечивает снижение перерегулирования,т.е. демпфирование.

Подбирая соотношение сигналов по углу  и W _Z , можно полу­чить желаемое качество переходного процесса, включая и апериодичес­кий подход самолета к заданному положению. Закон управления, вклю­чающий сигналы по углу и по скорости изменения угла, можно считать минимально необходимым для получения качественного переходного про­цесса при управлении самолетом.

Однако при управлении самолетов каналы автопилота /соответственно по трем осям ЛА/ не являются автономными , т.к, между ними имеются перекрестные связи, точнее для большего эффекта управ­ления эти связи необходимо создавать.

Так, например, при крене самолета вертикальная составляющая подъёмной силы V не будет уравновешивать массу самолета, и начнётся потеря высоты. Чтобы этого не произошло, необходимо отклонить руль высоты вверх, т.е. в- канал автопилота управляющий углом  необходимо подать сигнал по углу крена. Следует отметить, что сни­жение высоты, происходит как при правых кренах γ<0 , так и при левых γ>0 а это значит, что сигнал крена нужно подавать всегда положительным -

Кроме того, при крене самолет стремится в сторону опущен­ного крыла. Устранить скольжение можно подачей, сигнала по углу крена в канал руля направления : γ

При отклонении руля поворота в плоском развороте самолета из-за большей скорости внешнего крыла на нём появляется приращение подъёмной силы, вызывающее кренящий момент. Данный момент парируется за счет сигнала, подаваемого из канала направления в канал крена.

Если автопилот выполняет функцию, стабилизации высоты полета, а это реализуется всеми современными автопилотами, то в ка­нал тангажа подаётся сигнал отклонения от заданной высоты; Кроме Указанных сигналов в каждый канал лётчиком или; какой-либо системой /навигационной, прицельной и др, могут быгь введены сигналы заданных параметров полета: С учетом сделанных замечаний законы управления для трех каналов имеют вид;

Приведённые законы управления не являются обязательными для всех автопилотов и режимов полета. В законах управления могут -отсутствовать некоторые члены, а могут быть введены и неуказанные вы­ше сигналы: по интегралу от отклонения какого-либо углового или ли­нейного параметра, по перегрузке и другим параметрам. Если не требуется стабилизировать угловое положение самолета, а стоит задача ликвидации его колебания, то законы управле­ния могут содержать только сигналы по угловым скоростям вращения самолёта относительно его осей;;

Подобные законы управления имеют специальные устройства автоматичес­кого демпфирования колебаний ЛА, называемые демпферами. В режиме только демпфирования могут работать и автопилоты.

1.5 Классификация систем управления полётом ла.

В зависимости от степени автоматизации можно выделить следующие системы управления:

1. Ручные - когда летчик-управляет ЛА- с помощью рулей, имеющие жёсткую связь с ручкой управления. При этом лётчик, руководствуется по­казаниями обычных приборов и личными ощущениями,.

2. Автоматизированные. Эти системы не освобождают лётчика от непос­редственного ручного воздействия на рулевые органы ЛА, но они обес­печивают единообразное управление на всех режимах полёта /автома­ты регулирования управления АРУ и автоматы регулирования загрузки ручки управления самолётом АРЗ/ или без участия лётчика устраняют самопроизвольные колебания ЛА, улучшая его характеристики устойчи­вости и управляемости /демпферы, автоматы устойчивости/.

3. Полуавтоматические командные или директорные. В случае использования директорного управления лётчик освобождается от необходимости производить расчёты траектории полётa, т.к на специальные приборы автоматически выдаются команды выполняя которые летчик будет вести ЛА по заданной траектории в данном случае лётчик является звеном в контуре системы управления, но управляет ЛА по-прежнему вручную.

4. Автоматические. Эти системы выполняют функции управления угловыми координатами и стабилизации траектории движения цнтра масс ЛА, освобождая лётчика от необходимости непосредственного воздействия на рули. Такие системы получили название автопилотов. При включённом автопилоте роль лётчика сводится к заданию необходимых режимов полета и контролю за их реализацией.

В последнее время самолётные автопилоты перестали быть автономными системами управления полётом они стали входить составной частью в системы автоматического управления -/САУ/ и пилотажно-навигационные комплексы / ПНК/, которые объединяет всё курсо­вое, навигационное, командное и пилотажное оборудование |ЛА

САУ и ПНК обеспечивают фактически полную автоматизацию полёта ЛА и его боевого применения. Однако, наряду с высокой степенью автоматиза­ции управления современными ЛА возможность переход на ручное; управление является обязательным условием при создании всех типов ЛA, имеющих лётные экипажи. Причины этому следующие:

• во-первых, ручное управление играет роль основного в аварийной обстановке, т,е, является резервным при отказах автоматических систем управления;

• во-вторых ручное управление используется на критических режимах /например на взлёте и посадке/ и в таких ситуациях где применение существующих автоматических систем; не рекомендуется или запрещено

1.6 Системы ручного управления ла.

В явном виде системы ручного управления применяются на поршневых лёгких самолётах, где шарнирные моменты М_ш, возникающие при отклонении рулей от действия скоростного напора, могут преодолеваться мускульным усилием лётчика.

В этом случае ручка управления самолетом связанас рулём тягами- жёсткой или тросовой. Угол отклоненй рулевой поверхности _в пропорционален. отклонению, ручки управления _р

Рис 1.7

Каждому отклонению руля высоты / в данном случае/ будет соответствовать перегрузка возникающая при манёвре самолёта. При ручном управ­лении пропорциональность между перегрузкой и отклонением ручки управления самолётом достигается за счет возрастания шарнирного ^ момента М_ш при увеличении _в. То есть для создания большей пе­регрузки при манёвре лётчик должен увеличить усилие, прикладываемое к ручке управления.

Если в полёте на самолёт действуют постоянный момент, отклоняющий самолет от прямолинейной траектории, то лётчик должен для парирования этого момента держать руль /FB/ постоянно откло­нённым, прикладывая усилие к ручке. Это утомительно и усложняет пилотирование.

Для снятия нагрузки с ручки управления при чисто ручном / управлении используется аэродинамический триммер, представляющий собой дополнительную рулевую поверхность на задней части руля, При отклонённом положении руля /и ручки управления самолётом/ лётчик отклоняет триммер в соответствующем направлении до тех пор, пока шарнирный момент руля М_ш =Y_в L_в не уравновесится моментом триммера М_т=Y_т *L_Т здесь Y_в - равнодействующие аэродинамических сил руля высоты РВ и триммера Т, L_в и L_т - плечи приложения этих ^f сил относительно оси вращения триммера и руля высоты Момент наступления равенства М_т=М_ш лётчик почувствует по отсутствию сопротивления ручки управления, находящейся попрежнену в отклоненном положении.

Привод триммера осуществляется дистанционным механизмом /электромеханизмом/, который управляется от кнопки "триммер" на ручке управления самолетом.

Современные ЛА имеют относительно большую массу и большие скорости полёта и поэтому для управления ЛА требуется создавать моменты, непосильные для человека /усилия |на привод рулей достигают нескольких тонн/

В связи с указанным под ручным управлением в современной трактовке понимается следующая схема: лётчик непосредственно отклоняет" не рулевые поверхности а управляющий золотник гидроусилителя, который открывает доступ гидросмеси, находящейся под высоким давлением /до 240кгс/см²/ рабочий цилиндр. Поршень рабочего цилиндра через шток отклоняет руль /в данном случае стабилизатор С/. По мере движения рабочего штока происходит перемещение точки "О" и при неподвижной точке "0 " шток управляющего золотника перемещается перекрывая канал поступления гидросмеси в рабочий цилиндр. Этим реализуется жёсткая отрицательная обратная связь и обеспечивается пропорциональность между отклонением ручки управления и отклонением рулевой поверхности.

Рис 1.8

Недостаток рассмотренной системы - ее необратимость, - летчик не чувст­вует шарнирного момента на руле, а при освобождении ручки управления от усилия она не возвращается самодеятельно в исходное положение. Такая схема управления может привести к созданию недопустимых перегру­зок ЛА и делает пилотирование неестественным. .

С целью ликвидации указанных недостатков в систему управления включается загрузочный механизм МЗ (пружина), связанный с механизмом триммерного эффекта (МТЭ)). Летчик, отклоняя ручку управления, преодо­левает сопротивление пружины ЗМ, имитирующего шарнирный момент. При необходимости снятия нагрузки с ручки управления, когда, например, на самолет действует постоянный момент, летчик кнопкой "триммер" вклю­чает МТЭ, смещая тем самым нейтраль загрузочной пружины. Этим достигается идентичность чисто ручного управления и управления с использованием необратимых гидроусилителей (бустеров).

2 Системы автоматизированного управления: автоматы регулирования управления и загрузки / ' ару и арз /, демпферы колебаний. Понятие об автоматах устойчивости.

2.1 Автоматы «ару» и «арз» '

Ранее отмечалось, что системы автоматизированного «управления облегчает пилотирование ЛА лётчиком путём обеспечения единообразия пилотирования / АРУ и АРЗ /,а также путём улучшения характеристик устойчивости и управляемости ЛА / демпферы и автоматы устойчивости /.

Необходимость в создании систем единообразия пилотиро­вания вызвана тем, что в зависимости от скорости V и высоты Н полёта весьма значительно изменяются диапазоны изменения аэродинамических характеристик ЛА. Самолёт как бы по-разному "слушается" рулей на различных V и Н - это объясняется наличием прямопропорциональной зависимости между эффективностью действия рулевой поверхности и скоростным напором воздуха /q/ ,обтекающего самолёт. Очевидно; что при больших значениях скоростного напора

для совершения манёвра можно рулевую поверхность отклонять на меньший угол /т.к. подъёмная сила руля тем больше, чем больше скоростной на­пор воздуха q. То есть лётчик постоянно должен "подстраиваться" под изменяющуюся эффективность рулей и для совершения одного и того же манёвра\ на разных V и Н соответственно на разные углы отклонять ручку управления самолётом, что создаёт дополнительные трудности пи- » дотированию. Единообразие пилотирования можно обеспечить двумя спо­собами:

- путём изменения передаточного числа от ручки управления к рулю в зависимости от V и Н

- путём изменения загрузки ручки управления в зависимости от V и H.

Последний способ создаёт у лётчика иллюзию наличия на ручке управления значения текущего шарнирного момента на руле. Способы применяются как в отдельности, так и вместе на одном ЛА, Однако во всех случаях система единообразия пилотирования включает лишь в продольный канал / каналы стабилизатора/ т.к в этом канале перегрузки / n_y/ при маневрировании в несколько раз превышают допустимые перегрузки по продольной оси / n_x / и поперечной оси / n_z /. I

Наилучшая управляемость обеспечивается в том случае если при приложении определённого усилия на ручку управления возникает определённая и независящая от режима полёта нормальная перегрузка. т.е. соблюдается:

- градиент усилия на ручке управления;

- приращение усилия на ручке управления ;

- приращение нормальной перегрузки./ 16.6 / можно переписать:

_в - отклонение руля высоты / стабилизатора /;

X - отклонение ручки управления ;

- эффективность руля по перегрузке / где n_вy - перерузка, возникающая при отклонении руля высоты на 1⁰С

- передаточное число от ручки к рулю;

- обратная величина жёсткости пружины механизма загрузки

На современных самолётах эффективность руля изменяется в зависимости от режима полёта /V и Н/в4-5 раз, поэтому для поддержания постоянства необходимо соответственно: изменять передаточное число к рулю или жёсткость загрузочной пружины

или передаточное число и жёсткость одновременно . Большинство "автоматов" АРУ изменяет одновременно передаточное число к рулю и загрузку ручки, а автоматы АРЗ - только загрузку ручки управления. Иногда для обеспечения большего единообразия пилотирования на одном и том же самолете устанавливают современно АРУ и АРЗ.

2.2 Автомат регулирования управления ару- 3в

АРУ - 3В предназначен для обеспечения единообразия пилотирование самолёта - истребителя при различных значениях V и Н. Единообразие ' достигается путём изменения с помощью исполнительного механизма /ИМ/ передаточного числа от ручки управления к рулю и изменения загрузки ручки.

Исполнительный механизм управляется блоком управления / БУ /,для которого входными информационными сигналами являются текущие зна­чения V и Н. Схема основных соединений АРУ-ЗВ.

Рис 2.1

Программа регулирования АРУ-ЗВ строится в зависимости от скорости полёта V с коррекцией по высоте Н:

При перемещении штока ИМ изменяется величина плеча на бустер L^/ стабилизатор /,а также плечо на загрузочный механизм L^з .

Причем при возрастании L^Б плечо L³ уменьшается и нао­борот. Максимальная величина плеча L^Б = 100 мм, L^з= 90мм,а мини­мальные значения: L^Б =5Омм и L³ = 90мм. Из графика видно, что наибольшему значению L^Б, соответствует скорость полота 500 км/час или высота полета 10 км. Коррекция по высоте в данном случав как бы " подпирает" график снизу, т, е. в зависимости от роста Н нижнее значение L^Б при регулировании по скорости возрастает и на Н > 10 км L^Б=L^Бmax и не зависит от скорости.

Рис 2.2

При отказе автоматической части АРУ / отказе блока управления / лётчик имеет возможность вручную с помощью соответ­ствующего переключателя управлять ИМ, устанавливая требуемое зна­чение L^Б и L^з в зависимости от режима полёта.

Помимо АРУ-ЗВ на ЛА нашли применение и другие сис­темы - АРУ-9, АРУ- II и др. Отличие данных систем от АРУ - 3В зак­лючается в большей точности регулирования, больше надёжности и несколько иной программы регулирования / другими значениями максимальных и минимальных L^Б и Л³ , а также крайними значениями V и Н,

Системы АРУ преимущественно устанавливают на самолё­ты с неизменяемой геометрией крыла, исключение составляет лишь АРУ - II. Указанное ограничение по использованию АРУ связано со значительными изменениями аэродинамических характеристик самолёта при изменении угла стреловидности крыла, т.е, со значительным усложне­нием программы регулирования.

2.3 Автомат регулирования загрузки . Арз - I - 1а

Данный автомат предназначен, также как и системы АРУ, для обеспечения единообразия пилотирования, но в отличие от пос­ледних достигается это только путём изменения величины загрузки руч­ки управления / т.е. путём изменения только L^з

Рис 2.2 Блок - схема АРЗ - I. - 1а

Сигналами управления для АРЗ-I-I a также, как и для АРУ, являются значения скорости / Р_п / и высоты / Р_ст / полёта. Дополнительно предусмотрена коррекция по углу стреловидности крыла .

Кинематика включения АРЗ- I - 1а:

Рис 2.3

Из рисунка видно, что чем больше плечо и , тем больше загружена ручка управления, Полностью программа регулирования имеет вид;

Рис 2.4

Программа АРЗ-I-Ia предусматривает коррекцию по высоте лишь примерно до половины зависимости L³ = f (V) и таким образом на высотах, больших Нmax / около 10 км /,' плечо L^З изменяется при из­менениях скорости , - в диапазоне / 60 - 79 / мм. Другое отличие от программы АРУ - коррекция по углу стреловидности крыла . При ус­тановке крыла во взлётно-- посадочное / выпущенное / положение шток исполнительного механизма принудительно устанавливается также во взлётно - посадочное положение и далее не зависит от значений скорости и высоты. Плечо на ЗМ при этом соответствует взлётно – посадочном положению/, L_взл = 79 мм,

Автоматы АРЗ устанавливаются как на самолёты с изменяемой стреловидностью крыла, так и на самолёты с не изменяемой стреловидностью крыла. Недостатком систем АРЗ, изменяющих только загрузку ручки управления, является необходимость в создании! довольно большого диапазона изме­нения градиента усилия на ручке для обеспечения требуемого единообразия пилотирования. А это может привести к недопустимо большим нагрузкам на ручке при полётах сo значительными скоростями ,т.е, к затруднению пилотирования.

Подводя итог вопросу, отметим, что автоматы АРУ более приемлемы , чем автоматы АРЗ, т.к, единообразие; пилотирования для АРУ .достигается при сравнительно, неболбших диапазонах изменений градиентов усилий и коэффициентов передачи от ручки к бустеру. И АРУ и АРЗ устанавливаются только в канале стабилизатора и обеспе­чивают улучшение только характеристик продольной управляемости, не улучшая устойчивости ЛА,

2.4 Автоматы демпфирования,

.Задачи автоматических средств улучшения устойчивости и управляемости не ограничиваются стабилизацией статических характеристик системы ручного управления - градиентов перемещения и усилия /обеспечивалось АРУ и АРЗ/. В их функции входит также улучшение динамических свойств контуров ручного управления. Автоматы демпфирования предназначены - для снижения степени колебательности реакции ЛА на отклонение рычагов управления и уменьшения длительности переходных процессов управления продольным и боковым угловыми движениями.

Рассмотрим возникновение демпфирующих моментов при вращении, например, относительно продольной оси. Пусть, под действием управляющего или- внешнего момента появилась угловая скорость, вращения _X.. В результате левая и правая плоскости крыла как бы получат , вертикальные скорости V

Рис 2.5

Появление V_y вызовет изменение направления и величины вектора истинной скорости V₀ изменится угол. атаки, левой и правoй плоскости, что в свою очередь, приведёт к увеличению подъёмной силы одной, плоскости на Y и уменьшению подъёмной силы другой плоскости ,так же на Y. Возникнет собственный демпфирующий момент , направленный на встречу вращению:

Рис 2.6

На многих режимах полёта /особенно на больших высотах/ этот момент мал и собственного демпфирования недостаточно. Как следствие, при отклонении рулей или действии внешних возмущений возникают, угловые колебания самолёта. Периодичность колебаний такова, что лётчик не успевает парировать юс отклонением рулей и даже наоборот - запаздывание действий лётчика ещё больше раскачивает самолёт. Пилотирование в подобных условиях становится трудным, а иногда и невозможным.

В данной ситуации приемлемые характеристики устойчивости могут обеспечить только быстродействующие втоматы устойчивости, которые отклоняют рули на угол, пропорциональный угловой скорости вращения самолёта относительно соответствующей оси. Создаваемый при этом момент руля точно также, как и момент естественного демпфирования, направлен противоположно угловой скорости вращения и парирует это вращение. /Собственная частота контура демпфирования должна быть в 7 - 10 раз выше частоты самолёта по данному каналу/,

Автоматы демпфирования представляют собой автономные устройства - демпферы или же входят как составная часть в САУ ЛА и автопилоты

Типовой демпфер включает в свой состав измеритель угловой скорости / датчик угловой скорости-ДУС /,корректор пере­даточного числа /КПЧ/ или датчик скоростного напора / ЖН /, а также сервопривод. Наибольшее распространение получил сервопривод! сос­тоящий из электрического рулевого агрегата типа РАУ - 107/ раздвиж­ная тяга/ , релейного усилителя РУБ и элементов жесткой обратной связи.

Рис 2.7 Структурная схема включения демпфера:

Усилительный контур демпфера охвачен жёсткой обратной связью ЖОС и скоростной обратной связью СОС /по скорости вращения электродвига­теля РАУ /.

Наличие датчика ДСН в демпферах Объясняется большой зависимостью характеристик устойчивости и управляемости от режимов полёта ЛА / V и Н/. Сигнал по угловой скорости  корректируется в зависимости от значения скоростного напора q

Закон, управления демпферов;

демпфер крена: демпфер рыскания, демпфер курса

- углы отклонения руля высоты, элеронов и руля направления рулевыми агрегатами РАУ.

передаточные числа .демпферов

- угловые скорости самолёта, относительно связанных осей 0Z, ОX, ОУ.

Переходные функции самолёта при отклонении, например, руля высоты выглядят следующим образом:

Рис 2.8

Снижение установившегося значения объясняется наличием в демпфере жёсткой обратной связи, to,как известно, вносит статическую ошибку в регулирование.

2.5. Типовые демпферы колебаний

На ЛА нашли применение различные типы демпферов. Наиболее часто применяются:

Д - 2К - ПО - двухканальный, - в канале руля высоты и руля направления;

ДТ - 128 - одноканальный в канале руля высоты;

Д-2К-115- двухканальный в канале элеронов и в канале руля направления.

Д-ЗК-IIО- 3^х - канальный, обеспечивает демпфирование по крену.

Структурные схемы демпферов, во многом одинаковы, а их основные элементы унифицированы. Схема кратко рассмотренного выше демпфера содержит 4 таких элемента - ДУС, РАУ, РУБЖЕ

ДУС , датчик угловой скорости. Состоит из двухстепенного гироскопа собственно датчика угловой скорости 6 и потенциометрического узла, с которого снимаются сигналы, пропорциональные U . Датчики ДУС имеют рабочий диапазон измерения от 0,1 до 18 КУБ. Релейно усилительный блок. РУБ представляет собой I 3^х - каскадный усилитель. Первый каскад усиления представляет собой магнитный усилитель, второй каскад - релейный усилитель на поляризо­ванном реле и третий каскад - релейный усилитель на силовом реле типа PC – 3.

РАУ -рулевой агрегат управления. В большинстве самолётных демпферов применяются РАУ - 107.

Они представляют собой электромеханическую раздвижную тягу с двигателем постоянного тока;

Рис 2.8 РАУ - 107

где: I - электродвигатель;

2 - редуктор; ,

3 - ходовой винт;

4 - выдвижной шток;

5 - концевые выключатели крайних положений штока<

6 - центрирующее ламельное устройство;

7 - потенциометр обратной связи; i

8 - электромагнитная муфта - стопор;

9 - корпус,

Основные технические данные РАУ – 107:

- скорость движения штока …………………………………….8мм/сек|

- номинальная нагрузка на штоке …………………………….4 кГс¹ ;

- ход штока: - по концевым выключателям …………………151мм

- по механическим упорам …………………….18 мм при этом отклонения руля не превышают 15 25 % от максимальной величины)

-разрушающее усилие на шток …………………………1600 кГс,

ДСН - датчик скоростного напора. ДСН представляет собой простейший датчик скоростного напора. Чувствительный элемент ДCH - это манометрическая коробка, в которую подаётся Р полное, в корпус же датчика поступает Р статическое. Подвижный центр манометри­ческой коробки связан с движком выходного потенциометра.

Рис 2.9 Схема включения ДСН;

В приведённой схеме Rб и R4 - подстроечные, a ОУруб - управляющая обмотка магнитного усилителя РУБ. В - соответственно потенциометры выходных узлов ДСН и ДУС, / R9 / f потенциометр жесткой обратной связи по перемещению штока РАУ\

Работу демпферов рассмотрим на примере демпфера Д - 2К - НО.

Законы управления Д - 2К - НО:

- канал тангажа;

- канал рысканья

В состав Д - 2К - НО вхдят;

I - ДУС- Т; 5. РАУ - Т;

2. ДУС - Р; б. РАУ - Р

3. РУБ - Т; 7. ДСН ;

4. РУЕ - Р; 8. Фп - 18О - фильтр радиопомех.

Ввиду идентичности каналов демпфера далее будем рассматривать его работу по каналу тангажа.

При включении АЗС " Домпфер" начинается режим подготовки срабатывают релеР5 и подаёт трёхфазное напряжение 36В 400Гц на электродвигатель гироскопа ДУС; реле Р6 включаем питание на обмотку независимого возбуждения электродвигателя и на электромагнит стопор РАУ; при этом получает питание мостовая схема сформирования управляющего сигнала, состоящая из потенциометров R6, R7, R8, R9, RIO, и рабочие обмотки магнитного усилителя РУВ; через нормально-замкнутые контакты R7 подаётся напряжение на ламельное устройство / ЛУ / цент­рирования штока РАУ 107.

Если шток РАУ не находится в среднем положении, то щёт­ка ламельного устройства смещена на одну из токовёдущих ламелей и через неё подаётся питание на обмотку реле РЗ или JP4. При срабатывании одного из этих реле включается напряжение на якорь электродвига­теля РАУ. Направление его вращения определяется начальным смещением щётки ламельного устройства, но всегда обеспечивает движение штока к среднему положению до момента установки щётки на изоляционный промежуток.

После центрирования штока РАУ и разгона ротора гироскопа ДУС /через 1-2 минуты после включения АЗС " Демпфер" / заканчива­ется режим подготовки.

В рабочий режим каналы демпфера переводится выключателем "Тангаж" и "Рысканье" /последний на схеме не показан/, При замыкании цепи выключателем "Тангаж" срабатывает peлe P7 и по­даёт питание на релейную часть усилителя РУБ, одновременно снимая напряжение с ламельного устройства РАУ и контактов реле РЗ Р4. С этого момента демпфер осуществляет автоматическое гашение колебаний самолёта по углу тангажа.

Чувствительным элементом по угловой скорости изменения угла тангажа является датчик угловой скорости ДУС- Т. Буква Т оз­начает принадлежность ДУС к каналу тангажа, ДУС в канале направления маркируется ДУС -Н.

Сигнал пропорциональный снимается с потенциометр; R8 ДУС, включённого в мостовую схему. Два других плеча этой схемы образованы потенциометром жесткой обратной связи R9, щётка которого связана со штоком РАУ. Средняя точка потенциометра R9 и щётка потен­циометра R8 соединены через потенциометр R10 датчика скоростного напора. Напряжение питания R9 подаётся со щёток потенциометров R6 и R7 блока передаточных отношений. В зависимости от положения щёток R6 и R7 меняется напряжение на R9,а следовательно, и коэффициент усиления по обратной связи. При несимметричной настройке R6 и R7 эффективность сигнала жёсткой обратной связи при перемещении штока РАУ в одну и другую сторону от среднего положения может быть установ­лена неодинаковой.

Таким образом, управляющий сигнал демпфера нормируется в виде разности сигналов ДУС и жесткой обратной связи с коррекцией по скоростному напору и по начальной настройке. Этот сигнал поступает на управляющую обмотку ОУ магнитного усилителя РУБ.

После усиления на магнитном усилителе и выпрямления на диодных мос­товых схемах BI и В2 управляющий сигнал подаётся нa обмотки W1 и W2. поляризованного реле РПС-5 и на включённые последовательно с ними обмотки положительной обратной связи Woe магнитного усилителя. Если разность ампервитков W1 и W2 превышает зону нечув­ствительности РПС-5, то его якорь замкнётся с контактом I или 2 в зависимости от направления результирующего потока, включенных встречно обмоток W1 и W₂ и включит силовое реле PI или Р2.

На обмотку якоря электродвигателя РАУ будет подано нап­ряжение. При включении питания якоря электродвигателя РАУ потекут токи по обмоткам Wз и W4 реле РПС-5.

Обмотка W3 подключена параллельно резистору R2 в цепи якоря электродвигателя, напряжение на ней пропорционально току якоря Iя ,а создаваемый ею магнитный поток всегда направлен согласно с результирующим потоком обмоток W₁ и W₂ . T.e. обмотка W₃ обеспечивает положительную обратную связь по току якоря электродви­гателя РАУ и способствует надёжному замыканию контактов РПС-5 при ма­лых сигналах управления.

Обмотка W₄ через резистор R₃ и регулировочный потенциометр R₄ подключена параллельно якорю электродвигателя РАУ, напряже­ние на ней пропорционально напряжению на якоре I_я ,а создаваемый ею поток направлен встречно с потоком обмотки W₃

Поскольку

,где Е_я - э.д.с,,наводимая в, обмотке якоря и равная

Е_я=С**Ф, или Е_я=к, так кок при независимом возбуждении поток постоянен, то молжно записать, что

1

Из приведенного уравнения видно, что величина сигнала Отрицательной обратной связи по напряжению на якоре пропорциональна угловой ско­рости его вращения и улучшает качество -переходных процессов.

Сопротивление обмотки якоря R_я значительно меньше соп­ротивления R₂, c которого снимается сигнал положительной обратной связи, а протекающий по ним ток I_Я одинаков. Это позволяет с достаточной степенью точности считать, что напряжение, подаваемое на обмотку W₄ пропорционально .частоте вращения якоря электродвигателя, а обратная связь по току якоря определяется действием обмотки W₃.

В перши момент времени после включения электродвигате­ль имеет небольшую частоту вращения, пусковой ток якоря обеспечивает большой сигнал на обмотке W₃, поток которой будет преобладать над потоком W₄. Поэтому разность потоков обмоток W5 и^: W6 бу­дет направлена согласно с потоком управления, создаваемого обмотками W₁ и W₂ и увеличит надёжность замыкания контактов РПС - 5^

По мере увеличения частоты вращения электродвигателя РАУ ток в цепи его якоря уменьшается, а напряжение на якоре увеличит­ся за счёт роста э.д.с. Следовательно, поток обмотки W₃ будет уменьшаться, а W₄ - увеличиваться. При некоторой частоте вращения якоря разность потоков обмоток W₃ и W₄ изменит знак и , будучи направленной уже против результирующего потока обмоток W₁ и W₂ приведёт к размыканию контактов РПС - 5 и PI или Р2. С якоря элект­родвигателя РАУ будет снято напряжение и он перейдёт в режим дина­мического торможения через нормально - замкнутые контакты PI и Р2. Обмотки W₃ и W₄ обесточатся и результирующй^; поток управления обмоток W₁ и W₂ /при сохранении на входе магнитного усилителя управляющего сигнала/ снова включит РПС - 5,затем PI или Р2,и на якорь электродвигателя опять будет подано напряжение.

Таким образом, электродвигатель РАУ работает в импульсном режиме. Продолжительность импульсов, а следовательно, и средняя частота вращения двигателя зависят от величины управляющего сигна­ла. Схема настраивается такjчто импульсный режим прекращается, когда угловая скорость самолёта превышает 2-3 град/с /при максимальном передаточном числе, которое регулируется с помощью ДСН/.

Благодаря импульсному режиму работы РУБ и РАУ удаётся получить практически, линейную зависимость скорости перемещения, штока РАУ от угловой скорости самолёта.

Рис 2.10 Линеаризация характеристики РАУ

Зона нечувствительности демпфера по угловым скоростям рысканья и изменения угла тангажа имеет величину 0,6град/с

Максимальный угол отклонения рулей под действием рулевых агрегатов демпфера составляет 5,4° для руля направления и +/-2,5° для руля высоты.

Рис 2.11 Схема для создания зоны нечувствительности автоматов устойчивости.

2.6 Автоматы устойчивости ау - 105а и ау - 128,

По принципу действия они являются демпферами, но их от­личительной особенностью является наличие искусственно создаваемой зоны нечувствительности по сигналу с ДУС. В нормальном режиме полёта автоматы устойчивости в управлении самолётом не участвуют. Они всту­пают в работу, когда угловые скорости колебания самолёта превысят установленную зону нечувствительности.

Схема, создающая зону нечувствительности, представлена на рисунке 2.11. Конструктивно данная схема входит в блок передаточных отношений.

При среднем положении щётки потенциометра ДУС / =0/ R1 потенциалы точек а и b одинаковы. И ток через R2 не течёт. Когда произойдёт смещение щётки, «а» в сторону увеличения потенциала до уровня большего, чем в точке «б» то через потенциометр БПО R2 поте­чёт ток от т очки «а» к точке «в».

В случае смещения щётки «а» в направлении уменьшения потенциала, знак сигнала на входе РУБ изменится на противоположный. Но это произойдёт только после снижения потенциала точки до уровня меньшего, чем в точке «г»^-и ток будет протекать по R2 от точки «г» к точке «а». Ширина зоны нечувствительности регулируется положением щеток «в» и «г». Если раздвигать указанные щётки от точки «д» то зона нечувствительности увеличится и наоборот.

При выходе из строя основных демпферов автоматы устойчивости переключаются в аварийный режим замыканием выключателя В. Это ликвидирует зону нечувствительности, и автоматы устойчивости на­чинают работать в режиме обычных демпферов.

2.7. Особенности эксплуатации самолетных демпферов.

Эксплуатация демпферов включает их работу в полете и техничес­кое обслуживание на земле.

Включение демпферов в полете производится, как правило, при достижении самолетом некоторой минимально необходимой высоты. Это связано с тем, что отказ демпфера может привести к отклонению рулей, н на малой высоте это чревато аварийной ситуацией.

Для уменьшения возмущения, создаваемого отказом демпфера, макси­мальное отклонение рулей под действием РАУ ограничивается и не превы­шает 20-25% от всего располагаемого хода рулей.

Отказ демпфера, сопровождаемый существенным отклонением руля, летчик воспринимает по появлению у самолета угловой скорости и пере­грузки. Обнаружить отказ, не приводящий к значительным возмущениям самолета, значительно труднее. Поэтому на некоторых самолетах уста­навливают индикаторы перемещения штока РАУ и остановка его стрелки будет свидетельствовать об отказе демпфера.

Довольно опасным является отказ демпфера, связанный с обрывом цепи сигнала жесткой обратной связи. При таком отказе рулевой агре­гат становится интегрирующим звеном, а в системе самолет-демпфер возникают расходящиеся автоколебания, которые летчик не в состоянии парировать ручным управлением. В этом случае демпфер необходимо вы­ключить .

Управление самолетом с отказавшим и выключенным демпфером имеет особенности из-за смещения нейтрального положения органов управления за счет отклонения штока РАУ. Это нарушает привычные навыки управле­ния самолетом и затрудняет пилотирование, а особенно при посадке. Для повышения надежности работы демпферов и обеспечения безопасности полетов наряду с дублированием и применением автоматов устойчивости вводится ряд блокировок, исключающих возможность включения демпферов при отсутствии давления в гидросистеме бустеров, при включенном ав­топилоте, на высоте полета меньше допустимой.

3 Место сау в комплексе ао ла.

3.1 Назначение Состав и основные элементы

Назначение. Системой автоматического управления принято называть бортовую систему, предназначенную для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и управляемости при ручном пилотировании автоматического и директорного управления самолетом на различных этапах полета. При ручном пилотировании летчик осуществляет управление с использованием традиционных пилотажных и навигационных приборов и по внекабинным ориентирам.

Автоматическое управление предусматривает полную автоматизацию большинства Операций процесса управления полетом, За летчиком сохраняются функции выбора цели и способа решения боевой задачи.

Промежуточным способом управления является директорное, при котором самолет пилотируется летчиком вручную по показаниям специального командного пилотажного прибора, получившего название директорного. Информация на данный прибор поступает с вычислителя.

Для более глубокого понимания функций, выполняемых САУ, необходимо рассмотреть основные этапы автоматизации управления полетом самолета.

Практически до конца 30-х годов управление самолетом на всех этапах полета выполнялось летчиком вручную по визуальным ориентирам и с использованием информации от небольшого числа приборов, таких, как указатели высоты и воздушной скорости, авиагоризонт, указатель курса.

При появлении самолетов с большой продолжительностью полета Длительное ручное управление, сводившееся в основном к стабилизации угловых параметров (тангажа, крена и курса), стало для летчиков утомительным. Это привело к появлению автопилота (АП), т. е: бортовой автоматической системы, предназначенной главным образом для стабилизации углового положения самолета. С 50-х годов автопилот не только стал неотъемлемой принадлежностью каждого самолета, но и расширил свои функции. Появились режимы стабилизации высоты полёта, приведения к горизонту, координированного разворота и других программных маневров.

Следующим шагом в автоматизации управления самолетом стало управление траекторией его движения. Это позволило возложить на систему управления функции, трудно выполнимые для летчика. К ним относятся, например, заход на посадку при ограниченной видимости аэродрома. В дальнейшем в контур автоматического управления был включен и рычаг управления двигателем — появился автомат тяги для поддержания заданной скорости полета.

Кроме того, переход на бустерное управление, вызванный ростом скоростей полета, привел к тому, что обеспечение приемлемых характеристик устойчивости и управляемости без введения в контур ручного (штурвального) управления автоматических устройств стало невозможным. Это положило начало развитию автоматических систем улучшения характеристик устойчивости и управляемости.

Таким образом, современная САУ представляет собой развитую систему, включающую подсистемы более узкого функционального назначения и выполняющую следующие основные задачи:

• обеспечение требуемых пилотажных характеристик, направленное на улучшение динамических свойств ЛА при ручном управлении;

• стабилизацию углового положения ЛА;

• автоматизацию траекторного управления, позволяющую выводить ЛА в определенную точку маршрута или осуществлять движение ЛА по определенной траектории с заданной скоростью; траекторное управление требует использования информации других систем — навигационных и при цельных.

Состав. Большинство современных САУ выполняются по трехканальной схеме. Как правило, каналы носят название соответствующего рулевого органа: канал руля высоты (стабилизатора), канал руля направления, канал элеронов. Общепринятым является функциональное разделение каналов системы управления: канал руля высоты (стабилизатора) используется для управления углом тангажа и высотой полета; канал элеронов для управления креном и курсом самолета; канал руля направления — для устранения скольжения ЛА. Важным для ЛА как объекта управлёния является также канал управления скоростью-— автомат тяги.

Многоконтуроность каналов управления иллюстрирует рис. 3.1, на котором в общем виде изображены основные контуры САУ. Внутренним контуром является контур демпфирования, реализующий обратные связи по угловым скоростям. Его главным назначением является гашение короткопериодических колебаний ЛА. Контур перегрузки образован за счёт обратных связей по перегрузкам или аэродинамическим углам. Контур угловой стабилизации реализует обратные связи по углам тангажа, крена и рыскания и функционирует обычно не на всех режимах полета. Внешним контуром САУ является траекторный контур (контур управления положением центра масс).

Рис. 3.1. Основные контуры САУ

Для определения состава и назначения основных элементов типовой САУ (рис. 3.2) рассмотрим ее обобщенную структурную схему (на схеме отсутствует автомат тяги).

Рис. 3.2. Структурная схема САУ

Внешние системы. Эта часть объединяет системы, не входящие в состав САУ и сопрягаемые с ней в различных режимах. Работа САУ с данными системами позволяет осуществлять автоматизацию траекторного управления. К основным внешним системам относятся: центральная гировертикаль (ЦГВ), курсовая система (КС) радиокомандная система (РКС), радиовысотомер (РВ), система навигации и посадки (РСВН — радиосистема ближней навигации), бортовая радиолокационная станция (РЛС).

Измерители (датчики) информации. К ним относятся измерители входящие, как правило, в состав САУ. По характеру измеряемой информации о текущем положении и движении самолета, необходимой для управления этим движением, датчики можно разделить на измерители угловых и линейных величин: датчики угловых скоростей и ускорений (ДУС и ДУУ), датчики угла атаки и угла скольжения (ДУА и С) датчики линейных ускорений (ДЛУ), корректоры высотные (КВ), предназначенные для измерения отклонения барометрической высоты полета от заданной.

Вычислительно-преобразовательные устройства (ВПУ). Данные устройства и механизмы предназначены для решения широкого круга задач, основными из которых являются: формирование сигналов управления самолетом с учетом выхода на предельные углы атаки, вычисление и ограничение заданных значений некоторых параметров (например, нормальной перегрузки); корректировка отдельных сигналов законов управления в целях улучшения переходных процессов; корректировка передаточных чисел по скоростному напору, выполняемая корректорами передаточных чисел (КПЧ); коммутация цепей прохождения различных сигналов САУ в зависимости от выбранного режима; запоминание углового положения самолета и согласование сигналов тангажа, крена и курса для исключения резких отклонений органов управления ЛА при включении режима стабилизации углового положения; формирование законов управления в режиме директорного управления и выдача сигналов на командные пилотажные приборы; преобразование сигналов, наступающих из внешних систем в вид, требуемый для работы САУ.

Важное место в обеспечении надежной и безопасной работы САУ имеют механизм согласования (МС). При включении ре жима стабилизации углового положения ЛА САУ стабилизирует те значения углов тангажа, крена и курса, которые самолет имел в момент включения режима. Запоминание этих значений и обеспечение безударного включения исполнительных устройств САУ (в момент включения режима стабилизации сигналы на входе приводов должны быть равны нулю, что позволяет исключить резкое отклонение управляющих поверхностей) осуществляют механизмы согласования.

Исполнительные устройства. Они предназначены для преобразования управляющих сигналов САУ в механические перемещения, необходимые для отклонения органов управления, и обычно включают суммирующие устройства и сервоприводы.

Суммирующие устройства служат для окончательного формирования управляющего сигнала, подаваемого в сервопривод. В них производится алгебраическое суммирование сигналов с вычислителей и сигналов обратных связей.

Сервопривод состоит из усилителя мощности (УМ), рулевого агрегата (РА) и элементов обратной связи (ОС) Сервопривод формирует управляющий сигнал для силового (рулевого) привода (РП), который обеспечивает механическое перемещение органа управления. Наиболее распространённым типом рулевого привода является гидроусилитель (бустер). Сервопривод обеспечивает перемещение распределительного золотника гидроусилителя в зависимости от управляющего электрического сигнала.

По характеру используемой энергии и способу ее превращения сервоприводы делятся на электромеханические, состоящие из электродвигателей и механических устройств преобразования движения (редукторов, винтовых пар, тросовых механизмов и т. д.), электрогидравлические, представляющие собой гидроцилиндры с золотниковым управлением подачей жидкости, нагнетаемой под высоким давлением, электропневматические, приводимые в движение сжатым воздухом.

Управление золотниками электрогидравлических и электропневматических сервоприводов осуществляется с помощью специальных электромеханических преобразователей.

В самолетных САУ наиболее широкое применение нашли электромеханические сервоприводы с РА типа раздвижных тяг и электрогидравлические сервоприводы.

Рулевые агрегаты приводов включаются в проводку управления рулями самолета по дифференциальной или по параллельной схеме.

При дифференциальной схеме рулевой агрегат встраивается в проводку управления таким образом, чтобы отклонения ручки управления летчиком и рулевым агрегатом складывались и суммарное отклонение передавалось на золотник гидроусилителя, т. е.

где Δ — отклонение органа управления, Δ^Л —отклонение органа управления от ручки ручного управления, Δ^РА — отклонение органа управления от рулевого агрегата.

Частным случаем дифференциальной схемы является последовательное включение рулевого агрегата типа раздвижной тяги (например, РАУ-107) в разрыв проводки управления между ручкой и гидроусилителем (рис. 3.3,а).

Рис. 3.3. Схема включения РА:

а – последовательная; б – дифференциальная; параллельная

Другим способом дифференциального включения рулевого агрегата является применение специальной суммирующей качалки (рис. 12.3, 6), шарнирно связанной с тягой проводки управления, штоком РА и гидроусилителем. При неподвижной ручке управления и перемещении штока РА качалка поворачивается вокруг оси шарнира В, неподвижность которого обеспечивается трением проводки к ручке управления. Перемещение ручки управления вызывает поворот качалки вокруг оси шарнира С, связанного со штоком РА.

Параллельная схема включения рулевого агрегата характеризуется тем, что он подсоединен к проводке управления параллельно с ручкой управления (рис. 3.3,в). Такая схема требует перемещения выходного органа РА синхронно с перемещением ручки управления, и наоборот, при автоматическом управлении от РА перемещается вся проводка управления вместе с ручкой. Ручное управление ЛА возможно только при отключении РА (например, с помощью электромагнитной муфты) или при пересиливании летчиком РА (такая возможность специально предусматривается). Возможно также управление самолетом через сервопривод посредством задатчиков на пульте управления (ПУ) САУ или строевой рукоятки (СР).

Использование любой из рассмотренных схем требует соответствующих мер безопасности, исключающих аварии в случае отказов в САУ, в том числе в случае отказов приводов. При отказах САУ типа «максимальный сигнал» ограничивают ход выходных органов рулевых агрегатов, характеризующихся высоким быстродействием.

Схема дифференциального включения РА в проводку управления является отказобезопасной при заклинивании РА. В этом случае агрегат превращается в жесткую тягу и не затрудняет ручное пилотирование. В САУ с параллельным включением РА используются различные схемы их отключения от проводки управления (например, электромагнитные муфты) и устройства ограничения максимальных усилий, развиваемых этими агрегатами, до значений, при которых летчик может осуществлять пересиливание.

Устройства индикации и управления. Для управления САУ, а также для контроля ее функционирования в кабине летчика имеется ряд кнопок и пульт управления. О включении САУ, а также о включении того или иного режима работы САУ сигнализируют соответствующие лампочки или поворотные бленкеры, расположенные на ПУ и приборной доске. Две кнопки управления САУ обычно помещают на ручке управления ЛА. Это — кнопка отключения САУ, которой летчик пользуется в случае необходимости быстрого прекращения автоматического управления самолетом (например, при наличии признаков отказа САУ), и кнопка приведения ЛА к горизонтальному полету, используемая летчиком при потере пространственной ориентировки, Остальные органы переключения режимов работы САУ размещаются на ПУ и приборной доске.

Все САУ предусматривают возможность вмешательства летчика при функционировании режима стабилизации с целью либо коррекции, либо изменения значений стабилизирующих параметров. Для этого часто используют специальные задатчики, выполняемые или в виде небольших по размеру рукояток, отклоняемых в двух направлениях и называемых строевыми, или в виде ручек (маховичков) потенциометров. При отсутствии задатчиков заданные значения стабилизируемых параметров формируют механизмы согласования.

3.2. Режимы работы, законы управления сау при автоматическом управлении

Режимы работы. Типовыми для САУ являются режимы согласования, демпфирования, стабилизации, ограничения критических режимов полета и траекторного управления.

Режим согласования обеспечивает подготовку всех устройств САУ к работе, обнуление сигналов на входах усилителей РА и установку выходных органов последних в нейтральное положение. Он возникает сразу же после подачи в САУ питания или при отключении какого-либо режима работы САУ в процессе полета. При этом следящие системы механизмов согласования отслеживают текущие значения угловых координат самолета.

В режиме демпфирования САУ осуществляет демпфирование угловых колебаний самолета по законам, характерным для всех современных демпферов. Этот режим включается либо на исполнительном старте, либо в полете.

В режиме стабилизации САУ обеспечивает стабилизацию углов тангажа υ, крена γ и курса ψ, заданных летчиком в процессе пилотирования. Ввод этих значений может осуществляться с помощью специальных задатчиков или механизмов согласования. Наличие механизмов согласования позволяет летчику переходить на ручное пилотирование без выключения ре жима стабилизации. При возникновении управляющих усилий летчика на ручке управления в зависимости от их направления специальные концевые выключатели, находящиеся в ручке, переводят соответствующие каналы управления САУ из режима стабилизации в режим демпфирования. По окончании ручного пилотирования САУ будет стабилизировать то угловое положение самолета, которое он имел в момент снятия летчиком усилий с ручки управления. Значения стабилизируемых углов будут введены из механизмов согласования.

Режим приведения к горизонту включается летчиком при потере пространственйой ориентировки кнопкой, находящейся на ручке управления. При включении этого режима САУ обеспечивает приведение самолета к нулевым углам крена и тангажа. Нулевые значения этих углов формируются механизмами согласования.

Режимы траекторного управления САУ обеспечивают управление, не только угловым положением самолета, но и движением его центра масс.

Законы управления. Функционирование САУ в любом из режимов ее работы определяется законами управления. Под законами управления понимается математическое выражение, устанавливающее связь между перемещениями органов управления (выходными сигналами исполнительных механизмов) и входными управляющими сигналами каналов САУ.

Даже для решения одной и той же задачи в системах автоматического управления самолетов различных типов применяются разные законы управления. Их вид определяется требованиями к точности управления, видом обратной связи РА, используемыми рулевыми органами и т. д. Однако несмотря на разнообразие законов управления, в основе их функционирования лежат одинаковые принципы.

Управление продольным движением. Для управления продольным движением самолета используется канал руля высоты (стабилизатора). Рассмотрим основные принципы работы этого канала САУ в режиме стабилизации заданного угла тангажа υ.

Рис. 3.4. Контур стабилизации угла тангажа:

а – невозмущённый полёт; б – воздействие возмущения

Предположим, что в исходном положении самолета (угол тангажа равен заданному значению υ_З) щетки потенциометрического датчика (ПД) позиционного гироскопа (ПГ), являющегося измерителем угла тангажа, и потенциометра обратной связи (ПОС), характеризующего положение выходного органа РА, стоят в нейтральном положении (рис. 3.4, а) При этом сигнал u_вх поступающий с выхода суммирующего устройства на усилитель (У) сервопривода, равен нулю. Пусть под действием какого-либо импульсного момента (причина появления момента роли не играет) самолет изменил угол тангажа с υ_З на υ. Одновременно с корпусом самолета свое пространственное положение изменят и элементы САУ. Неподвижным остается только гироскоп со щеткой потенциометрического датчика, жестко закрепленный на его рамке. Поворот потенциометра ПД относительно своей щетки вызовет появление сигнала пропорционального разности нового значения угла тангажа υ и исходного (заданного) значения этого угла υ_З, т. е. u_y=K_υ(υ-υ_З). Этот сигнал поступает в суммирующее устройство и формирует сигнал u_вх управления РА, что вызывает движение его выходного органа, а следовательно, и отклонение руля высоты на величину Δδ_в. Изменение положения руля высоты приводит к появлению управляющего момента М_упр (Δδ_в) (рис. 3.4, б). Одновременно отклоняется щетка потенциометра обратной связи ПОС. Перемещение выходного органа РА прекратится, когда сигнал с ПГ будет уравновешен сигналом обратной связи с ПОС, т. е. когда выполнится условие u_y- u_{о. с}=0. Под действием управляющего момента самолет начнет поворачиваться к исходному положению. А это значит, что все элементы САУ, связанные с корпусом ЛА (в том числе и потенциометр ПД), также будут перемещаться к своему первоначальному положению и управляющий сигнал u_y начнет уменьшаться. Входной сигнал u_вх подаваемый на РА, при этом изменит свой знак, так как теперь u_{о. с} станет больше u_y что вызовет перемещение выходного органа РА (руля высоты) и щетки потенциометра ПОС к нейтральному положению. Конечным положением элементов канала руля высоты САУ после отработки сигнала u_y вызванного отклонением угла тангажа от заданного значения, будет положение, соответствующее исходному (рис. 3.4, а): на входе суммирующего устройства сигналы отсутствуют, выходной орган РА и руль высоты в нейтральном положении.

Таким образом, из рассмотренного примера видно, что для обеспечения функционирования канала САУ необходимо формировать управляющий сигнал u_y, пропорциональный величине рассогласования между текущим и заданным значениями управляемого параметра. Для случая стабилизации тангажа этот сигнал определяется как u_y=К_υΔυ, где К_υ — коэффициент пропорциональности, а Δυ=υ-υ_З. Учитывая, что положение управляющей поверхности при использовании рулевого агрегата с жесткой отрицательной обратной связью определяется величиной управляющего сигнала, закон управления рулем высоты в рассматриваемом примере будет иметь вид

()

Обычно для улучшения качества процессов управления в закон управления вводят сигнал, пропорциональный скорости изменения управляемого параметра, т. е. демпфирующий сигнал, уменьшающий колебательность переходных процессов.

Тогда закон управления канала руля высоты можно представить в виде

где ω_Z≈()

Коэффициенты называются передаточными числами канала руля высоты соответственно по углу тангажа и угловой скорости тангажа.

Физически передаточные числа по любому из параметров, входящих в закон управления, характеризуют отклонение рулевого органа, приходящееся на единицу изменения этого параметра. Устойчивость движения автоматически управляемого летательного аппарата и качество управления его полетом зависят от правильности выбора значений передаточных чисел по управляемым параметрам.

Другим важным режимом автоматического управления самолетом, который осуществляется за счет воздействия как на канал руля высоты (стабилизатора), так и на канал элеронов, является режим приведения к горизонту. Уже из его названия видно, что главной задачей САУ в этом режиме является вывод самолета из любого пространственного положения в горизонтальный полет, т. е. в полет с нулевыми углами наклона траектории и крена γ. Учитывая, что работу каналов бокового и продольного управления можно исследовать раздельно, рассмотрим функционирование в этом режиме канала руля высоты САУ.

В связи с тем, что измерителей угла наклона траектории θ нет, для формирования закона управления используются датчики угла тангажа υ и угла атаки α, что позволяет определить угол θ. путем косвенных измерений по формуле θ=υ-α.

Тогда закон управления рулем высоты можно записать в следующем виде:

()

Однако применение закона управления в таком виде может привести в процессе функционирования САУ к выходу самолёта на большие перегрузки. Поэтому к закону управления () добавляют сигнал по нормальной перегрузке, определяемый членом . За счет этого сигнала создается отклонение руля высоты, способствующее уменьшению перегрузки.

Кроме того, ошибки измерителей α и υ не позволяют с необходимой точностью выдерживать нулевой угол наклона траектории, что приводит к нарастающему во времени отклонению текущей высоты полета ЛА от заданной. Поэтому на конечном этапе приведения к горизонтальному полету в закон управления () вводится сигнал рассогласования по высоте . Введение этого сигнала осуществляется автоматически, когда угол тангажа самолета станет меньше определенного значения (порядка десяти градусов). Значение высоты полёта, на которой происходит подключение сигнала, вводится в САУ как заданное(Н_з).

Таким образом, типовой закон управления канала руля высоты САУ в рассматриваемом режиме имеет вид

()

Функциональная схема канала руля высоты САУ для режимов стабилизации и приведения к горизонту представлена на рис. 3.5. Измерения угла атаки а и нормальной перегрузки n_у выполняются соответственно датчиком угла атаки (ДУА) и датчиком линейной перегрузки (ДПЛ). Формирование сигнала ΔH=Н-Н_З выполняется корректором высоты (КВ). Контакты на схеме изображены в положениях, соответствующих режиму стабилизации, а перевод в режим приведения к горизонту производится замыканием контуров по углу атаки, перегрузке и высоте.

Рис. 3.5. Функциональная схема управления продольным движением

Управление боковым движением. Для данного управления могут использоваться каналы руля направления и элеронов. В настоящее время канал руля направления САУ применяется в основном для демпфирования угловой скорости ω_у в соответствии с законами управления, характерными для демпферов. Поэтому для создания управляющих моментов в боковом движении самолета служит канал элеронов. В режиме демпфирования канал элеронов САУ выполняет функции демпфера угловой скорости ω_х. В режиме стабилизации канал может решать две задачи в зависимости от углового положения самолета в момент включения режима. Если при включении крен превосходит 6-8° (для САУ различных самолетов этот угол разный, однако лежит в данных пределах), канал осуществляет стабилизацию угла крена в соответствии со следующим законом управления:

, ()

где γ_З - значение крена, который имел самолет в момент включения режима.

В этом случае самолет будет совершать разворот (изменять курс) с постоянным креном γ=γ_З.

Рис. 3.6. Функциональная схема управления боковым движением

Если крен самолета в момент включения мал, то канал элеронов будет осуществлять стабилизацию курса по закону

()

где ψ_З - значение курса в момент включения режима стабилизации.

Сигнал по крену в законе управления () обеспечивает устойчивость процесса стабилизации курса. Такая особенность формирования законов управления объясняется тем, что при управлении элеронами крен, значение которого больше заданного, считается созданным специально для значительного изменения курса самолета.

На рис. 12.6 представлена функциональная схема каналов руля направления и элеронов. Измерителями параметров движения самолета, потребных для рассмотренных законов управления, являются: ЦГВ, курсовая система (КС) и датчики угловых скоростей ДУСи ДУС. Контакты на схеме изображены в положениях, соответствующих стабилизации угла крена.

Рассмотренные основные принципы формирования законов управления САУ справедливы и для режимов траекторного управления, которые обеспечивают движение самолета по заданной траектории или наведение на заданную цель. Эти режимы работы САУ используются при заходе на посадку, в маршрутном полете, при наведении на воздушную

Рис. 3.7. Схема формирования γ_З

или наземную полете с огибанием рельефа местности и т. д. Простейшим режимом траекторного управления можно считать режим приведения к горизонту, так как на конечном этапе он обеспечивает полет самолета на постоянной высоте. Для создания управляющих сил и моментов при траекторном управлении используются внутренние контуры САУ. При этом заданные значения углов тангажа (или нормальной перегрузки) и крена изменяются в зависимости от величин отклонений самолета соответственно в вертикальной (ΔH=Н-Н_З) и горизонтальной (z) плоскостях от заданного местоположения. Так, при полете самолета по заданной траектории в режиме «Маршрут» управление в горизонтальной плоскости осуществляется в соответствии с законом (). Заданное значение крена в этом режиме вычисляется в соответствии со следующим выражением:

,

где z - боковое отклонение центра масс самолета в горизонтальной плоскости (рис. 3.7); Δψ=ψ-ψ_З - отклонение курса самолета от заданного.

В процессе управления вследствие уменьшения величин z и Δψ значение γ_З также будет уменьшаться, пока не примет нулевое значение.

Траекторное управление самолетом осуществляется как в автоматическом, так и в директорном режиме работы САУ.

Одной из функций САУ, обеспечивающей безопасность полета, является автоматическое выдерживание эксплуатационных ограничений. Реализация этой функции позволяет предотвратить выход самолета на критические режимы полета, сопряженные с опасностью возникновения аварийных ситуаций или ситуаций, ставящих под сомнение возможность выполнения боевой задачи.

3.3. Особенности функционирования сау при директорном управлении

Решение задачи частичной автоматизации управления для облегчения летчику ручного пилотирования на сложных этапах полета обеспечивается директорным управлением.

Рис. 3.8. Функциональная схема директорного управления

Принцип директорного управления заключается в следующем. Информация от различных датчиков (измерительных систем), необходимая для траекторного управления, вводится в специальный вычислитель (рис. 3.8), реализующий выбранный закон управления. Сигнал управления, сформированный вычислителем, поступает не на вход сервопривода, как это делается при автоматическом управлении, а на командную (директорную) стрелку командно-пилотажного прибора (КПП).

Закон отклонения стрелки в общем виде можно записать так:

где х - управляющий параметр, а k_стр - коэффициент усиления прибора.

Важное значение при организации директорного управления имеет выбор управляемого параметра х, который должен обеспечить перевод задачи управления центром масс в задачу управления угловым движением самолета. Обычно в качестве управляемого параметра для продольного движения выбирается угловая скорость тангажа ω_z или нормальная перегрузка n_у. Для управления боковым движением. используется угол крена γ. Таким образом, законы отклонения командных стрелок продольного (при x=n_у) и бокового каналов управления будут иметь следующий вид:

где параметры n_уз и γ_з являются функциями соответствующих координат траекторного движения самолета.

Летчик, заметив отклонения командных стрелок, должен добиться возвращения их в исходное положение соответствующим перемещением рычагов управления (РУ). Устранение отклонения стрелок означает, что летчик создал перегрузку (крен для бокового канала), равную заданному вычислителем значению. Направление перемещения ручки управления при пилотировании по директорному при бору должно совпадать с направлением отклонения командных стрелок, а величина ее перемещения должна быть согласована с величиной отклонения этих стрелок. Необходимое соответствие по величине летчик устанавливает в процессе тренировок. Законы формирования отклонений командных стрелок в принципе требуют от летчика простого управления угловыми движениями самолета для удержания стрелок в нейтральном положении. При этом закон отклонения ручки управления δ^Л для любого из каналов можно представить в виде

δ^Л=k_Лδ_стр, ()

где k_Л - коэффициент передачи летчика.

Выражение () не учитывает запаздывания, вносимого летчиком. Путем тренировок летчик подбирает оптимальное значение коэффициента k_л. Однако постоянным этот коэффициент можно считать лишь приблизительно.

Применение директорного управления позволяет значительно разгрузить летчика, но имеет ряд недостатков. Основными из них являются: механический характер действий летчика: меньшая точность по сравнению с автоматическим управлением, определяемая погрешностями слежения летчиком за командными стрелками и низкой точностью командных приборов; снижение внимания летчика к приборам, непосредственно не связанным с директорным управлением, что при отсутствии встроенного контроля вычислителя может вызвать запаздывание в выявлении его отказа.

Последний недостаток можно в определенной степени ослабить, если научить летчика чаще обращать внимание на пилотажные приборы и следить за поведением планок положения КПП. При нормальной работе вычислителя в процессе директорного управления эти планки должны плавно подходить к своему нейтральному положению и в дальнейшем не покидать его малых окрестностей. При отказе вычислителя появляется. либо уход планок от нейтрального положения, либо их расходящиеся колебания.

Между автоматическим и директорным управлением существует сильное сходство, заключающееся прежде всего в одинаковых законах управления органами управления. Это обеспечивает единство структуры и идентичность передаточных чисел. На рис. 3.9 изображена функциональная схема связи автоматического и директорного управлений для

Рис. 3.9. Функциональная схема директорного управления продольным и боковым движением

случая использования В качестве управляемых параметров нормальной перегрузки n_y и крена γ. Различием контуров автоматического и директорного управлений является то, что управляющие сигналы,. сформированные вычислителем, в первом случае подаются на сервоприводы соответствующих каналов управления, а во втором - на командные стрелки директорного прибора. Причем при директорном управлении сигналы улучшения управляемости (демпфирования) подаются непосредственно на сервоприводы, а не на командные стрелки.

В настоящее время режим дирекорного управления начинает играть вспомогательную роль. Он становится резервным на случай отказа автоматического управления.

3.4. Особенности эксплуатации и контроля сау

Влияние САУ на безопасность полетов складывается из двух противоречивых факторов. С одной стороны, САУ существенно повышает безопасность полетов, что достигается за счет улучшения характеристик устойчивости и управляемости, наличием режима приведения к горизонту, автоматизацией сложных режимов траекторного управления, возможностью контроля работы САУ в автоматических режимах по директорным приборам, наличием систем ограничения предельных режимов полета и т. д. С другой стороны, если при автоматическом управлении полетом происходит отказ САУ, то в результате этого может возникнуть опасная ситуация.

Основой надежной, безопасной работы САУ является грамотная техническая эксплуатация. Для проведения регламентных работ и подготовки САУ к полетам используются в основном три типа аппаратуры: штатная неавтоматизированная контрольно-проверочная аппаратура, автоматизированные системы контроля (АСК), системы встроенного контроля (СВК).

Неавтоматизированная проверочная аппаратура включает пульты-имитаторы и контрольно-измерительные пульты различного целевого назначения. Проверки производятся либо с реальными информационными системами, либо с их имитаторами. Ряд датчиков (например, ДУС, ДПЛ) снимаются с самолета и устанавливаются на специальные платформы, имитирующие его эволюции. Наиболее трудоемкой операцией технической эксплуатации САУ является операция проверки и настройки передаточных чисел. При этой операции последовательно имитируются движения самолета, вызывающие определенные сигналы различных датчиков. Одновременно с помощью специальных измерителей определяются углы отклонения органов управления. Неудобство применения этих измерителей и трудоемкость операции в целом требуют разработки новой технологии проверки и настройки передаточных чисел. Перспективным путем здесь является использование точных электрических датчиков положения органов управления.

Автоматизированные системы контроля служат для подготовок САУ и проведения регламентных работ. К бортовым контрольным разъемам самолета АСК подключаются без снятия агрегатов САУ. Основной задачей АСК является проверка функционирования и основных параметров наиболее ответственных и наименее надежных подсистем и устройств САУ. С помощью АСК можно провести, например, следующие проверки: включение и отключение режимов демпфирования, автоматическое управление и приведение к горизонту; функционирование РА всех каналов и срабатывание их концевых выключателей; функционирование гиромоторов всех ДУС; функционирование механизмов согласования крена, тангажа и курса; прохождение сигналов крена, тангажа и курса в различных режимах; функционирование различных ограничителей; формирование ряда сигналов, входящих в законы управления.

Применение АСК позволяет уменьшить время проверки САУ и снизить трудозатраты, однако не решает вопрос о контроле функционирования системы управления в полете. Поэтому в настоящее время все более широкое применение начинают находить системы встроенного (или бортового) контроля (СВК).

В принципе отдельные элементы встроенного контроля имеются во всех САУ. Примером могут служить кнопки-лампы включения режимов. Однако под встроенным контролем понимается достаточно глубокий контроль состояния САУ.

Внедрение СВК совместно с использованием наземных АСК позволяет сократить сроки подготовки САУ к применению и потребные трудозатраты, увеличить глубину и объективность инструментального контроля, исключить субъективные ошибки обслуживающего персонала и летных экипажей.

Во время полета основными функциями СВК являются: проверка каналов САУ на функционирование с обнаружением отказов; автоматическое отключение основного канала при возникновении отказов и включение дублирующего канала; блокировка включения неисправного канала; автоматическое переключение на другой режим работы еду, обеспечивающий безопасность Полета, если при возникшем отказе не обеспечивается требуемое качество управления на включенном режиме; сигнализация экипажу об отказах САУ.

3.5. Пилотажно-навигационные комплексы

При выполнении ряда задач, связанных с траекторным управлением, необходимо использовать информацию не только измерителей, входящих в состав САУ, но и бортовых и наземных навигационных систем (радиотехнических, инерциальных и др.). увеличение количества различных систем, применяемых для управления движением самолёта, функциональное и конструктивное их усложнение и всё более тесное взаимодействие, расширение числа режимов траекторного управления потребовали создания специализированных комплексов, объединяющих функции систем управления, навигации и боевого применения в целях решения поставленных перед ЛА задач, такие комплексы получили наименование полотажно-навигационных или прицельно-навигационных.

Под пилотажно-навигационным комплексом (ПНК) понимается совокупность датчиков информации и измерительных систем, систем обработки и отображения информации, систем управления, предназначенных для пилотирования и навигации летательного аппарата.

Назначение пилотажно-навигационных комплексов определяется назначением и способами применения летательных аппаратов. Поэтому различают ПНК самолётов фронтовой авиации, ПНК военно-транспортной самолётов, ПНК самолётов дальней авиации и т. д.

Основными отличительными особенностями ПНК является:

• наличие нескольких не зависящих друг от друга каналов получения навигационных данных;

• комплексирование навигационных систем на основе применения бортовых цифровых вычислительных машин;

• использование в БЦВМ специальных алгоритмов обработки информации, позволяющих обеспечить более высокую точность и надежность навигации;

• тесная связь навигационных систем с САУ, что позволяет автоматизировать управление самолетом на относительно сложных и значительно протяженных этапах полета (маршрутный полёт, наведение на воздушные и наземные цели и т. д.).

Рис. 3.10. Структурная схема ПНК

Типовой ПНК (рис. 3.10) имеет три информационные системы, позволяющие определить координаты самолета на основе различных по физической природе измерений. Центральным связывающим звеном ПНК является вычислительная система, состоящая из одной или нескольких БЦВМ. Вычислительная система обрабатывает информацию навигационных систем и на основе ее сравнения и анализа определяет с высокой точностью координаты самолета. При этом отфильтровываются помехи, влияющие на выходные сигналы каждой из информационных систем в отдельности.

Система автоматического управления является связывающим звеном между системами навигации и управления полетом. Она обеспечивает траекторное управление самолетом в автоматическом и директорном режимах. В состав системы отображения информации ПНК входят индикаторы навигационной обстановки, картографические планшеты и пилотажно-навигационные приборы.

Одной из важных особенностей ПНК является наличие системы встроенного контроля (на рисунке не показана), предназначенной для контроля функционирования комплекса в целом, отдельных его частей и правильности решения наиболее важных задач.

Одним из путей дальнейшего развития ПНК является использование многопроцессорных БЦВМ, обладающих высоким быстродействием (десятки миллионов операций в секунду) и большой памятью. это позволит значительно повысить точность пилотирования и навигации.

3.6 Основные, общие сведения о сау и пнк.

Непрерывное совершенствование ЛА, усложнение задач стоящих перед авиацией, предъявляет к системам ЛА такие требования ко­торые могут быть удовлетворены только путем комплексирования обо­рудования, установленного на борту. Значительная часть бортового навигационного оборудования, прицельного и пилотажного оборудова­ния пилотируемых ЛА уже на уровне второго - третьего поколения ЛА объединена в бортовые автоматизированные комплексы / БАК/:

Рис 3.11

НК - навигационный комплекс. НК позволяет определять место положе­ния. ЛА в выбранной системе координат. В состав современных НК входят как правило в качестве основной части инерциальные навига­ционные системы - ИНС;

ПК- пилотажный комплекс. Ж решает задачи пилотирования и улучше­ния его лётно-технических характеристик;

ПрК - прицельный комплекс, с его помощью производится прицеливание по наземным и воздушным целям;

РК - разведывательный комплекс, решает задачи разведки наземных и воздушных целей. ~

ПК и НК образуют пилотажно-навигационный комплекс ШК. ПНК обес­печивает самолётовождение и автоматизацию самолетовождения, а совместно

ПрК - образует прицельный пилотажно-навигационшй комплекс ПрНК.

Пилотажный комплекс_f частично рассматриваемый в данной теме, имеет в своем составе:

Рис 3.12

СОПИ - Cистема отображения пилотажной информации / часто на полупрозрачном зеркале переднего обзора /;

СШУ - система штурвального управления, СШУ состоит из рычагов управления, механической проводки, гидроусилителей, загрузочных механизмов и механизмов триммерного эффекта. СШУ на большинстве современных ЛА автоматизирована за счёт включения АРУ, АРЗ, демпферов и автоматов устойчивости. По мере развития ручного, управление СШУ имеет тенденцию к замене на электрические системы дистанционного управления ЭСДУ:

Рис 3.13

ЭСДУ обладают повышенной надежностью в сравнении с механической СШУ за счёт возможности многократного резервирования электрических каналов управления.

САУ - представляют собой часть бортового оборудовали , предназначенную для решения взаимосвязанных задач ручного, полуавтоматического / директорного / управления полётом. На современных САУ по выполняемым функциям можно рассматривать как исполнительна часть ПНК или ПрПНК. В основном САУ решает задачи управления угловым положением и перегрузками ЛА в интересах управления движением центра масс /траекторное управление/.

3.7 Классификация сау / по классам авиационных ла/:

Рис 3.12

Функциональное назначение САУ с развитием авиационной техники неп­рерывно расширяется, сопровождаясь увеличением числа режимов работы и количества внешних связей с другими видами оборудования и комплек­сами вооружения.

3.8 Режимы работы сау можно разделить на несколько групп:

1. Режимы, улучшающие динамические /пилотажные / свойства ЛА как объекта управления и облегчающие процессы ручного пилотирования ^ч /режимы автоматизированного ручного управления/;

2. Режимы стабилизации углового положения ЛА;

3. Режимы автоматического и директорного управлении движением центра масс ЛА /режимы траекторного управления /.

4. Режимы, обеспечивающие выполнение запрограммированных маневров, повышающих безопасность полётов /приведение к горизонтальному полёту, уход на безопасную высоту, автоматическое предотвращена выхода, ЛА в область опасных режимов и др./;

5. Режимы боевого маневрирования, обеспечивающие эффектилное применение отдельных видов вооружения.

По мере развития САУ, конструктивного и технологии совершенствования их базовых элементов, а также широкого внедрения цифровой вычислительной техники, число функциональных режимои САУ непрерывно увеличивается. В последнее время особенно интенсивно; развивается концепция активного управления полётом. Активные системы управления предусматривают активное влияние САУ на выбор основных конструктивных и аэродинамических параметров ЛА еще на ранней стадии его проектирования. В результате значительно улучшаются лётно-технические характеристики ЛА, однако полёт и выполнение задания с отключёными САУ оказываются практически невозможными. Внедрение систем с активного управления позволяет качественно изменить пилотажные свойст­ва ЛА , снизить его массу при сохранении массы полезной нагрузки, увеличить дальность полёта при изменном запасе топлива, повысить критическую скорость флаттера, повысить комфорт экипажа и пассажиров при полёте в турбулентной атмосфере, более полно использовать манев­ренные возможности ЛА в эксплуатационном диапазоне высот и скоростей Столь обширная область влияния САУ на лётно-технические характерис­тики ЛА объясняется выполнением САУ следующих принципиально новых функций:

1. Улучшение устойчивости и управляемости ЛА с помощью ЭСДУ, исполь­зующей совершенные законы регулирования управления и загрузки /аналог АРУ и АРЗ /;

2. управление ЛА с уменьшенными запасами устойчивости, т, е. с уменьшенными по площади хвостовым оперением и крылом /устойчивость ЛА в данном случае будет обеспечена реализацией закона управления

где имеет сложную зависимость от режима полёта;

3. непосредственное управление аэродинамическими силами / подъёмной Y и боковой Z/ с помощью относительно больших по площади интерцепторов, флаперонов /симметричные элероны-закрылки/, спойлеров - поверхности, аналогичные интерцепторам/, переднего допол­нительного горизонтального и вертикального оперения; а также адаптивного крыла /крыла с изменяющимися в широких пределах профилем и кривизной /;

4. парирование воздействия ветра и подавление аэроупругих колебаний конструкции ЛА /включая увеличение критической скорости флаттера - эта функция предполагает наличие на борту помимо ЦВМ быстродейс­твующих достаточно мощных сервоприводов и до десятка акселеромет­ров и датчиков угловых скоростей, размещённых в различных точках фюзеляжа и плоскостей крыла. Реализация данной функции повышает комфорт экипажа и позволяет использовать элементы конструкции ЛА с меньшим запасом прочности.

3.9 Блок датчиков линейных ускорений бдлу-1- 3

Блок датчиков линейных, ускорений БДЛУ 1-3 - .предназначен для измерения боковых линейных ускорений , n_z и выдачи электрического сигнала, порционального линейному ускорению, действующему вдоль оси чувствительности. Принцип дейст­вия блока основан на свойствах свободного маятника устанавливаться по направлению результирующих сил, действующих на него в направлении, перпендикулярном оси подвеса маятника.

Рассмотрим электрокинематическую схему БДЛУ /рис. 3.13/, на данном рисунке приведены следующие обоэначения;

У1 - усилитель постоянного тока-УПТ-9

У2 - датчик линейных ускорений ДЛУБ-12

У3 - малогабаритный универсальный блок питания

У4 - блок усилителя обратной связи БУ 44-2

ДУ - ДУ - датчик угла;

ЭП - электрическая пружина /моментный датчик/;

М_нб – момент небаланса

М_пр_ - момент пружины

X_i, Z_i - условные оси /совпадают как правило со связанными осями самолёта /.

При действии линейных ускорений, направленных по оси Z_i возникает инерционный момент, отклоняющий маятник от положения равновесия относительно оси Х. Отклонение маятника по оси X_i преобразуется датчиком угловых отклонений ДУ в электрический сигнал. Сигнал с ДУ поступает на вход амплитудного фазочувствительного детектора усилителя У4, преобразуется в напряжение постоянного тока определённой полярности и через усилитель У1 подаётся на электричаскую пружину ЭП датчика У2. ЭП создаёт момент, пропорциональ­ный току, который компенсирует момент инерционных сил Ми, действующих на массу М маятника.

Рис 3.13.Электрокинематическая схема БДЛУ

Момент инерционных сил выражается формулой:

, где: м - масса небаланса (Г*сек²/ см)

l - плечо небаланса (см )

а - действующее линейное ускорение (см/сек² )

Так как действующая перегрузка равна n=a/g, а момент небалан­са

Под действием инерционного момента подвижная часть стремится от среднего положения. Этому препятствует противодействующий момент пружины ЭП:

Кпр - крутизна датчика момента (г*см/мА)

I - ток в катушке датчика момента (мA)

При достижении равенства инерционного момента и момента пружины отк­лонение подвижной части прекратится и в этом случае:

Таким образом, ток в катушке моментного датчика /ЭП/ прямопропорционален действующему линейному ускорению /перегрузке/. Включив последовательно с катушкой моментного датчика ЭП сопротивление нагрузки Rн , получим:

Т.е напряжение на нагрузке пропорцио­нально действующей перегрузке "n". БДЛУ устанавливается в самолёте вблизи центра масс та­ким образом, чтобы стрелка на корпусе совпадала с направлением дей­ствия линейных ускорений /в данном случае по поперечной оси Z₁/. Непараллельность продольной и поперечной осей самолёта и соответст­вующих осей БДЛУ не должна превышать 1°.

Основные технические данные:

- напряжение питания однофазного

переменного тока частотой …………………………400 ± 20Гц 36В;

- порог чувствительности…………………………………….не более 0,003ед;

- диапазон измерения ускорений …………….……………..3 ед;

- максимальное значение выходного сигнала……………..10+/- 0,2В;

- масса, не более.......…………………………………............0,759кг.

3.10 Корректор высоты kb - 16 – I

Корректор высоты KB - I6 - I (см рис 3.14, 3.16) предназначен для измерения отклонения барометрической высоты полёта от заданной и выдачи электрического сигнала, пропорциональному этому отклонению.

Рис. 3.14. Кинематическая схема корректора высоты KB-I6.

Структурная схема прибора показана на рис. 3.14. При из­менении высоты полёта ход анероидного чувствительного элемента ЧЭ передаётся через передаточный механизм ПМ к якорю электромагнитной муфты ЭМ, При включении ОМ якорь муфты соединяется с рамками сиг­нальной обмотки индукционного датчика ВД. Одновременно с включе­нием ЭМ срабатывает электромагнитный фиксатор ЭФ нейтрального поло­жения рамок датчика ЦЦ. Рычаги ЭФ раздвигаются и рамки получают свободу перемещения. Сигналы сигнальной обмотки рамок ИД усилива­ются усилителем "У" /УНЧ - Х/₉ преобразуются далее фазочувствительным выпрямителем "ФЧВ" /типа ФЧВ - I/. После "ФЧВ" сигналы поступа­ют на выходные контакты KB-I6-I в качестве сигнала отклонения от заданной барометрической высоты. Величина и полярность этих сигналов определяются величиной и направлением изменения Н полёта.

Рис. 3.15. Структурная схема KB-I6.

Из анализа структурной схемы KB-I6-1 видно, что в отличив от КВ-IIY автопилота АП-155 рассматриваемый корректор высоты сле­дящих систем не имеет. Поэтому режим согласования как таковой в KB-I6-I отсутствует, а перемещения ЧЭ при согласовании передаются только до якоря ЭМ.

Кинематическая схема KB-I6-I показана на рис. 3.15. При изменении барометрической высоты полёта деформация анероида "I" через биметаллический термокомпенсатор первого рода, «IO» и переда­точный механизм "сектор-трибка" "2" преобразуется во вращательное движение входного вала "3" электромагнитной муфты сцепления "4". Если на эту муфту подано питание, то вращение вала "3" через штифты "5" передаётся на рамки индукционного датчика "9" с наклеенными на них сигнальными обмотками т.е на якорь индукционного дат­чика. Смещение якоря «9» относительно неподвижных катушек возбуж­дения "8" определяет выходной сигнал индукционного датчика. Из рис. 3.15. видно, что якорь "9" может двигаться только после рас­цепления рычагов "6" фиксатора "7". Питание на фиксатор "7" подаётся в момент включения KB-I6-I и поэтому якорь, "9" освобождается одновременно со срабатыванием муфты «4». После отключения KB-I6-1 фиксатор обеспечивает установку якоря "9" в нейтральное положение. Диапазон рабочего отклонения якоря индукционного датчика составляет +/-10 + 12°, что соответствует изменению высоты примерно на +/-1000 + 1200м. Особенности конструкции индукционного датчика, од­нако, ограничивают изменение высоты в сторону уменьшения от заданной, величиной 700 - 800 м. В сторону увеличения изменение высоты не ограничено. Указанное замечание очевидно, не существенно в полёте, но при наземных проверках требует обязательного учёта /так как САУ не возвращает самолёт на заданную высоту/.

Рис 3.16. Характеристики: а) анероидной коробки; в) индукционного датчика; б) схема индукционного датчика.

Характеристики анероидной коробки, индукционного дат­чика и схема индукционного датчика приведены на рис, 3.16 .

Помимо выше рассмотренного в состав KB-I6-I входит также зуммер. Зуммер включается одновременно с муфтой и фиксатором; и с помощью двигателя постоянного тока обеспечивает небольшую вибрацию корпуса KB-I6 с частотой 3-10Гц. Благодаря такой вибрации удаётся уменьшить затирания, трения в элементах кинематики и за счёт этого уменьшить зону нечувствительности и гистерезис корректора вы­соты,

Основные технические данные

- напряжение питания постоянного тока ...........27В ;

переменного тока…....... 36В ;

- рабочий диапазон высот .....…………………...... 200 - 30 000 м

- зона нечувствительности, не более ± 5 м…….на Н = 1км;

10 м ……..на Н=10 км;

36 м……...на Н=20 км;

±/40+150/м наH-2I-30 км ;

- масса не более .………………………………....... 1,35 кг.

3.11 Датчик положения ручки дпр - 23

Датчик положения ручки ДПР - 23 предназначен для выдачи в СДУ сигнала, пропорционального поперечному /креновому/ перемещению ручки управления самолётом. Сигнал перемещения ручки используется .в креновом канале курса САУ. В канале кренакомпенсирует эффект занижения установившейся угловой скорости вращения самолёта по продоль­ной оси при работе демпфера крена. В канале курса реализует перекрёстную связь кренового и курсового каналов и тем самым обеспечивается лучшая ликвидация углов скольжения. Установлен датчик на загрузочном механизме крена и конструктивно представляет собой литой корпус, к которому крепится потенциометр со средней точкой в подшипниках корпуса перемещается шток, на котором закреплён щёткодержатель с контактными щётками. Потенциометр датчика имеет зону нечувствительности - 2,65 мм, что достигается путём закорачивания среднего участка потенциометра. Благодаря этому перемещение ручки управления в диапазоне - 20 мм САУ не воспринимаются. Датчик сохраняет работоспособность и линейность характеристики вне зоны нечувствительности при перемещении штока датчика на - 26 мм

Основные технические данные:

- напряжение питания потенциометра ............. 10B;

- сопротивление потенциометра ……….......… 600 - 1200 Ом

- масса, не более ..........……………………........ 0,2 кг.

4 Сау и автопилоты.

4.1 Автопилот ап - 155 - назначение, сос­тав, основные технические данные и функциональная схема

Основные отличия САУ от автопилотов заключайся в большей развитости функций САУ, связанных с траекторным управлением, в улучшении пилотажных свойств ЛА и в выполнении функций активного управления. Автопилоты же/практически всех типов/ предназначаются только для стабилизации углового положения ЛА , демпфирования короткопериодических колебаний, стабилизации высоты полёта и приведения к горизонтальному полёту из любого пространственного положения.

Автопилоты занимают промежуточное положение между демпферами, автоматами устойчивости и САУ. Схемы включения исполни­тельной части /рулевых агрегатов / автопилотов и САУ в проводку уп­равления ЛА почти одинаковы.

По способу включения рулевых агрегатов в проводку управления разли­чают две группы автопилотов:

- автопилоты последовательного типа;

- автопилоты параллельного типа. САУ практически всех типов исполь­зуют последовательное включение рулевых агрегатов.

I. Автопилоты последовательного типа, - используют ру­левой агрегат - раздвижную тягу / РАУ - 107 /, устанавливаемый в раз­рыв проводки управления. В этом случае перемещения ручки и рулевого агрегата складываются и суммарное перемещение передаётся па золотник бустера. Управление ЛА осуществляется единой ручкой управления как при включенном, так и при выключенном автопилоте:

Рис 4.1

Для обеспечения безопасности полёта при отказе автопилота последовательного типа отклонение рулей под действием рулевмх агрегатов ограничивают малыми углами. К таким автопилотам относится аьтопилот АП - 155.

2. Автопилоты параллельного типа - отличаются тем что рулевые агрегаты подключаются параллельно с основной ручкой управления РУ:

Рис 4.2

При перемещении РУ одновременно перемещается шток рулевого агрегата РА. По этой причине осуществлять ручное управление самолётом можно только при включенном автопилоте или же при пересиливании лётчиком рулевого агрегата РА. В автопилотах данного типа обычно предусматривается управление самолётом через сам автопилот посредством специа­льной рукоятки управления / строевой рукоятки СР/. Для повышения безопасности в автопилотах параллельного типа, применяются различные схемы отключения рулевых агрегатов и устройства ограничения максима­льных усилий этих агрегатов до значений, при которых лётчик может осуществлять пересиливание. Часто предусматривается встроенный контроль правильности отработки рулевым агрегатом управляющих сиг­налов. К автопилотам параллельного типа можно отнести автопилот АП-28.

5.Основные сведения о системах автоматического управления.

5.1. Общая характеристика системы управления самолётом

Под управлением самолетом понимается процесс из­менения сил и моментов, действующих на самолет, в целях обес­печения его движения по заданной траектории. Для обеспечения процесса управления движением самолета в воздухе и на земле на нем устанавливается совокупность устройств, которая называ­ется системой управления самолетом.

Система управления современного самолета включает в себя большое число частных систем, работающих как независимо друг от друга, так и совместно.

Система управления параметрами движения самолета в воз­духе (скоростью и положением в пространстве) называется основ­ной системой управления. Остальная часть системы называется дополнительной системой управления. Сюда относится управление торможением колес, поворотом переднего колеса, уборкой и вы­пуском шасси и посадочной механизации и др.

Следует оговориться, что такое разделение чисто условное, так как, например, выпуск (уборка) механизации, шасси ведет и к изменению параметров движения самолета.

В данной главе рассматривается только основная система уп­равления 'самолетом.

Для управления самолетом достаточно трех органов управле­ния. Это объясняется тем, что у самолетов взаимосвязано враща­тельное и поступательное движения. Величина и направление аэродинамических сил зависят от положения самолета относительно набегающего потока (от углов атаки, скольжения и крена), поэто­му управление траекторией движения самолета осуществляется с помощью управления его угловым положением.

В зависимости от назначения и схемы самолета его управление может выполняться различными средствами. У обычного самолета для этого служат руль высоты (управляемый стабилизатор), руль направления и элероны (интерцепторы). На самолете с крылом изменяемой стреловидности — это элероны, интерцепторы, руль на­правления и дифференциально отклоняемый стабилизатор. На са­молетах «бесхвостка» — это руль направления и элероны. На самолетах ВПП для полета на малых скоростях (где аэродинами­ческие рули не эффективны) применяются струйные (газовые) рули, поворотные камеры двигателей и др.

5.2. Требования, предъявляемые к системе управления.

Система управления самолетом должна обеспечивать:

— управление на всех режимах полета с необходимой точно­стью;

— перемещения командных рычагов в соответствии с характе­ром естественных рефлексов человека;

— приемлемые по величине усилия, прикладываемые летчиком к рычагам управления;

— возможность парирования отказов элементов (например, автопилотов, демпферов и др.), обеспечивая резервное время летчику для вмешательства в управление самолетом;

— предупреждение попадания самолета в недопустимые по ус­ловиям безопасности режимы полета («подхват», «инерционное вращение» и др.) с помощью специальных устройств (автоматов безопасности).

5.3 Классификация систем управления

Основные принципы управления самолетом заключаются в сле­дующем. Летчик (или автоматическое устройство), используя по­казания приборов (сигналы соответствующих датчиков), наблюда­ет за положением самолета в пространстве и другими параметра­ми движения. Он сравнивает их фактические значения с задан­ными, проводит анализ, вырабатывает решение и, исполняя его, воздействует, на командные рычаги управления.

В результате этого воздействия отклоняются органы управле­ния, которые изменяют силы и моменты, действующие на самолет. О величине отклонения органов управления летчик судит по уси­лиям, прикладываемым к рычагам управления, изменению поло­жения органов управления и параметров движения.

Суждение о достаточности величин управляющего воздействия зависит от реакции самолета на это воздействие, т. е. от резуль­татов управления. Это значит, что обеспечение управления само­летом возможно лишь при наличии обратной связи. Таким обра­зом, для обеспечения управления самолетом необходимы:

— источники информации о поведении самолета в результате управляющего воздействия (авиагоризонт, указатель положения самолета, указатель скорости, высотомер и др.);

— устройства для анализа полученной информации и выработки решения( летчик или автопилот);

— исполнительные устройства, с помощью которых отклоняются органы управления.

Системы управления самолетом можно классифицировать:

а) по источнику энергии, затрачиваемой на отклонение рулей:

ручное — за счет мускульной силы летчика;

буетерное — за счет использования энергии посторонних источников (как правило, гидроусилителей);

б) по степени участия летчика в управлении самолетом:

— неавтоматические, в которых все задачи по управле­нию выполняет летчик;

‑‑ автоматические, в которых все задачи управления вы­полняются автопилотом;

— полуавтоматические, в которых основное управляю­щее воздействие осуществляет летчик, а остальные устройства слу­жат для облегчения и улучшения качества управления.

5.4. Роль лётчика в системе управления самолётом

Для выполнения главной задачи управления самолетом — осу­ществления намеченного (программного) плана полета — летчик воздействует на самолет через органы управления, изменяя его положение в пространстве и скорость полета. Характер этих воз­действий летчик определяет по несоответствию фактического режи­ма полета программному. При этом летчик и самолет образуют единую систему, а управление самолетом представляет собой замк­нутый процесс, состоящий из последовательных действий летчика и маневров самолета.

Успешность полета самолета, очевидно, определяется эффектив­ностью комбинации «летчик — система управления — самолет». От летчика требуется высокая натренированность, умение одновре­менно управлять изменением одних координат и контролировать допустимые значения других, в короткие интервалы времени оце­нивать создавшуюся ситуацию и принимать правильные решения. Быстрые изменения внешней обстановки делают часто даже крат­ковременный полет на современном самолете крайне напря­женным.

Перечисленные трудности пилотирования современных самоле­тов нередко заставляют считать, что полная автоматизация управ­ления такими самолетами является наиболее приемлемой. Однако многообразие возможных ситуаций при выполнении задания, во время взлета и, особенно, во время посадки делает часто затруд­нительным использование автоматических систем управления без вмешательства летчика.

Увеличение эффективности комбинации «летчик — система уп­равления— самолет» осуществляется путем «подбора» самолета и его системы управления к человеку. Конструируют самолет и его систему управления таким образом, чтобы наиболее полно исполь­зовать возможности человека.

Сравним свойства и возможности человека и машины при уп­равлении самолетом.

Преимуществами машины являются:

— сила и скорость; машина реагирует быстрее и с боль­шей силой, а для человека характерно постоянное нейромускульное запаздывание, состасвляющее примерно 0,25—0,4 с;

— правильные однообразные действия; машина работает ритмичнее и точнее, она и отличие от человека не утом­ляется от однообразия действий;

— точность и быстрота расчета независимо от сложно­сти задач;

— хорошая «память»; машина способна быстро «запо­минать» понятия, формулы и тексты;

— многоканальность действия; в отличие от одноканального действия человека, который способен одновременно выпол­нять только такие две операции, одна из которых не требует ак­тивного внимания;

— сохранение работоспособности в условиях изме­нения высоты, перегрузки, температуры и т. д.;

— способность регистрировать сигналы, передаваемые радио­волнами, инфракрасными и ультразвуковыми лучами и т. д., а че­ловек чувствителен в основном лишь к звуковым и световым сиг­налам (вкус, обоняние и осязание не используются при управле­нии).

Преимуществами человека являются:

— способность обобщать и воссоздавать события, об­разы и постоянные величины по поступающим сигналам, суммировать различные раздражители в осмысленное целое;

— логическое мышление; человек может из полученных эмпирическим путем данных сделать общие выводы, лежащие за пределами возможностей машины;

— способность к избирательной памяти, т. е. способ­ность применять в данной конкретной обстановке опыт и знания, полученные из ранее встречавшихся ситуаций;

— творческое мышление и фантазия, воображение, которые выходят за пределы собственного опыта; поэтому он мо­жет предвидеть и тем самым мысленно определить возможные си­туации.

Благодаря всему этому человек способен изменять план дейст­вия в создавшейся обстановке и может лучше, чем машина, рабо­тать в аварийной ситуации. Включение человека в систему управле­ния значительно повышает безопасность полета самолета, расши­ряет возможности применения самолета, существенно упрощает автоматическую часть системы управления.

Поэтому широкое распространение получили системы неавтома­тического управления на дозвуковых самолетах и полуавтомати­ческого управления на около- и сверхзвуковых самолетах.

Наиболее перспективной и рациональной схемой управления следует считать использование автоматического управления, конт­ролируемого летчиком.

6 Система прямого управления

6.1. Структурно-функциональная и принципиальная схемы прямого управления

Систему ручного неавтоматического управления часто назы­вают системой прямого управления в отличие от непрямой (с при­менением гидроусилителей) системы управления.

Структурно-функциональная схема прямого управления изобра­жена на рис. 61, а принципиальная схема — на рис. 6.2

Рис. 6.1. Структурно-функциональная схема прямого управления:

обратная связь по положению самолета; 2 — обратная связь но управляющему воздей­ствию

Основным элементом такой системы управления является лет­чик. Воздействуя на командные рычаги управления (КРУ), летчик с помощью проводки управления отклоняет органы управления (рули высоты, направления и элероны); При этом изменяются аэродинамические силы и моменты несущих поверхностей и само­лет изменяет параметры своего движения. Система прямого управления включает два вида обратных свя­зей (ОС):

1) по регулируемому параметру (т. е. по положению самолета);

2) по управляющему воздействию (по усилиям).

Рис. 6.2. Принципиальная схема прямого управления

1 — педали, 2 — штурвал, 3 — элерон, 4 — тяги управления, 5 — руль направления, 6 — руль высоты, 7 — штурвальная колонка

6.2. Усиления на рычагах управления

Второй вид обратной связи осуществляется через командные рычаги управления посредством усилия Р ручки (рис. 6.3), воз­никающего за счет действия шарнирного момента М_ш = Y_рС. Эта обратная связь позволяет летчику оценивать величину своего уп­равляющего воздействия.

Рис. 6.3. Принцип образования усилия на ручке управления

По изменению усилия летчик дозирует создаваемые перегрузки, чувствует изменение скорости полета.

В процессе эксплуатации самолета установлены оптимальные усилия, которые должен был бы приложить летчик при максималь­ном отклонении командных рычага он на режиме, соответствующем 0,8Vмакс.

Приведенные усилия, очевидно, требуют, чтобы шарнирные мо­менты (М_ш) отклоненных рулей не превышали определенной ве­личины.

Величина шарнирного момента обеспечивается в заданных пре­делах за счет применения осевой аэродинамической компенсации, суть которой заключается в сближении оси вращения с центром давления руля (рис. 6.4).

Рис. 6.4. Осевая аэродинамическая компенсация: 1; 2 —ось вращения 2; 3 —ц.д руля

При больших значениях М_ш кроме осевой компенсации на ру­лях устанавливают сервокомпенсаторы (флетнеры). При отклоне­нии рулей сервокомпенсаторы отклоняются в противоположную сторону, соответственно перераспределяя давление на руле и уменьшая величину шарнирного момента (рис. 6.5).

Рис. 6.5. Сервокомпенсатор

На некоторых современных тяжелых самолетах используется управление с помощью серворулей (рис. 6.6). Здесь летчик, пе­ремещая командные рычаги, отклоняет не рули, а малые серворули, установленные на концах рулей. За счет шарнирного момен­та серворуля свободно подвешенный руль отклоняется и баланси­руется на определенном угле 8Р. Шарнирный момент серворуля небольшой, и усилия, прикладываемые летчиком к командному рычагу управления, также малы.

Рис. 6.6. Серворуль

При длительном полете с отклоненными рулями летчик может \ меньшим, усилия на рычагах за счет отклонения триммеров (рис 6.7), работающих по принципу сервокомпенсатора, но имею­щих автономное управление.

Рис. 6.7. Триммер: 1 ‑ штурвальчик управления триммером;

2 — командному рычагу

6.3 Агрегаты системы прямого управления.

Система прямого управления иключает следующие агрегаты Командные рычаги управления. Они проектируются так, чтобы их отклонение соответствовало естественным движениям летчика (ручка от себя — самолет вниз, ручки влево — крен влево и т. д ) Перемещения рычагов выбираются так, чтобы их максимальные значения получались за счет движения только рук и ног (без изме­нения положения корпуса):

— движение ручки (колонки) от себя — 150—180 мм, на себя — 200—250 мм;

— движение ручки вправо-влево— 150—200 мм;

— движение штурвала вправо-влево—±50°;

— движение педалей вперед-назад — 70—100 мм,

Рис. 6.8. Командный рычаг управления креном и тангажом истребителя

1, 2 — шарниры, 3 — тяга управления рулем высоты 4 — труба;

б — тяга управления элеронами

При этом управление рулем высоты (тангажом) и элеронами (креном) осуществляется на легких самолетах одним командным рычагом — ручкой. Для обеспечения независимости управления по тангажу и крену при отклонениях ручки необходимо наличие двух степеней свободы. На рис. 6.8 показана одна из возможных схем командного рычага управления креном и тангажом истреби­теля

Для управления рулем высоты ручка отклоняется относительно шарнира 1 при неподвижной трубе 4. Для управления элеронами ручка отклоняется относительно шарнира 2 при неподвижной тяге 3.

На транспортных самолетах и самолетах бомбардировочной авиации, где необходимо создавать большие управляющие усилия, используются штурвальные колонки, перемещаемые двумя руками (рис. 149). Управление рулем высоты осуществляется за счет отклонения колонки относительно шарнира 1 и перемещения тяги 2. Управление элеронами осуществляется за счет поворота штурвала и соответствующего перемещения тросов 3, проходящих по оси цапф.

Рис. 6.9. Штурвальная колонка:

1 — шарнир; 2 — тяга управления рулем высоты, 3 — трос управления элеронами

На современных тяжелых самолетах колонки, требующие зна­чительного места для своего размещения, выносят за приборную доску кабины, выполняя их скользящими (с горизонтальной тру­бой).

Из этих же соображений находят применение спаренные ко­лонки управления, которые одновременно увеличивают жесткость продольного управления самолетом.

Для управления рулем направления (курсом) на всех типах(са­молетов используются ножные педали. На легких самолетах их обычно выполняют параллелограммного типа (рис. 6.10), а, на тяжелых самолетах — подвесного типа (рис. 6.11). В обеих Схе­мах перемещение педалей вперед-назад вызывает перемещение тяг (тросов), идущих к рулям направления.

Проводка управления. Она может выполняться жесткой, гиб­кой и смешанной.

Рис.6.10. Ножные педали параллелограммного типа:

1 — педали; 2 — тяга руля направления

Рис. 6.11. Ножные педали подвесного типа:

1-педали; 2 - тяга руля направления

Жесткий приводка (рис. 6.12) состоит из тяг 1, последова­тельно соединенных между собой, рычагов 2, качалок 3 и роликовых направляющих 4. Тяги прокладываются в роликовых направляющих (рис. 6.12, б) или на качалках-3. Во избежание заклинивания тяг при деформациях планера в полете прямолиней­ные1 участки (в роликовых направляющих) перемежаются свобод­ными звеньями с — с (рис. 6.12). На участках с роликовыми нап­равляющими для уменьшения износа тяги, контактирующие с ро­ликами, часто выполняются из стали. Для уменьшения веса эти тяги делаются короткими.

Рис. 6.12. Жесткая проводка управления:

а —схема прямого управления, б —роликовая направляющая, в — регулировочный нако­нечник тяги, 1 — тяги, 2 — рычаг, 3, 5 — качалки, 4 — роликовые направляющие, 6 — кон­трольное отверстие, 7 — ролики

Сами тяги подвергаются знакопеременным напряжениям сжа­тия и растяжения при отклонении рулей, а также испытывают зна­чительные вибрационные нагрузки, вызванные работой силовых установок, динамическими нагрузками при ^взлете и посадке. Для уменьшения вибрации тяг стремятся сдвинуть частоты собствен­ных колебаний тяг от резонансного режима.

Частота собственных колебаний тяг

(14.1)

где l—длина тяги, см;

Е-—модуль упругости, кгс/см²;

I—момент инерции, см⁴;

Е1—изгибная жесткость, кгс-см²;

т—погонная масса тяги, кгс*с²/см².

Частоту собственных колебаний тяг увеличивают за счет умень­шения длины тяг — l и увеличением момента инерции сечения тяги Для регулировки нейтрального положения рулей в процессе эксплуатации часть тяг выполняют с регулировочными наконечниками (рис. 6.12, б). Роликовые направляющие (рис. 6.12,6) служат опорами тяг, и расстояние между ними опре­деляет эффективную длину тяги l Ролики могут выполняться пласт­массовыми, стальными, дюралюминиевыми с регулируемыми в процессе эксплуатации зазором.

В местах поворота проводки управления устанавливаются рычаги 2 или качалки 5. Различают поддерживающие ка­чалки, исключающие касание проводки окружающие деталей и обшивки, и пере­ходные, изменяющие на­правление движения или пе­редаточное число.

Рис. 6.13. Принцип дифференциального отклонения элеронов:

а — зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки (угла отклонения элеронов); б — распределение подъемных сил по размаху крыла

На некоторых самолетах с повышенной поперечной устойчивостью для созда­ния достаточного кренящего момента необходимы боль­шие углы отклонения эле­ронов. На предпосадочном планировании (на больших углах атаки) отклонение элерона на большой угол вниз может привести к срывному режиму обтекания, а эффективность элерона, от­клоненного вверх, понижена (рис.6.13). В результате уменьшаются подъемные си­лы полукрыльев и кренящий момент. Необходимые вели­чины подъемных сил полу­крыльев в этом случае получают за счет дифференци­ального отклонения элеро­нов: вверх их отклоняют на больший угол, чем вниз. Для обеспечения дифференциаль­ного отклонения элеронов в проводку управления включают дифференциальные качалки (рис. 6.14), к одному из плеч которых тяга подходит под углом, меньшим чем 90°.

Рис. 6.14. Дифференциальная качалка

Гибкая (тросовая) проводка (рис. 6,15) включает тросы 1, секторные качалки 3, направляющие ролики 2 и тандеры 4. Тро­сы работают только на растяжение, поэтому гибкая проводка 1ребует установки двух тросов. Выполняются тросы диаметром 2,5—8 мм из стальных нитей с _в=170—240 кгс/мм².

Рис. 6.15. Гибкая (тросовая) проводка.

Секторные качалки 3 обеспечивают постоянство длины натянутого и ослабленного тросов, кроме того, они предотвращает вытяжку тросов и возникновение ударных нагрузок в тросах при перекладке рулей. Направляющие ролики (рис. 6.15, б) с углублением под тросы устанавливаются в местах поворота про­водки на шариковых подшипниках. Для обеспечения необходимой длины и натяжения тросо» при сборке н » процессе эксплуатации на отдельных участках прополки уетапаилшшются тандеры (рис. 6.15, в).

Каждая из проводок имеет свои положительные и отрицатель­ные стороны. Тросовая проводка легче жесткой, разрушающие напряжения плетеной стальной проволоки очень велики. Однако из-за вытяжки тросов в процессе эксплуатации появляются люфты в управлении и, как следствие, запаздывание в отклонении рулей при отклонении командных рычагов. Правда, предварительной вы­тяжкой удается уменьшить эксплуатационное провисание тросов, но тем не менее на маневренных самолетах используется в основ­ном только жесткая проводка, обладающая к тому же высокой боевой живучестью.

Недостатком жесткой проводки является потребность в боль­ших свободных объемах для ее размещения (в отличие от гибкой), поэтому ее часто выносят за обводы фюзеляжа, закрывая соответ­ствующими обтекателями.

В эксплуатационном отношении преимущество имеет жест­кая проводка. При изменении температуры удлинения дюралюми­ниевых тяг и фюзеляжа одинаковые, а стальных тросов и фюзе­ляжа различные. Действительно, при изменении температуры из­меняются и линейные размеры проводки и планера самолета:

где l—конечная длина детали, см;

l_о—начальная длина детали, см;

—коэффициент линейного расширения, 1/°С;

t°—температура детали, ° С.

Для деталей, выполненных из различных материалов, например дюралюминия и стали:

Так как

, а,

при

(например, полет на высоте 10км) и

м мм и трос может соскочить с роликовых направляющих. Это требует регулярного контроля за натяжением тросов, что обе­спечивается с помощью тандеров (рис. 6.15, 0). Кроме того, в процессе эксплуатации наблюдается износ и разрушение отдель­ных нитей тросов и роликов.

6.4 Схемы управления элевонами и дифференциальным стабилизатором

На некоторых самолетах отдельные рули выполняют двоякую задачу. Так, на самолетах типа «бесхвостка», не имеющих гори­зонтального оперения, рули на крыле — элевоны выполняют роль и элеронов, и рулей высоты. В первом случае они должны отклоyяться в разные стороны на полукрылъях, а во втором случае - в одну сторону. На самолетах с крылом изменяемой стреловидности при больших углах к схема поперечной управляемости с элеронами становится неэффективной (с увеличением х падает несущая способность крыла с элероном и уменьшается плечо, а следова телыю, и управляющий момент Мх.

Для поперечной управляемости на них используется дифферен­циально управляемый стабилизатор, половины которого отклоня­ются в одну сторону при управлении тангажом, и в разные сто­роны при управлении креном.

Рис. 6.6. Дифференциальный механизм!

1,2 — тяги отклонения половин руля

Для обеспечения дифференциального отклонения перечислен­ных рулевых поверхностей в проводку управления включают диф­ференциальные механизмы, например на командных рычагах, принцип действия которых ясен из рассмотрения рис. 66.

7 Системы полуавтоматического и автоматического управления

7.1 Назначение и принципиальная схема системы бустерного полуавтоматического управления самолётом.

Полет на больших около- и сверхзвуковых скоростях сопро­вождается резким увеличением шарнирных моментов, а следова­тельно, и усилий на командном рычаге управления. Вследствие этого прямое управление сверхзвуковым самолетом становится практически невозможным, так как средствами аэродинамической компенсации не удается уменьшить до нормированных величин усилия на ручке. Кроме того, при переходе через У=Укр эти уси­лия меняют свой знак, что исключает дозировку управляющих движений по усилиям. Также значительно растут усилия на ручке и на тяжелых дозвуковых самолетах, где применяются рули боль­шой площади. Таким образом, возникла необходимость уменьше­ния управляющих усилий за счет включения в систему управления силового привода, использующего для отклонения рулей (преодо­ления шарнирного момента) энергию от постороннего источника Такие системы управления со следящим силовым приводом и сово­купностью устройств, обеспечивающих требуемые характеристики управляемости самолета, называют системами непрямого управ­ления.

Принципиальная схема системы непрямого управления (рис. 7.1) включает командные рычаги управления, проводку управления, следящий силовой привод с источником энергии и ор­ганы управления.

Рис. 7.1, Принципиальная схема непрямого управления:

1 — рычаг управления; 2 —- проводка управления; 3 — узел крепления силового привода; 4 —распределительное устройство; 5 —магистрали питания; 6 — силовой привод; 7 — шток; 8 — руль; 9 — источник энергии

Летчик, отклоняя командный рычаг управления l, отклоняет не руль непосредственно (как при прямом управлении), а элемент распределительного устройства 4. Им может быть контакт потен­циометра или якорь сельсина (при электрическом силовом при­воде), золотник, заслонка, струйная трубка (при гидравлическом или пневматическом силовом приводе).

Энергия по магистралям питания 5 подается к силовому при­воду 6, который перемещает шток 7 и отклоняет руль 8, преодоле­вая усилие Рш=М_ш/h. В такой системе управления вся нагрузка с руля передается на силовой привод и с него через узел крепле­ния 3 на планер самолета. Летчик затрачивает лишь усилия, не­обходимые для преодоления сил трения в проводке управления 2 и перемещения элемента распределительного устройства. Так как каждому положению командного рычага управления / должно соответствовать определенное положение руля, силовой привод обязательно делают следящим за счет включения обратной связи между силовым приводом и распределительным устройством.

Для улучшения динамики управляемого движения в систему полуавтоматического управления включаются различного рода ав­томатические устройства.

Принципиальные схемы непрямого управления с такими уст­ройствами будут показаны ниже.

7.2. Гидравлический силовой привод

Наибольшее распространение в системах управления получили гидравлические следящие приводы — гидроусилители (бустеры).

Гидроусилитель предназначен для усиления сигналов управле­ния и отклонения органов управления самолета в соответствии с перемещением командных рычагов.

Гидроусилитель (рис. 7.2) состоит из силового цилиндра 4 и распределительного золотникового устройства /, направляющего поток жидкости по каналам с и с? в ту или иную полость цилиндра. Обратная связь осуществляется за счет размещения корпуса 2 зо­лотникового распределителя на штоке поршня 3 силового ци­линдра 4.

При взятии летчиком ручки на себя канал с (и полость Б сило­вого цилиндра) соединяется с магистралью давления гидросисте­мы, а канал д. (и полость А силового цилиндра) —с магистралью слива. За счет разности давления в полостях Б к А поршень, а с ним шток и nтяга, соединенная с рулем, начинают двигаться влево, отклоняя руль. Непрерывное перемещение штока (отклонение ру­ля) по (можно лишь в случае, когда открыты каналы с и d. Если летчик остановил ручку управления (а следовательно, и золотник), шток, смещаясь влево, надвинет корпус 2 золотника на золотник. По мере перекрытия каналов сии скорость движения штока начнет уменьшаться, а при полном закрытии каналов шток остановится. Руль окажется отклоненным на определенный угол соответственно положению ручки управления (золотника).

Рис. 7.2. Принцип устройства гидроусилителя: 1 — золотниковое устройство, 2 —- корпус, 3 — поршень; 4 — силовой цилиндр

В настоящее время применяется большое количество различных типов гидроусилителей. Это гидроусилители с подвижным штоком или подвижным корпусом, с цилиндрическим и плоским золотни­ковым устройством, крановым распределителем и др.

Для обеспечения надежного запирания каналов гидросистемы управляющим золотником и уменьшения утечки жидкости конст­руктивно предусматривается некоторое перекрытие (х₀) золотни­ком краев отверстий гидромагистрали (рис. 7.3,6). Это перекры­тие является причиной возникновения зоны-нечувствитель­ности системы управления, т. е. отклонение командного рычага не сразу вызывает отклонение рулей. Для уменьшения зоны не­чувствительности в конструкциях гидроусилителей применяется дифференциальный рычаг (рис. 7.3,а). При этом не­большое отклонение ручки на величину а вызовет значительное перемещение золотника (на величину в).

Рис. 7.3. Средства надежного запирания каналов гидросистемы:

а — система управления с дифференциальным рычагом; б — перекрытие золотнико­вых отверстий

В последнее время на тяжелых самолетах находят применение гидроусилители вращательного действия, применение ко­торых обеспечивает значительно большие мощности привода и по­вышенную жесткость силовой части проводки управления.

Недостатками бустерной системы управления является ее слож­ность и более низкая надежность по сравнению с прямой системой управления. Самым «капризным» элементом бустеров является управляющий золотник 4 (рис. 7.4). Для повышения его надежно­сти применяют дублирующий золотник 3 (на случай возмож­ного заклинивании). В бустерах устанавливаются дополнительные фильтры особо тонкой очистки гидросмеси. Наиболее эффективным способом повышения надежности системы управления явля­йся резервирование отдельных агрегатов и контуров, а также резервирование всей системы. Так, на современных самолетах ши­роко применяется дублирование питающей гидросистемы с по­мощью золотника 1. Кроме основной гидросистемы предусматри­вается одна, а то и две аварийные гидросистемы, в том числе одна работающая от автономного привода (например, ветряка). Широко применяются двухкамерные бустеры с питанием от неза­висимых гидросистем.

На легких маневренных самолетах при отказе всех имеющихся гидросистем предусматривается прямое управление рулями. В этом случае в конструкции гидроусилителя предусматриваются специальные устройства: клапаны кольцевания — 5 и фиксатор 2 золотника.

Рис. 7.4. Средства повышения надежности гидроусилителя:

1 — золотник включения дублирующих гидросистем; 2 — фиксатор золотника; 3 — дублирующий золотник; 4 — управляющий золотник; 5-клапан кольце­вания; 6 — основная гидросистема; 7 — дублирующая гидросистема

На современных тяжелых самолетах, где значительные шарнирные моменты не позволяют управлять рулями вручную, для повышения надежности системы управления рули разделяют на несколько секций, каждая из которых приводится отдельным бустером и специальной гидросистемой. Таким образом, при отказе одного бустера для управления самолетом остается действующая часть секций рулей, которые рассчитываются так, чтобы обеспечить возможность продолжения полета и аварийной посадки.

7.3. Агрегаты, формирующие усилия на рычагах управления.

Системы непрямого управления, построенные на схеме, изображенной на рис.15.2, на практике не могут быть использованы на самолете. Это объясняется отсутствием обратной связи по управляющему воздействию (по усилиям на ручке). Управлять самолётом, не ощущая усилий на рычагах управления, ориентируясь, только по их перемещению, практически невозможно. Обеспечи­вают эту связь при непрямом управлении либо за счет включении гидроусилителя по обратимой схеме, либо за счет искусственного создания усилий на командных рычагах управления с Помощью различного рода загрузочных механизмов.

Включение гидроусилителей по обратимой схеме (рис. 7.5) предусматривает передачу части усилия с руля на командный ры­чаг управления (чсрез точки 2-3-4-6'). Характер управления при такой схеме мало чем отличается от обычного прямого управ­ления. Однако обратимая схема оказалась рациональной лишь в узком диапазоне дозвуковых скорости полета. На сверх­звуковых скоростях знак шарнирного момента может измениться на обратный, особенно при использовании управляемого стабилизатора, из-за перемещения назад центра давления стабилизатора. Следовательно, и усилия на ручке изменят свой знак (вместо да­вящих тянущие), что делает управление самолетом невозможным.

Рис. 7.5. Включение гидроусилителей по обратимой схеме

Поэтому на современных сверхзвуковых самолетах гидроусили­тели включаются в систему управления по необратимой схе­ме (рис. 15.2), рассмотренной выше. Такая схема включения гид­роусилителей требует применения специальных загрузочных меха­низмов для формирования усилий на рычагах управления.

Загрузочные механизмы (ЗМ) выполняются пружинными, пнев­матическими и гидравлическими. Наибольшее распространение по­лучили пружинные загрузочные механизмы (одно-, двух-, трех-пружинные).

При отклонении простейшего однопружинного загружателя в ту или иную сторону летчик сжимает пружину и таким образом ":ощущает» усилие на ручке. Величина этого усилия пропорцио­нальна жесткости пружины и величине ее деформации (рис. 7.6). при таком загружателе изменение усилия на ручке будет пропорционально только величине отклонения ручки. При прямом же травлении усилия на ручке пропорциональны величине М_ш, т. е. висят от угла атаки, скорости полета (числа М). Так, например, полете на больших дозвуковых скоростях эффективность рулей увеличивается и требуются меньшие углы их отклонения. Следовательно, рычаг управления нужно отклонять незначительно и усиления, создаваемые загрузочным механизмом, окажутся малыми, летчику трудно будет правильно дозировать отклонение. Поэтому а самолетах, обладающих большим диапазоном скоростей полета, применяют загрузочные механизмы с нелинейной характеристикой (рис. 7.7). В этом трсхпружинном загружателе малые пружины имеют большую жесткость (крутую характеристику 2), а большая пружина — малую жесткость (пологую характеристику 1), причём большой пружине обеспечивают предварительную затяжку до Р₀ (рис. 7.7, б), благодаря чему при перемещении штока загрузоч­ного механизма на величину х<х пружина не деформируется. При малых отклонениях ручки сжимается вначале малая жесткая пружина, обеспечивая на этих режимах крутой рост усилия на ручке. При значительных отклонениях ручки (х_пр>х) вступает в работу более мягкая большая пружина.

Рис. 7.6. Включение загрузочного механизма

Увеличением числа пружин в пакете и соответствующей пред­варительной их затяжкой можно реализовать загрузочный меха­низм с большим числом изломов.

Иногда приемлемые характеристики загрузки командных рычагов обеспечиваются установкой не одного, а двух парал­лельных загрузочных механизмов: полетного и взлетно-посадочного. На взлете и посадке работает один загрузочный механизм. В полете на большой скорости (при увеличении эффек­тивности рулей) включается второй загрузочный механизм. На­грузки на командном рычаге увеличиваются, чем ограничиваются и предупреждаются резкие отклонения рулей и выход самолета на [ опасные перегрузки. Иногда подобные дополнительные загрузочные механизмы ставятся в канале управления курсом для ограничения отклонения руля поворота при больших скоростных напорах.

Рассмотренные пружинные загрузочные механизмы находят широкое применение в непрямых системах управления самолетами, главным образом в системах управления элеронами и рулем на­правления, но их установка в канал управления рулем высоты (стабилизатором) не позволяет получить удовлетворительный за­кон загрузки ручки (штурвала) с учетом перегрузки, числа М и высоты полета. Кроме того, загрузочные механизмы, имеющие характеристики с изломом, не позволяют летчику правильно до­зировать перемещения рычагов управления на режимах, соответ­ствующих местам излома характеристики. Все это привело к соз­данию ряда автоматов загрузки, вводящих коррекцию по скорост­ному напору, перегрузке, числу М полета.

Рис. 7.7. Загрузочный механизм с нелинейной характеристикой:

а — трехпружинный загрузочный механизм, б — харак­теристика трехпружинного загрузочного механизма: 1 — большой пружины, 2-малой пружины; 3 - область предварительной затяжки

На некоторых самолетах коррекция по скоростному напору и числу М (высоте полета) осуществляется с помощью автомата ре­гулирования загрузки (АРЗ), изображенного на рис. 7.8.

Рис 7.8. Включение автомата регулирования загрузки.

1 -командный блок. 2 - автомат регулирования загрузки; 3 - загрузочный механизм

Автомат регулирования загрузки представляет собой электро­механизм 2, который при изменении скоростного напора и высоты полета отрабатывает и изменяет плечо l. Тем самым изменяется загрузка ручки продольного управления самолетом. Сигнал на отработку электромеханизма поступает от командного блока 1.

Механизмы триммерного эффекта. Как известно, при длитель­ном полете на каком-либо режиме даже небольшие нагрузки на рычагах управления утомляют летчика. При прямом управлении уменьшение нагрузки на рычагах управления обеспечивается за счет отклонения триммеров (рис. 6.7). При непрямом управлении разгрузка командных рычагов управления легко осуществляется аи счет включения в систему механизма триммерного эффекта-МТ (рис. 7.9, а).

Рис 7.9. Включение механизма триммерного эффекта

а система непрямого управления с механизмом триммерного эффекта,

б – принцип действия механизма триммерного эффекта

Включая электродвигатель и изменяя положение точки в (рис 169 б) можно изменить и натяжение пружины загрузоч­ного механизма. Так, если ручка обжала пружину на величину а, а механизм триммерного эффекта сдвинет корпус загружателя влево на величину в=а, самолет будет балансироваться при нуле­вых усилиях на ручке управления.

С помощью механизма триммерного эффекта можно также осу­ществлять и управление самолетом (аналогично триммерам или серворулям). При чюм члскфоднигатель будет отклонять свобод­ную ручку, а с ней и всю проводку управления и рули.

7.4. Устройства, изменяющие передаточное отношение системы управления в полёте

Как известно, геометрические размеры рулей (управляемых стабилизаторов) выбираются из условия обеспечения достаточной их эффективности на посадке, когда скоростные напоры невелики, и на больших высотах при М>1. На малой же высоте при боль­шой скорости самолет становится слишком «строг» в управлении, так как требует небольших перемещений командных рычагов управления. Например, на одном из современных истребителей на малой высоте и скорости V=1000 км/ч изменение перегрузки п_у на единицу требует отклонения стабилизатора на угол  = 0,36°. Если при этом оставить передаточное число неизменным, потребуется отклонить ручку на величину x_в = 5 мм с тянущим усилием Рр = 0,6 кгс. Такие малые значения перемещений не позволяют летчику точно дозировать управляющие воздействия. Для устра­нения этого на самолетах применяют специальные устройства, поз­воляющие уменьшать передаточные отношения (увеличивать по­требное отклонение командного рычага) при полетах на таких режимах.

Простейшие механизмы нелинейной передачи механическим путем уменьшают передаточное число в зоне малых перемещений командного рычага. Это осуществляется различными способами. Так, например, в схеме с кулисным механизмом (рис. 710, а) не­линейность образуется за счет возрастания проекции т — т₁ на направление движения выходного звена.

Рис. 7.10 Кулисный механизм нелинейной передачи:

а —схема механизма, б — характеристика механизма, 1 — вход от команд­ного рычага управления, 2 — выход к гидроусичителю

Недостатком таких нелинейных механизмов является то, что изменение передаточного отношения зависит от положения ручки, а не режима полета.

Поэтому в продольном канале управления потребовалось при­менить специальные автоматы, регулирующие передаточное отно­шение (АРП) в зависимости от режима полета (рис. 7.11). Авто­мат 2< представляет собой качалку с изменяемой длиной плеч в (за счет перемещения штока исполнительного механизма). Сигнал на включение механизма вырабатывается в командном блоке 1.

Рис. 7.11. Система непрямого управления с автоматом, регулирующим переда­точное отношение 1 — командный блок АРП, 2 —автомат, регулирующий передаточное отношение

Применение двух различных автоматов (загрузки и переда­точного отношения) позволяет обеспечить практически любой за­кон управления (загрузки командного рычага и отклонения орга­нов управления) без ухудшения маневренных свойств самолета. Однако в этом случае требуются два отдельных исполнительных механизма со своими командными блоками.

Выше мы выяснили, что при увеличении скоростного напора необходимо увеличивать загрузку командного рычага (плечо l загрузочного механизма) и уменьшать передаточное отношение (плечо в). Таким образом, при изменении режима полета во всех случаях требуются противоположные по знаку законы изменения передаточного отношения и жесткости загрузочного механизма Это позволило совместить функции автоматов загрузки и переда точных отношений в одном механизме. Система непрямого управ­ления с таким автоматом регулирования управления (рис 7.12) позволяет при изменении режима полета одновременно изменять и величину загрузки командного рычага и передаточное отноше­ние (угол отклонения стабилизатора).

Использование единого автомата регулирования управления кроме очевидных достоинств имеет и недостатки.Единый исполни­тельный механизм огряничивает возможности автомата, так как и величина загрузки и передаточное число изменяются всегда од­новременно, что не соответствует точным потребным законам их изменения на всех режимах полета.

7.5. Автоматические устройства для улучшения динамических характеристик самолёта.

Демпферы тангажа, крена и рыскания. Увеличение скорости (V>а) и высоты полета ведет к ухудшению демпфирующих свойств самолета Формы современных сверхзвуковых самолетов (тонкий и симметричный профиль крыла и оперения, большие углы стреловидности, малые удлинения крыла) также ухудшают демп­фирующие свойства самолета, а соответственно и характеристики динамической устойчивости и управляемости.

Ухудшение затухания собственных короткопериодических ко­лебаний современных самолетов приводит к тому, что летчики пытаются гасить их соответствующими отклонениями рычагов уп­равления (рулей). Однако на сверхзвуковых скоростях и больших высотах полета увеличивается запаздывание реакции самолета на действие летчика Это, а также запаздывание реакции летчика на изменение режима полета чаще всего приводит к тому, что летчик, пытаясь погасить колебания, усиливает их Возникает задача — обеспечить демпфирование колебаний большой частоты (малых движений), на Которые летчик не в состоянии оказать влияние, причем сделать это надо автоматически

Сущность искусственного демпфирования состоит в создании дополнительных моментов (посредством органов управления), противодействующих вращательным движениям самолета (рис 7.13), Дли успешного выполнения задачи парирования колебаний самолет демпферы должны обладать большой чувствительностью н быстродействием.

Рис. 7.13. Принцип создания демпфирующих момен­тов за счет отклонения рулей:

а — демпфирование продольных колебаний рулем высоты;

б — демпфирование поперечных колебаний элеронами, в —

демпфирование путевых колебаний рулем направления

Конструктивно демпфер состоит (рис. 7.14) и,) грех частей: датчика угловой скорости (ДУС), усилительного блока (УБ) и исполнительного устройства — рулевого агрегата управления (РАУ).

Рис. 7.14. Система непрямого управления с демпфером колебаний само­лета

По сигналу, пропорциональному угловой скорости (ускорению), электромеханизм рулевого агрегата управления перемещает шток, а с ним и золотник гидроусилителя. Гидроусилитель в свою очередь отклоняет руль. При этом командный рычаг управления остается неподвижным (обеспечивается предварительной затяжкой пру­жины ЗМ). '

Включение демпфера в канал управления тангажом, креном и курсом ограничивает маневренные возможности самолета, так как демпфер всегда несколько отклоняет рули в сторону, противопо­ложную вращению самолета.

Для исключения «паразитного» отклонения руля при выполне­нии маневра в схему автомата демпфирования включают специ­альный фильтр.

Автоматы балансировки. Как известно, на самолетах со стрело­видным крылом в некотором диапазоне чисел М (от М1 до М2, рис. 7.15) может наблюдаться неустойчивость самолета по скорости. В этом диапазоне чисел М летчик вынужден отклонять ручку в непривычном для себя обратном направлении: при раз­гоне— на себя, а при торможении — от себя. При выполнении маневров с порог ручками и с торможением, если летчик не успеет отдать ручку от себя, смещение фокуса вперед создает значительный кабрирующий момент, растет угол атаки и перегрузка. Это явление называют скоростным подхватом. При нем быстро соз­дается аварийная ситуация-

Рис. 7.15. Зависимость балансировочного усилия на ручке от числа М полета и перегрузки

.

Неблагоприятный характер изменения усилия на ручке в об­ласти околозвуковых скоростей полета можно устранить установ­кой специального автомата балансировки по схеме демпфера (рис. 7.14). Исполнительный механизм (типа РАУ) такого авто­мата в этом диапазоне чисел М предупредительно отклоняет ста­билизатор независимо от положения ручки так, что летчик для сохранения балансировки .самолета вынужден продолжать откло­нять ручку в прежнем направлении (при разгоне —от себя, а при торможении — на себя).

Автомат продольной устойчивости. Как известно, при переходе самолета с докритической на сверхкритическую скорость полета фокус крыла самолета смещается назад (рис. 7.16) и, как след­ствие, увеличивается степень продольной устойчивости самолета по перегрузке.

Если на сверхзвуковом самолете выбрать центровку для обеспе­чения минимальной степени устойчивости на дозвуковой скорости (Х_т1 ), то на сверхзвуковой скорости устойчивость окажется излишне большой. Это приведет к ухудшению продольной управ­ляемости самолета и к большим потерям качества на балансировку

Рис. 7.16. Зависимость положения фокуса крыла самолета от числа М полета

.

Если же выбрать центровку, соответствующую минимально допустимой устойчивое и на сверхзвуковом режиме полета (Х_т2), то на дозвуковых скоропих спмолет окажется неустойчивым. Полет же на неустойчивом по перегрузке самолёте утомителен для летчика, ибо любое возмущение ведет к прогрессивному увеличению отклонения угла атаки о г исходного значения и летчик вынужден беспрерывно вмешиваться в управление. Обеспечение нормальной степени продольной статической устойчивости по перегрузке на различных режимах полета принципи­ально возможно тремя путями:

1. Изменением центровки самолета с помощью автомата центровки (например, перекачиванием топлива в специальный центровочный бак) при изменении режима полета (рнс. 7.17).

Рис. 7.17. Автомат центровки:

1— перекачивающий насос, 2—центровочный бак

3 Выбором центровки из условия обеспечения нормальной _степени продольной устойчивости на сверхзвуковой скорости (рис. 7.16), а на дозвуковом режиме полета применением автомата устойчивости (сдвинуть фокус самолета назад).

Принцип действия автомата устойчивости по перегрузке заклю чается в создании восстанавливающего продольного момент отклонением стабилизатора (руля высоты) в сторону прироста угла атаки а: при увеличении а стабилизатор отклоняется вверх, при уменьшении а— вниз (рис. 7.19). Отклонение стабилизатор I, пропорциональное углу атаки (перегрузке пу), эквивалентно смещению фокуса самолета назад.

Рис. 7 19. Принцип действия автомата устойчивости

В отличие от демпфера тангажа (рис. 15.14), у которого расход рулей на демпфирование равен ±(2 ч-5°), раздвижная тяга автомата продольной устойчивости (рис. 1520) должна иметь ли значительный ход для парирования изменений перегрузки. Сигнал на срабатывание РАУ поступает от датчика углов атаки («флюгарка») или акселерометра (датчик вертикальных ускорений — ДВУ),

Рис. 7.20. Система непрямого управления с автоматом устойчивости

Автомат путевой устойчивости.

Условием путевом устойчивости, как известно, является расположение бокового фокуса, сзади центра тяжести самолёта, что может обеспечивайся размещением в хвостовой части фюзеляжа киля. На сверхзвуковых скоростях полета снижается эф­фективность вертикального опе­рения, которая усугубляется еще и «затенением» киля фюзеляжем и крылом на больших высотах вследствие необходимости полета с большими углами атаки.

Улучшить путевую устойчи­вость только за счет увеличения площади киля затруднительно, ибо это ведет к увеличению раз­меров и веса киля на 50—60% и соответствующему смещению назад центровки самолета

Наибольший эффект дает си­стема повышения путевой устой­чивости с помощью автомата пу­тевой устойчивости. Принцип дей­ствия его заключается в созда­нии восстанавливающего путево­го момента за счет отклонения руля направления (аналогично автомату продольной устойчиво­сти). Датчиками автомата путе­вой устойчивости являются дат­чик угла скольжения  и датчик боковой перегрузки n_z.

Автомат поперечной устойчиво­сти. На современных самолетах со стреловидным и треугольным крыльями поперечная устойчи­вость на различных режимах по­лета значительно меняется. На дозвуковых скоростях полета при крене и последующем скольжении на опущенное полукрыло и меня­ются эффективные углы стреловидности и несущие «способности» полукрыльев (рис. 7.21) Чем больше полетный угол атаки, тем больше восстанавливающий момент крени (рис. 7.21, а). Это неблагоприятно сказывается на боковой устойчивости самолета (возникает колебательная неустойчивость). Для уменьшения поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки успешно используется установка крыла с от­рицательным углом поперечного V (рис. 7.21, г).-

Рис. 7.21. Зависимость поперечной устойчивости самолета от угла атаки, угла стреловидности и угла попереч­ного V крыла

а — зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки и угла стреловидности крыла б — изменение эффективного угла стреловидности крыла при скольжении. в — разность подъемных сил полукрыльев при скольжении крыла с положительным углом поперечного V; е — разность подъ­емных сил полукрыльев при скольжении крыла с отрицательным углом поперечного V.

Однако на околозвуковых скоростях полета (малых углах ₂) поперечная устойчивость самолета значительно уменьшается и мо­жет даже стать обратной по знаку. Причиной этого является не­симметрия развития волнового кризиса у левого и правого полу­крыла при скольжении (рис. 7.22). У опущенного полукрыла (выдвинутого вперед) из-за меньшего угла стреловидности ( — ) волновой кризис развивается на меньшем числе М.

И в диапазоне от М₁ до М₂ изменение величин подъемных сил ведет к изменению момента крена по знаку. Здесь наблюдается обратная реакция са­молета на «дачу ноги». Если у поперечного устойчивого самолета (на ЛКМ:) отклонение руля направления вправо вызывало пра­вый крен, то при М2>М>М] такое же отклонение руля вызовет левый крен самолета. Все это значительно усложняет управление самолетом.

Рис. 7.22. Зависимость коэффициентов подъемных сил

полукрыльев стреловидного крыла при его скольжении от числа М полета:

1 — зона прямой реакции на «дачу ноги»; 2— зона обратной реакции на «дачу ноги»

Желаемые характеристики поперечной устойчивости, а соответственно и поперечной управляемости на некоторых самолетах обес­печивают с помощью автоматов поперечной устойчивости, прин­цип действия которых аналогичен принципу действия автоматов продольной и путевой устойчивости самолета (рис. 7.20).

7.6. Комплексные системы автоматического управления

Непрерывное увеличение количества функций, выполняемых автоматическими устройствами, сопровождается увеличением раз­личного рода датчиков, преобразователей, вычислителей, исполнительных устройств и других элементов автоматического оборудования, причем некоторые автоматические устройства требуют установки одних и тех же датчиков, а исполнительные устройства (на­пример, раздвижная тяга) могут обслуживать ряд автоматов.

Поэтому в целях повышения надежности и уменьшения веса , пег и тематические устройства на современных самолетах объеди­няют в единую систему автоматического управления (САУ).

САУ (рис. 7.23) позволяет осуществить неавтоматическое, полуавтоматическое и автоматическое управление самолетом.

Неавтоматическое управление выполняет летчик, воздействующий на рычаги управления с помощью гидроусили­телей.

Автоматическое управление в целях безопасности полета осуществляется с помощью двух исполнительных устройств: рулевых агрегатов управления (РАУ) и механизмов триммерного эффекта (МТ), на которые подаются управляющие сигналы, вы­рабатываемые вычислителем (В). Кроме того, в продольный ка­нал включен автомат регулирования управления (АРУ). РАУ мо­гут работать как в автоматическом, так и в полуавтоматиче­ском режиме. Они контролируют сравнительно небольшой диапа­зон отклонения рулей и обеспечивают большую скорость их отклоне­ния (20—40 град/с).

Рис. 7.23. Комплексная система автоматического управления

Механизмы триммерного эффекта (МТ), вклю­ченные параллельно в проводку управления, при сравнительно не­большом быстродействии (2—4 град/с) позволяют использовать весь диапазон отклонения рулей. Вычислитель (В) получает сигналы от датчиков параметров движения и положения самолета (ДДПС), а также от систем наведения (СН) и систем навигации и посадки (СНП). В соответствии с заданным режимом работы (неавтома­тическим, полуавтоматическим, автоматическим) САУ обрабаты­вает поступающие сигналы и формирует управляющий сигнал, который подается на исполнительные устройства (РАУ и МТ) и на командно-пилотажные приборы (КПП). Между вычислителем и исполнительными механизмами устанавливается блок безопасно­сти (ББ). Он пропускает только те сигналы, которые не превы­шают предельно допустимые значения, и формирует управляющие сигналы, предупреждающие выход самолета на опасный ре­жим.

7.7. Возможные неисправности системы прямого управления и механической части системы непрямого управления.

В процессе эксплуатации системы управления с гибкой провод­кой тросы, работающие на растяжение, вытягиваются, натяжение их падает и жесткость проводки уменьшается. Кроме того, натя­жение тросов изменяется при изменении температуры воздуха. Поэтому в процессе эксплуатации требуется система­тический контроль натяжения тросов. Натяжение регулируется тандерами (рис. 615, в). На современных' самолетах для уменьшения натяжения тросов в проводку включают пружинные компенсаторы (рис. 7.24).

Характерными неисправностями троенного управления явля­ются:

— «заершенность» тросов (обрыв отдельных нитей) в ме­стах контакта их с направляющими роликами и гермовыводами (в стенках гермокабин);

— износ роликов и подшипников;

— срыв наконечников тандеров при их большом выходе из корпуса тандера. Для недопущения этого при регули­ровке натяжения необходимо через контрольные отверстия (рис. 6.15, в) следить за выходом наконечников.

Рис. 7.24. Система управления с пружинным ком­пенсатором

Как отмечалось выше, в системе с тросовым управлением к органам управления подводятся два троса. При ремонте или рег­ламентных работах необходимо исключить возможность обратного крепления тросов (перепутывания правого и левого троса), ибо это ведет к обратному отклонению рулей и тяжелому летному происшествию.

Жесткая проводка управления в процессе эксплуатации подвер­гается знакопеременным напряжениям и значительным статиче­ским и вибрационным нагрузкам. Под действием этих нагрузок возможно появление трещин на тягах, узлах, качалках и рыча­гах. При дальнейшей эксплуатации трещины могут привести к раз­рушению этих механизмов и тяжелому летному происшествию. Из-за некоторого эксцентриситета приложения нагрузки тяги при­жимаются к роликам, что ведет к износу тяг в процессе экс­плуатации.

Кроме того, для жесткой проводки характерны такие неисправ­ности, как повышенный люфт в проводке управления, разрушение подшипников в наконечниках тяг и в Качалках, срыв резьбы на­конечников тяг при их большом выходе из тяги (выход контролируется с помощью контрольного отверстия, рис. 6.12,0) и другие.

В системе управления триммерами наблюдается износ чер­вячной п'ары отклонения триммера, что на некоторых самоле­тах приводит к повышенному люфту триммера и триммерно-рулевому флаттеру.

7.8. Пути повышения надёжности полуавтоматических систем управления самолётом.

Насыщение систем управления современных самолетов различ­ными автоматическими устройствами, переход к бустерному управ­лению поставили перед конструкторами трудные задачи по обеспе­чению безопасности полета в случае отказа этих устройств.

Повышение безопасности полета на современных сверхзвуко­вых самолетах обеспечивается:

1) хорошими характеристиками устойчивости и управляемости на всех режимах полета самолета (как с помощью аэродинамиче­ской компоновки самолета, так и, главным образом, применением различного рода автоматических устройств);

2) сохранением надежности системы управления путем повы­шения надежности работы каждого из агрегатов; резервирования отдельных агрегатов и контуров; резервирования всей системы управления;

3) включением в систему управления специальных агрегатов и целых блоков безопасности, предупреждающих выход самолета на критические режимы.

Способы обеспечения необходимых характеристик устойчивости и управляемости самолетов рассмотрены выше. Однако следует отметить, что зачастую приходится отказываться от применения на самолете весьма полезных автоматов только из соображений невозможности защитить самолет от последствий выхода из строя этих автоматов. Так, например, замыкание цепи электродвигателя раздвижной тяги автомата демпфирования или устойчивости со­провождается уводом руля в крайнее положение на угол, контро­лируемый автоматом. Это особенно опасно при взлете и посадке и в момент потери самолетом устойчивости, например, по перегрузке. Обрыв цепи обратной связи автоматов демпфирования при их исправной работе ведет к нарушению пропорциональности угла отклонения руля угловой скорости самолета. Рули будут отклонять­ся на предельные углы, контролируемые автоматом, и раскача­ют самолет. Для повышения безопасности приходится «доверять» автоматам малые углы (2—3°) отклонения рулей.

При отказах АРУ (рис. 7.12) или АРП (рис. 7.11) в положе­нии штока на малом плече уменьшается диапазон углов отклоне­ния рулей, и их может «не хватить» при взлете и особенно при посадке.

Во всех этих устройствах приходится применять сложные схемы дублирования и компенсации ложных сигналов. Эффективным средством повышения безопасности полета при отказе автоматов и уводе рулевой поверхности является применение механизмов приведения отказавшего автомата (демпфирования, устойчивости, балансировки, АРУ, АРП и других) к нейтрали. Такой механизм срабатывает с помощью специальных концевых выключателей как только руль при «уводе» автомата отклонится на предельную вели­чину. Кроме того, для повышения надежности в одном канале управления устанавливают последовательно два и более автома­тов демпфирования.

На некоторых современных самолетах для обеспечения безопас­ности полета на случай отказа автоматических устройств предусмат­риваются специальные автоматы, ограничивающие выход самолета на опасные режимы полета. Так, для предотвращения выхода са­молета на закритические углы атаки и на максимально допустимую перегрузку устанавливают автоматы перегрузок. Па некоторых самолетах при приближении к критическому режиму полета по сигналу от датчика углов атаки такой автомат предупреждает летчика тряской ручки управления или специальным световым или звуковым сигналом. Если при этом летчик не дает ручку от себя, то это за него делает автомат.

На других самолетах измерительный блок ограничителя пере­грузок замеряет нормальное (акселерометром) и угловое (гиро­скопом) ускорения и при возрастании их выше определенного зна­чения мгновенно ставит стабилизатор (руль высоты или элевон) нейтрально. После этого у летчика есть время на принятие необходимого решения.

Как известно, самолеты со стреловидным и треугольным крылом обладают повышенной поперечной устойчивостью, особенно на больших углах атаки. И при появлении скольжения (в частности, при остановке одного из разнесенных по размаху крыла дви­гателей) быстро возникает большой кренящий момент, .который летчик зачастую не успевает парировать элеронами. Для парирования скольжения и возникающего крена на современных самолетах стали применять специальные автоматы скольжения (датчик — флюгер, измеряющий угол скольжения) и автоматы компенсации отказа двигателей (датчик следит за режимом работы дви­гателей давлением за турбиной). Исполнительные механизмы тих автоматов успевают отклонять руль направления и элероны в нужную сторону для парирования разворота и крена.

104

103

3

102

4

101

5

100

6

99

7

98

8

97

9

96

10

95

11

94

12

93

13

92

14

91

15

90

16

89

17

88

18

87

19

86

20

85

21

84

22

83

23

82

24

81

25

80

26

79

27

78

28

77

29

76

30

75

31

74

32

73

33

72

34

71

35

70

36

69

37

68

38

67

39

66

40

65

41

64

42

63

43

62

44

61

45

60

46

59

47

58

48

57

49

56

50

55

51

54

52

53