Глава 2. Система повышения безопасности полёта сос

3 2.1 Необходимость измерения и учета аэродинамических углов

Аэродинамические углы - угол атаки (α) и угол скольжения (β) определяют летные характеристики самолета. Их знание необходимо для пилотирования са­молета, особенно на предельных (критических) режимах полета. Например, при больших углах атаки возникает явление срыва воздушного потока на крыле, вы­зывающее резкое уменьшение подъёмной силы. В результате происходит потеря устойчивости самолета, сваливание в штопор. При наличии скольжения самолета плоскости крыла обтекаются "косым" потоком воздуха, а поэтому срыв потока и сваливание в штопор может произойти на меньшем угле атаки.

Таким образом, управление самолетом на предельных режимах полета требует от летчика повышенного внимания. Самым сложным и опасным из кри­тических режимов является режим по углу атаки - так называемый режим свали­вания.

Для определения углов а и р на самолетах устанавливаются датчики углов атаки (ДУА), датчики углов скольжения (ДУС), комбинированные датчики углов атаки и скольжения (ДУАС) и универсальные датчики аэродинамических углов (ДАУ).

Чувствительными элементами всех датчиков являются флюгеры, которые всегда устанавливаются по потоку воздуха. С осью флюгеров связаны движки потенциометров (см. рис.2.1).

Электрические сигналы, снимаемые с потенциометров, подаются в систе­мы - потребители аэродинамических углов (например, в систему автоматическо­го управления, системы вооружения), а также на указатели и сигнализаторы для визуального контроля летчиком.

Так как выход самолете на режим сваливания связан как с ошибками пи­лотирования на больших углах атаки, так и с действием возмущений, то необхо­димо автоматическое выдерживание ограничений по углу атаки.

Существует (вообще) три уровня автоматизации ограничений:

1. Сигнализация о нарушении ограничений;

2. Формирование "подсказок", направленных на предотвращение опас­ных последствий;

3. Вмешательство в процесс ручного управления и парирование

действий, ведущих к нарушению ограничений.

Ввиду очень большой опасности превышения допустимы! углов атака на современных самолетах устанавливаются системы, исполь­зующие все три уровня автоматизации ограничений по углу атака. К таким системам, например, относится система ограничения угла атаки (СОУА), которая устанавливалась на самолете МИГ-23.На самолете МШГ-29, являющимся базовым для нас, установлена система ограничительных сигналов СОС-3, также реализующая все три уровня автоматизации ограничений но углу атаки.

Рассмотрим более подробно систему СОС-3.

2.2 Назначение, состав и основные технические данные системы СОС-3

Система ограничительных сигналов СОС-3 предназначена для автомати­зации управления самолетом на критических по углу атаки режимах полета с целью более полного использования маневренных возможностей самолета. Это улучшает летно-технические характеристики самолета.

Состав системы СОС-3 рассмотрим на примере функциональной схемы (рис.2.2):

В состав системы СОС-3 входят:

1.БВК-1 - блок вычисления и коммутации;

2. ДАУ-72-1 - датчик углов атаки;

3. ДАУ-72-2 - датчик углов атаки;

4. ДП1-ЗМ - датчик перегрузок;

5. СЧМ-1-0.45 - сигнализатор числа М - 2 шт.;

6. СЧМ-1-0.8 - сигнализатор числа М;

7. ВК2-200Р - концевой выключатель - 2 шт.;

8. УАП-6 - указатель углов атаки и перегрузки;

9. КНР - кнопка "КОНТРОЛЬ СОС";

10.ТС-5М - табло светосигнальное - 2 шт.;

11.773700 - электрогидравлический распределитель (ЭГР1-ЭГР4) - 4 шт.;

12.773900 - электрогидравлический распределитель (ЭГР5);

13.Гидроцилиндр со штоком ограничения хода ручки управления.

Основные технические данные системы СОС-3:

1. Электропитание:

- постоянным током напряжением 27В;

- переменным током напряжением 36В 400Гц;

- переменным током напряжением 115В 400Гц;

2. Гидропитание - от общей и бустерной гидросистем.

3. Диапазон измерения:

- текущих углов атаки

- от -1,5 до +29;

- текущих значений вертикальной перегрузки - от -2 до +10 g.

4. Погрешность индикации:

- текущих углов атаки;

- не более + 1;

- текущих значений вертикальной перегрузки - не более + 0,3 g

(при климатических условиях, отличных от нормальных - соответственно +1,5 и +0,4 g).

5. Погрешность выдачи и снятия управляющих сигналов по углу атаки не превышает:

- в нормальных климатических условиях - +1;

- в отличных от нормальных условиях- +1,5.

6. Система имеет встроенный контроль.

7. Масса системы - не более 10,5 кг.

2.3. Принцип действия системы СОС-3

СОС-3 относится к числу автоматических систем ограничения угла атаки с активным вмешательством в управление за счет принудительного отталкивания с усилием 17 кг. ручки управления самолетом "от себя" (и одновременного от­клонения стабилизатора) при достиженшш допустимых для данного режима полета углов атаки. Благодаря этому, во-первых, обеспечивается наибольшая оперативность принимаемых мер по предупреждению опасных последствий, и во-вторых, летчик предупреждается о возможности возникновения опасно! ситуации без дополнительной информационной нагрузки.

Работа системы ограничения угла атаки улучшается также за счет откло­нения носков крыла (предкрылков) при увеличении угла атаки. Отклонение носков препятствует развитию процесса срыва потока с крыла, а следовательно при этом "отодвигается" граница сваливания и более полно используются манев­ренные возможности самолета.

Информация о работоспособности и режимах функционирования систе­мы СОС-3 высвечивается на светосигнальных табло и на универсальном сиг­нальном табло (УСТ) системы ЭКРАН. Текущее значение угла атаки выдается на стрелочный указатель УАП-6, установленный на приборной доске. На этот же указатель выдается текущее значение нормальной перегрузки.

Сигнал ограничения, формируется по упрежденному углу атаки (α_сраб), ко­торый определяется по текущему углу атаки (α) и его производной (α`) с учетом допустимого угла атаки (α_доп), зависящего от числа М полета. При этом для уп­рощения вычисления весь диапазон эксплуатационных чисел М разбит на три интервала:

Условие срабатывания системы по ограничению угла атаки следующее:

где:

Сигнал α в зависимости от режима полета пропускается через фильтры 4-го и 2-го порядка (соответственно W1, W2): α_сраб=W₁ ∙ α,

где

Если α`=const, то α<sub>сраб</sub> = α+0,3α`

Снимается сигнал ограничения угла атаки при выполнении условия:

.

Особенностью системы СОС-3 является то, что управляемые носки (предкрылки) отклоняются уже при α_сраб < α_доп. А именно, сигнал на отклонение носков выдается при M<0,8 и условии

,

где α₃=87º - заданный угол атаки.

Снимается сигнал отклонения носков (т.е. носки автоматически убираются) при М≥0,8 (независимо от угла атаки) или при условии:

.

Информация о текущих значениях параметров полета (α, n_y, М) и о положении отклоняемых носков крыла в виде электрических сигналов поступает в вычислитель системы. При нарушении допустимых условий полета вычислитель формирует в соответствии с приведенными соотношениями сигналы, которые вызывают резкое ограничение (перемещение) ручки управления самолетом. Это создает требуемое отклонение стабилизатора и, одновременно, предупреждает летчика о приближении к опасному режиму полета.

2.4. Работа системы СОС-3

Работу системы СОС-3 рассмотрим по функциональной схеме (см. рис.2.2) и поясняющей диаграмме (см. рис.2.3).

С целью повышения надежности системы и безопасности полета система СОС-3 резервирована (дублирована) по выполнению своей основной функции. Она имеет два канала выработки управляющих сигналов в вычислителе (см. схе­мы управления штоком в БВК на рис.2.2).Задублирована также и исполнительная часть СОС-3 за счет включения в каждый канал ограничения угла атаки по два электрогидравлических распределителя (Э1Т), рабочая жидкость к которым подводится от двух гидросистем: общей и бустерной.

Канал управления носками крыла не резервирован.

В полете система СОС-3 работает следующим образом. После взлета са­молета и уборки шасси включаются два концевых выключателя (ВК шасси) и на­пряжение от бортсети постоянного тока поступает в блок БВК и через него к дат­чикам угла атаки (ДАУ-72) и указателю угла атаки и перегрузки (УАП-6). В процессе полета от датчиков угла атаки, установленных по левому и правому бортам самолета, в блок БВК поступают электрические сигналы, соответствую­щие местным углам атаки (α₁ и α₂), а от сигнализаторов числа М (СЧМ) - сигна­лы, соответствующие указанным выше трем фиксированным диапазонам измене­ния числа М. Так как в процессе маневрирования обтекание корпуса самолета может быть несимметричным, то сигналы α₁ и α₂ могут быть различными.

Рис.2.4. Диаграммы совместной работы СОС-3 и АПУС.

Поэтому они поступают сначала в блок селекции, где сравниваются между собой, и больший из них в качестве текущего значения угла атаки (α_тек) посту­пает в блок (схему) управления носками и в указатель УАП-6. На указатель по­ступает, кроме того, информация о величине нормальной перегрузки (n_у).

Схема управления носками в зависимости от текущего угла атаки и числа М вырабатывает сигналы, которые подаются на ЭГР, управляющий положением носков: при М< 0,8 носки выпускаются (если ) или убираются (если ); а при М > 0,8 носки убираются независимо от величины угла атаки. При полете со скоростью, соответствующей числу М < 0,45, в блоке БВК формируется функция , величина которой сравнивается с . Если ,то из БВК подается питание на элек­тромагниты распределителей ЭГР1 и ЭГР2. Срабатывание электромагнитов при­водит к перемещению золотников этих распределителей и подаче, тем самым, рабочей жидкости от общей и бустерной гидросистем в полость толкателя гидроцилиндра (выход I). Толкатель воздействует на шток, шток через поворотную качалку системы управления самолетом отталкивает ручку управления ОТ СЕБЯ и одновременно отклоняет стабилизатор в положение . Отклонение стаби­лизатора приводит к уменьшению текущего угла атаки, а следовательно и к уменьшению величины При выполнении условия электромаг­ниты распределителей ЭГР1 и ЭГР2 обесточиваются, и шток гидроцилиндра под воздействием пружины возвращается в исходное положение (ручка управления самолетом и стабилизатор, естественно, тоже). Если при этом летчик продолжает увеличивать угол атаки (ручку НА СЕБЯ), то при произойдет повтор­ное автоматическое срабатывание системы и ограничение угла атаки. Тем са­мым самолет будет пилотироваться на углах атаки, близких к , что в итоге обеспечивает максимальное использование маневренных возможностей самолета на докритических режимах полета.

При полете со скоростью, соответствующей числу М в диапазоне от 0.45 до 0.8, и при достижении самолетом угла атаки, при котором , сигнал от блока вычисления и коммутации (БВК) поступает на электромагниты распре­делителей ЭГРЗ и ЭГР4. Соответствующий толкатель гидроцилиндра переме­щает шток в положение ВЫХОД II, которому соответствует положение ручки управления ОТ СЕБЯ, а стабилизатора - в положение , Электромагниты распределителей ЭГРЗ и ЭГР4 при этом обесточены. Таким образом, в этом диа­пазоне чисел М ограничение угла атаки будет производиться как бы более "интенсивно".

При полете со скоростью, соответствующей числу М > 0.8 носки автома­тически убираются, допустимый угол атаки () ограничивается величиной 15°, и при срабатывании системы стабилизатор устанавливается в положение = = -2° (то есть работают распределители ЭГР 1 иЭГР2).

Помимо указанного выше резервирования (дублирования) в системе СОС-3 приняты еще следующие меры, повышающие безопасность полета при отказе системы:

а) при отказе канала управления носками (когда самолёт достиг утла атаки, при котором выполняется условие на отклонение носков - , а разовой команды с концевых выключателей носков, сигнализирующей об их выпущенном положении, нет) в вычислителе формируется сигнал, снижающий допустимый угол атаки до 15º. Управляющий сигнал на ограничение угла атаки при этом вы­рабатывается в первом канале и подается на ЭГР1 и ЭГР2 (срабатывание кото­рых вызывает отклонение стабилизатора в положение ) при любом числе М;

б) если из-за неисправности системы шток после снятия сигнала с ЭГР не возвращается в нужное положение, то в вычислителе (на основе разовой команды от поворотного датчика положения штока) формируется разовая команда "УПОР СОС". При наличии этой команды после выпуска шасси на УСТ системы ЭК­РАН высвечивается надпись "УПОР СОС". Это предупреждает летчика о том, что при посадке могут ступенчато возрасти до 17кг усилия, необходимые для от­клонения ручки управления НА СЕБЯ;

в) при отказе одного из каналов системы на табло ТС-5М, расположен­ном на правом горизонтальном пульте, высвечивается надпись "НЕТ РЕЗЕРВА СОС". При отказе обоих каналов системы на соответствующий сигнализатор системы ТС-5М выдается сигнал "ОТКАЗ СОС".

Помимо системы СОС-3, безопасность и устойчивость полёта обеспечива­ется также автоматом АГГУС (из состава САУ-451 -03). Совместная работа СОС-3 и АПУС поясняется диаграммами на рис.2.4. Подробно работа АПУС будет рас­смотрена в главе 3 данного пособия.