Демпфер рыскания на самолете. Реферат по книге «Автоматическое управление полетом самолетов

Для улучшения характеристик бокового движения самолета и недопущения незатухающих колебаний типа «голландский шаг» в системе управления рулем направления установлен демпфер рыскания.

«Голландский шаг» (Dutch roll) появляется в результате относительно слабой путевой устойчивости и чрезмерной поперечной устойчивости самолета. Когда самолет вращается относительно продольной оси, самопроизвольно возникает скольжение в сторону опускающегося крыла, за счет возникающей боковой составляющей силы тяжести. Это сразу же приводит к возникновению момента поперечной устойчивости M x β , который стремится уменьшить возникший крен. На самолетах с высокой поперечной устойчивостью он может быть значительным.

В то же время возникает и момент путевой устойчивости M y β , стремящийся развернуть нос самолета в сторону возникшего скольжения. Поскольку на многих самолетах путевая устойчивость значительно слабее поперечной, то восстановление скольжения отстает от восстановления крена. Самолет по инерции проскакивает положение без крена и начинает крениться в противоположную сторону. Таким образом, самолет без вмешательства в управление будет совершать незатухающие колебания по крену и скольжению.

Демпфер рыскания искусственно увеличивает путевую устойчивость и таким образом предотвращает колебания.

Чувствительным элементом демпфера рыскания является двухстепенной гироскоп, реагирующий на угловую скорость ω y , относительно нормальной оси Y. Этот сигнал фильтруется и усиливается в зависимости от скорости полета по сигналу от компьютера, рассчитывающего высотно-скоростные параметры (Air Data Computer). Далее сигнал поступает на управляющий золотник демпфера (см. схему главного рулевого привода РН в разделе «Путевое управление»). Золотник управляет перемещением исполнительного привода демпфера, что смещает центр вращения первичного и вторичного суммирующих рычагов и, таким образом, суммируется с перемещением педалей от летчиков и приводит к перемещению штока главного рулевого привода руля направления.

При этом перемещения исполнительного привода демпфера на педали не передаются, и летчик не может тактильно ощущать работу демпфера. Для контроля за его работой выведен индикатор, показывающий отклонения исполнительного привода демпфера.

Удобный контроль на рулении: планка первоначально должна отклониться в сторону противоположную развороту. Затем планка может возвращаться в нейтраль или даже отклоняться в сторону разворота. Это объясняется сложным законом отклонения руля направления, когда руль реагирует на быстроизменяющуюся составляющую угловой скорости разворота и не реагирует на постоянную её составляющую.

При нормальной работе демпфера в полёте отклонения планки индикатора практически незаметны.

На самолетах новой комплектации с установленным интегрированным узлом связи (IFSAU) между САУ и самолетом (см. Система автоматического управления), при выпущенных закрылках сигнал демпфера усиливается на 29% для противодействия усиливающейся поперечной устойчивости. Кроме того, на 50% гасятся сигналы с частотой 8 герц для уменьшения вибраций и улучшения комфорта пассажиров.

Координированное скольжение

Координированное скольжение – это контрольный маневр, выполняемый при летных испытаниях самолета. Он позволяет выявить особенности боковой устойчивости и управляемости самолета, в частности взаимную эффективность поперечного и путевого управления. При его выполнении выдерживают прямолинейный полет на постоянной высоте и скорости с постепенным ступенчатым отклонением руля направления. Чтобы возникающее при этом скольжение не уводило самолет с прямолинейной траектории, создают крен в противоположную сторону. Таким образом, боковая составляющая силы тяжести будет компенсировать боковую силу от скольжения. В данном маневре путевой канал как бы борется с поперечным. Если нет прочностных ограничений, то отклонения рулей выполняются до полного расхода. Как правило, первыми становятся на упор педали, а поперечное управление ещё имеет запас. Но бывает и наоборот.

В отчете по расследованию катастрофы Боинга 737-200 3 марта 1991 года в районе Colorado Springs NTSB опубликовало результаты выполненных координированных скольжений на скорости 150-160 узлов в различной конфигурации закрылков от 40 до 10 градусов.

Рассматривался случай полного отклонения (непроизвольного увода) руля направления вправо на 25 градусов.

Таким образом, из таблицы видно, что увод руля направления в крайнее положение не опасен при закрылках, выпущенных в положение от 40 до 25 градусов. Кренящий момент от возникшего скольжения можно будет парировать отклонением штурвала на угол, соответственно от 35 до 68 градусов. Объясняется это резко возросшей эффективностью отклоняемых в полете интерцепторов (flight spoilers), которые срывают поток с закрылка на той половине крыла, которая должна опускаться.

При угле выпуска закрылков менее 25 градусов полного отклонения штурвала не хватает для парирования увода руля направления (на скорости эксперимента – 150-160 узлов). Так при закрылках 15 балансировка была достигнута только при d РН =23 градуса, при закрылках 10 - при d РН =21 градус.

Нижняя строчка таблицы не относится к координированному скольжению. В данном случае балансировка была достигнута при выполнении виража вправо с креном 40 градусов. Штурвал при этом был отклонен влево на полный угол, а уменьшение угла скольжения с 16 до 13 градусов достигается за счет появления демпфирующего путевого момента М Y w y от угловой скорости разворота.

Также в этом отчете есть информация о том, что поведенные исследования показали, что при уменьшении скорости до определенной величины, эффективности поперечного управления, с закрылками, выпущенными на 1 градус, становится недостаточно для парирования увода руля направления в крайнее положение. Данная скорость названа «скорость критической точки»(crossover airspeed).

Система автоматического управления

Система автоматического управления самолетом (AFCS) состоит из трех независимых систем: цифровой системы управления полетом (DFCS), демпфера рысканья (см. Боковая устойчивость и управляемость) и автомата тяги. Эти системы обеспечивают автоматическую стабилизацию самолета по тангажу, крену и скольжению и управление самолетом по сигналам радионавигационных средств, бортового навигационного компьютера (FMC), компьютера высотно-скоростных параметров (ADC) и стабилизацию курса.

Связь между цифровой системой управления и самолетом осуществляет в зависимости от комплектации самолета узел связи (AFC) или интегрированный узел связи (IFSAU). В зависимости от этого несколько меняется работа демпфера рысканья.

Автоматическое управление самолетом осуществляется посредством руля высоты и элеронов. На самолётах модификации «NG» может быть установлено автоматическое управление рулём направления.

Также происходит автоматическое снятие усилий со штурвала в продольном канале (с возвращением штурвальной колонки в нейтральное положение) путем перестановки стабилизатора. Автоматического снятия усилий в поперечном канале не происходит, поэтому запрещено пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов при включенном автопилоте. В этом случае рулевая машина автопилота будет пересиливать пружину загрузочного механизма (aileron feel and centering unit) и, при отключении автопилота, самолёт начнёт неожиданно для лётчика крениться.

Похожий случай произошел 6 сентября 2011 года в авиакомпании ANA, правда там лётчик непроизвольным отклонением механизма триммерного эффекта руля направления разбалансировал путевой канал, что привело к отключению автопилота и резкому кренению самолёта.

В полёте, при включенном автопилоте, штурвальная колонка и рулевое колесо должны стоять нейтрально. Это говорит об отсутствии усилий в проводке руля высоты и элеронов. Отклонение штурвальной колонки от нейтрали является признаком отказа управления стабилизатором или его ухода (runaway).

Отклонение рулевого колеса свидетельствует о поперечной (путевой) несимметрии самолета, неравномерной выработке топлива или несимметричной тяге двигателей. Техника триммирования бокового канала описана в разделе «боковая устойчивость и управляемость».

В случае полета с несимметричной тягой двигателей пилот должен отклонением педалей самостоятельно управлять путевым каналом. В противном случае точность выдерживания заданных параметров полета не гарантирована.

Отключение автопилота (DFCS) индицируется миганием красных ламп-кнопок «A/P P/RST» и звуком сирены, а отключение автомата тяги – только красными лампами-кнопками «A/T P/RST». Согласно отчета AAIB (Air Accidents Investigation Branch) о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года, отсутствие звуковой сигнализации отключения автомата тяги явилось причиной, способствующей инциденту. Во время захода на посадку при работе двигателей на режиме «Малый газ» автомат тяги отключился, что осталось незамеченным экипажем. На глиссаде снижения самолет потерял скорость до 82 узлов (на 20 км/час ниже V REF) и вышел на режим сваливания.

Кроме управления самолётом цифровая система управления полетом (DFCS) выдаёт на индикацию лётчикам отклонения директорных планок по крену и тангажу. Эти отклонения эквивалентны командам на рулевые машины автопилота. Поэтому, когда автопилот выключен, а лётчик пилотирует самолёт по директорным планкам, то он выполняет работу рулевой машины автопилота. Пилотирование по директорам значительно повышает точность выдерживания заданных режимов, но отучает лётчика от сканирования и анализа показаний приборов, то есть способствует деградации лётных навыков. Этому способствует политика авиакомпаний, которые во имя комфорта пассажиров запрещают своим пилотам летать с выключенными директорами даже в простых метеоусловиях. Проблема потери лётным составом навыков управления самолётом при выключенных средствах автоматизации неоднократно поднималась на международных конференциях по безопасности полётов, но воз и ныне там.

Полет самолета при несимметричной тяге

Рассмотрим поведение самолета сразу после отказа одного из двигателей и потребное управление (балансировку) для обеспечения прямолинейного полета с одним остановленным двигателем.

Пусть отказал левый двигатель. На самолет начнет действовать момент рыскания М У ДВ, разворачивающий его влево. Возникнет скольжение на правое крыло, следовательно, и момент крена Мх b в сторону крыла с остановленным двигателем. На рисунке показано примерное изменение углов скольжения и крена при остановке левого двигателя.

Поскольку поперечная устойчивость велика (особенно с выпущенными закрылками), то накренение будет происходить энергично, так что требуется немедленное вмешательство пилота. Для парирования кренящего момента, при работе двигателя на взлетном режиме, полного отклонения штурвала по крену недостаточно. Необходимо убрать скольжение рулем направления.

Рассмотрим, каковы условия балансировки в длительном полете с одним неработающим двигателем. Проанализируем два специфических случая балансировки в прямолинейном полете с остановленным двигателем: 1) без крена, 2) без скольжения, а также рекомендацию фирмы Боинг.

1. Полет без крена.

Для балансировки без крена требуется создать скольжение на левое крыло. Тогда к моменту от несимметричной тяги Му двиг прибавится момент от скольжения Му b . Их уравновешивание требует большого отклонения руля направления. Боковые силы от руля направления Z рн и от скольжения Z b будут действовать в противоположные стороны и при некотором угле скольжения уравновесятся. Поперечный момент Мх b будет компенсироваться моментами от руля направления Мх рн и элеронов Мх элер.

Казалось бы, для пилота прямолинейный полет без крена является наиболее приемлемым, но из-за большого потребного угла отклонения руля направления возрастает сопротивление самолета. Это ухудшает возможности самолета, особенно при отказе двигателя на взлете с большой массой и при высоких температурах.

Заметим, что хотя полет происходит здесь со скольжением, но шарик указателя скольжения расположится строго по центру. Дело в том, что аэродинамические силы в этом случае располагаются в плоскости симметрии самолета. Вообще говоря, данный прибор не является указателем скольжения, а является указателем боковой перегрузки. Боковая перегрузка возникает от нескомпенсированной аэродинамической силы Z, которая уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sing при полете с креном или центробежной силой при развороте самолета.

2. Полет без скольжения.

Разворачивающий момент от двигателя Му двиг балансируется моментом от руля направления Му рн. Боковая сила Z рн уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sing, при создании крена на правое крыло. Поперечный момент от руля направления Мх рн уравновешивается моментом от элеронов Мх элер. Заметим, отклонение элеронов в противоположную сторону, по сравнению с балансировкой без крена. Шарик в данном случае будет отклонен в сторону опущенного крыла, хотя скольжение будет отсутствовать.

Данный режим балансировки наиболее выгоден для энергетики самолета, поскольку обеспечивается минимальное сопротивление. Но точное выдерживание режима проблематично. Во-первых, у пилотов нет индикации угла скольжения, во-вторых, при изменении тяги работающего двигателя меняется разворачивающий момент, значит меняется потребное отклонение руля направления, соответственно меняется боковая сила руля направления, а значит и требуемый угол крена для его компенсации. Руководства по летной эксплуатации советских самолетов давали пилотам приблизительную цифру крена 3 - 5° на работающий двигатель.

Боинг дает другой критерий управления. Рассмотрим балансировочную диаграмму при отказе левого двигателя.

На ней цифрами 1 и 2 показаны рассмотренные случаи балансировки без крена и без скольжения. Вместе с тем существует бесконечное множество других балансировочных положений. Боинг рекомендует пилотам балансировать самолет с нулевым отклонением элеронов (level the control wheel). Пишется, что при этом наблюдается небольшой крен на работающий двигатель и шарик немного отклонен в ту же сторону. Как видно из балансировочной диаграммы, это положение является чем-то средним между двумя рассмотренными случаями балансировки. Его удобно выдерживать, поскольку для контроля «горизонтальности» штурвала необязательно даже смотреть в кабину и можно контролировать правильность положения руля направления тактильными ощущениями руки. Какая половинка штурвала опускается, значит в такую же сторону надо отклонить педали для балансировки. Точно такая же техника пилотирования при включенном автопилоте, поскольку педали от автопилота не управляются.

Отказобезопасность

Отказобезопасностью называется анализ влияния неисправностей на поведение самолета и возможность безопасного завершения полета.

При расследовании катастрофы 3 марта 1991 года NTSB оценил требуемые отклонения штурвала по крену для парирования следующих неисправностей системы управления:

1. Секция выдвижного предкрылка или предкрылок Крюгера не выпустились. В условиях турбулентности данный отказ, скорее всего, останется незамеченным.

2. Отказ демпфера рысканья с уводом руля направления на 2 градуса. (Максимальный угол отклонения руля направления от демпфера рысканья на сериях (300-500) - 3 градуса). Парирование требует отклонения штурвала на 20 градусов.

3. «Всплывание» интерцептора-элерона.

(Опущенный интерцептор удерживается в полете гидросистемой. Если система удержания интерцептора отказывает, то он, за счет разрежения над крылом, может приподняться над поверхностью крыла. Это называется «всплыванием».)

Парирование такого отказа требует отклонения штурвала на 25 градусов.

4. Заедание золотника рулевого привода руля направления, приведшее к отклонению руля на 10,5 градусов. Требует отклонения штурвала на 40 градусов.

5. Парирование асимметричной тяги двигателей с уводом руля направления на 8 градусов требует 30 градусов отклонения штурвала.

Общий вывод был сделан, что данные отказы не могут являться причиной потери управляемости самолета.

Недостатки самолета

С точки зрения вопросов, касающихся аэродинамики самолет имеет следующие недостатки:

1. Несмотря на то, что самолет оборудован флюгарками, информация о текущем угле атаки пилотам не выдается (за исключением некоторых комплектаций самолетов серий 600 и далее). Подача такой информации значительно бы помогла в случаях ненадежной работы компьютера высотно-скоростных параметров, ошибочного ввода информации о весе самолета в навигационный компьютер (FMC), выводе самолета из сложного положения, заходе на посадку с различными отказами механизации и т. п.

2. В законе управления двигателя отсутствует прямое ограничение режима двигателя при достижении максимально допустимой температуры газов за турбиной. Поэтому в процессе роста скорости на взлёте температура газов за турбиной непрерывно увеличивается и, при взлетах в жаркую погоду с большими взлетными весами, может превысить максимально допустимое значение. Это накладывает дополнительную нагрузку на экипаж по дополнительному контролю и ручной корректировке режима двигателей на разбеге и в процессе первоначального набора высоты. Что не способствует безопасности полета.

3. Самолет имеет чрезмерную поперечную устойчивость, особенно при выпущенных закрылках. Это усложняет его пилотирование и причиняет неудобства пассажирам на взлёте и посадке в условиях порывистого бокового ветра и при полете в неспокойной атмосфере.

В качестве примера по данному пункту подходит инцидент с Боингом 737-500, авиакомпании Международные авиалинии Украины 13 февраля 2008 года.

Выполняя посадку в Хельсинки при сильном порывистом боковом ветре, командир экипажа чрезмерно энергично парируя крен, возникший от порыва ветра, допустил касание законцовкой крыла о ВПП.

На самолётах модификации NG с winglet данный недостаток ещё более усилился.

По этой же причине самолет резко реагирует креном на возникающее скольжение при отказе двигателя на взлете. При этом полного отклонения штурвала по крену не достаточно для парирования кренящего момента и необходимо без задержки отклонить руль направления для парирования возникающего скольжения. В условиях видимости естественного горизонта эта задача решается, как правило, без проблем. Но в облаках или при ограниченной видимости решение этой задачи требует специальной тренировки и достаточно непросто для пилотов привыкших пилотировать по советской системе индикации – вид с земли на самолет.

4. Согласно отчета AAIB (Air Accidents Investigation Branch) о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года, полного отклонения руля высоты не хватило для парирования кабрирующего момента от двигателей. Выводя самолет из режима сваливания, экипаж вывел двигатели на режим, превышающий полную взлетную мощность. При этом тангаж самолета увеличился до 44 градусов, несмотря на то, что командир полностью отклонил штурвальную колонку от себя. В данном случае необходима помощь стабилизатора.

5. На самолётах модификации NG крейсерское число М полёта увеличилось и вплотную приблизилось к M MO . Однако повышенная инертность самолёта (за счёт большей массы) и алгоритм работы автомата тяги таковы, что возникает реальная угроза непреднамеренного превышения M MO в крейсерском полёте в неспокойной атмосфере при усилении встречной составляющей скорости ветра.

6. Сервокомпенсатор руля высоты (elevator tab), предназначенный для уменьшения усилий на штурвале при прямом (безбустерном) управлении самолётом, может провоцировать автоколебания проводки управления. Данные случаи отмечались 1 марта 2010 года http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/1_marta_2010_goda_brjussel/8-1-0-17

http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/povtornaja_proverka_servokompensatorov/8-1-0-15 .

Также вибрация сервокомпенсатора рассматривается, как одна из возможных причин катастрофы Боинга 737-800 в Бейруте 25 января 2010 года

В первых автопилотах канал курса стабилизирует курс самолета автоматически, отклоняя руль направления пропорционально отклонению текущего курса от заданного:

δ н = к 1 (ψ з - ψ) + к 2 dψ/dt, (6.3)

где δ н - угол отклонения руля направления;

ψ з, ψ - заданное и текущее значение курса;

dψ/dt = ω y - угловая скорость самолёта относительно оси Y (из датчика угловой скорости относительно вертикальной оси ДУС).

Чаще при развороте самолета на заданный курс управление осуществляет канал крена, потому что аэродинамика самолета такова, что при кренах самолёта происходит разворот его по курсу. Заданный курс устанавливается на задатчике курса (например ЗК-2, входящего в состав гирополукомпаса см. рис. 6.4). В задатчике курса формируется сигнал (ψ з - ψ) отклонения заданного курса ψ з, установленного кремальерой от текущего ψ, измеряемого гиродатчиком. В этом случае сигнал задатчика курса является основой для формирования управляющего сигнала для отклонения элеронов.

Рисунок 6.4 Лицевая часть задатчика курса ЗК-2

На самолетах, в которых имеется прибор навигационный плановый ПНП (см. рис. 6.5) и допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС, пилот может устанавливать заданный курс левой кремальерой с учетом угла сноса.

Рис. 6.5 Прибор навигационный плановый

В самолетах с электронными индикаторами заданный курс устанавливается ручкой HDG на пульте управления САУ и отображается на навигационном индикаторе и на пульте управления САУ.

Рис. 6.6 Задатчик и индикатор курса (HDG) на пульте управления САУ B-737

Рис. 6.6 Задатчик и индикатор курса (HDG) на пульте управления САУ А-320

Демпфер рыскания

Большая часть современных пассажирских самолётов имеет систему автоматического управления, в которой канал руля направления не управляет курсом самолёта, а лишь гасит колебания самолёта относительно вертикальной оси по углу рысканья, то есть канал направления является «чистым демпфером». Руль направления или отдельная его часть отклоняется рулевым агрегатом с помощью сигнала угловой скорости разворота самолета относительно вертикальной оси ω у = dψ/dt, поступающего с датчика угловых скоростей, и сигнала перегрузки n z , с датчика линейных ускорений. Закон управления имеет вид:

Канал направления может начать работать в качестве демпфера колебаний раньше, чем происходит включение САУ в режим автопилота «АП». Это может быть перед взлётом, который осуществляется в штурвальном режиме. Руль направления при этом управляется автономным демпфером рысканья (АДР, YD), который помогает пилоту управлять самолётом, подавляя раскачку колебаний по углу рысканья.

Лекция 7

7.1 Обеспечение устойчивости и управляемости самолёта при автоматическом полёте

Автопилоты, как правило, начинают работать после взлёта на высоте порядка 300 метров и отключаются перед заходом на посадку. Автопилоты отключаются также в случае отказа двигателя, болтанки, других сложных условиях. Это обусловлено тем, что автопилот не обеспечивает в этих режимах достаточного уровня устойчивости, управляемости и надёжности.

Развитие автопилотов и превращение их в системы автоматического управления связано с появлением режимов траекторного управления и автоматического захода на посадку. Для обеспечения этих режимов приняты дополнительные меры для повышения запаса устойчивости и управляемости самолёта и как следствие безопасности автоматического полёта на всех его стадиях. Эти меры в первую очередь сводятся к совершенствованию законов управления в режиме «АП» путём введения дополнительных сигналов для управления.

«АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ Допущено Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта России 8 качестве учебника для студентов вузов гражданской авиации...»

-- [ Страница 6 ] --

Реакция самолета на ступенчатое отклонение органов управления в продольном короткопериодическом движении была рассмотрена в разделе 3,3.2. Посмотрим, как изменится эта реакция, если в проводку управления самолета включен демпфер тангажа. Маневр самолета в продольной, плоскости совершается энергичным отклонением колонки штурвала на величину Дхв, при этом закон изменения Д§ = к ш. в Дх в близок к ступенчатому, т. е. Ах в (1) = 1 (I) Дхв и Ах в (р) = Ах в.

Рассмотрим реакцию самолета с демпфером тангажа на ступенчатое отклонение пилотом колонки штурвала. На этапе короткопериодического движения сформируются новые значения угловой скорости тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки:

(Дсо2)уст = Нт {рДхв(р)^(р)} = р-О

–  –  –

0. (6.49) Получим матрицу передаточных функций замкнутой системы «самолет-демпфер тангажа» по параметрам продольного короткопериодического движения на внешние возмущения

–  –  –

где переходная матрица определена выражением (6.23).

6.2. АВТОМАТИЧЕСКОЕ ДЕМПФИРОВАНИЕ КОЛЕБАНИЙ

ПО КРЕНУ

Демпфер крена (ДК) - средство автоматического управления, обеспечивающее демпфирование колебаний самолета по крену на всех этапах полета путем отклонения элеронов при возникновении угловой скорости крена.

Простейший демпфер крена реализует следующий закон управления элеронами:

Л5?"-кШхох; (6.51);

где Д5"- автоматическое отклонение элеронов демпфером крена от балансировочного положения; кщ -передаточный коэффициент по угловой скорости крена, показывающий, на каксШ угол должны отклониться элероны при изменении угловой скорости крена на Г/с (1 рад/с).

Другими словами, отклонение элеронов демпфером крена пропорционально угловой скорости крена.

Демпферы крена используют на самолетах с бустерной или электродистанционной системой управления элеронами. Их рулевые агрегаты включают в проводку управления по последовательной схеме, тогда общее отклонение элеронов от балансировочного положения А8Э равно сумме ручного отклонения элеронов пилотом посредством баранки штурвала Д8* и автоматического отклонения демпфером крена:

Д5Э = Д5? + Дб»". (6.52) Функциональная схема аналогового демпфера крена аналогична схеме демпфера тангажа (рис. 6.6). Отклонение элеронов А8^ создается пилотом путем перемещения баранки штурвала (БШ) на величину Ах, от балансировочного положения. С помощью дифференциальной качалки осуществляется суммирование этого сигнала с управляющим сигналом демпфера крена Д8^ к. Рулевой привод элеронов РП8Э формирует отклонение элеронов.

Работа демпфера крена аналогична работе демпфера тангажа, с той разницей, что при возникновении угловой скорости крена ю, датчик ДУС вырабатывает электрический сигнал им, пропорциональный этой скорости.

Вычислитель В вырабатывает управляющий сигнал ив согласно закону управления (6.47). Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение штока рулевого агрегата элеронов А8 *".

Влияние демпферов крена на поперечную устойчивость и управляемость.

Покажем, что с помощью демпфера крена улучшается степень поперечной статической устойчивости самолета т™". При отклонении элеронов демпфером появляется приращение коэффициента момента крена

–  –  –

МЗ Рис. 6.6. Функциональная схема аналогового демпфера крена Рис. 6.7. Переходные процессы в контуре угловой скорости крена и угла крена при отклонении пилотом элеронов:

а-свободный самолет; б-при включенном демпфере крена Убедимся в том, что с помощью демпфера крена улучшается динамическая устойчивость бокового движения.

На рис. 6.7 показаны переходные процессы, возникающие в результате ступенчатого отклонения пилотом элеронов на угол Д5 *. Демпфер крена уменьшает постоянную времени по угловой скорости крена Т™ Т Юх. Однако так как отклонение элеронов демпфером А5," вычитается из отклонения элеронов пилотом Лб, общее отклонение элеронов А5Э становится меньше. Это приводит к уменьшению установившегося значения угловой скорости крена (со?к)Уст по сравнению с управлением без демпфера, т. е. эффективность управления элеронами от штурвала уменьшается. Это является основным недостатком демпфера крена.

Управление элеронами пропорционально угловому ускорению крена оЬх в демпферах крена распространения не получило. Это объясняется тем, что такой демпфер крена, увеличивая эффективность поперечного управления, уменьшает демпфирование боковых колебаний.

6.2.2. Моделирование демпфирования колебаний по крену

–  –  –

Подставим уравнения выхода (6.64) и входа (6.65), а также законы управления (6.66) и (6.67) в уравнение состояния (6.63) и выполним преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях:

(р! - А^ - В?6 В6Д|)У66(р) = В^ В?6 АХ Э (р). (6.69) Получим вектор передаточных функций системы «самолет-демпфер крена» в быстром боковом движении самолета по угловой скорости и углу крена на отклонение пилотом штурвала при включенном демпфере крена

–  –  –

(6.72) Переходная матрица состояния (6.73) Определитель матрицы

–  –  –

Таким образом, демпфер крена уменьшает постоянную времени по угловой скорости крена Тт Т ш, но вместе с этим и коэффициент 8ДК и усиления 1ст" 1с.ш3. На рис. 6.8 представлена структурная схема замкнутой системы «самолет - демпфер крена». Сворачивая эту схему, можно получить передаточную функцию (6.76). Анализ этих передаточных функций показывает, что демпфер крена с законом управления (6.51) не влияет на их структуру, а лишь изменяет характеристики образующих звеньев.

Маневр самолета в боковой плоскости осуществляется энергичным отклонением пилотом штурвала на величину А х э. При этом закон изменения А53 = к ш э Ах э близок к ступенчатому, т.е. Ахэ(1) = 1 (1)Ахэ и Ах э (р) = = Ах э /р. На этапе быстрого бокового кренового движения произойдет формирование нового установившегося значения угловой скорости крена

–  –  –

Рис. 6.8. Структурная схема замкнутой системы «самолет-демпфер крена»

Перейдем от изображения Асох(р) к оригиналу:

Время переходного процесса 1йк, по истечении которого отличие угловой скорости крена от установившегося значения будет равно 5%, опредед./тда ляется из условия е " 7 " = 0,05. Отсюда 1ЙК - -1пО,05Т^ ^ ЗТ^. Таким образом, включение демпфера крена в проводку управления эл"еронами приводит к уменьшению времени переходного процесса, однако снижет эффективность поперечного управления.

6.3. АВТОМАТИЧЕСКОЕ ДЕМПФИРОВАНИЕ КОЛЕБАНИЙ

ПО РЫСКАНИЮ

–  –  –

Рис. 6.9. Функциональная схема аналогового демпфера рыскания чивость самолета неудовлетворительна. Исполнительные устройства сервоприводов демпферов рыскания-рулевые агрегаты включаются в механическую проводку управления по последовательной схеме. Поэтому общее отклонение руля направления от балансировочного положения А8 Н равно сумме ручного отклонения руля направления пилотом посредством педалей

А5 Р и автоматического отклонения руля направления демпфером рыскания:

А5„ = А5 р + А62 р. (6.84) Функциональная схема аналогового демпфера рыскания аналогична функциональным схемам демпферов тангажа и крена (рис. 6.9). Отклонение Р руля направления Д8 создается пилотом путем перемещения педалей П на величину Ах н от балансировочного положения. С помощью дифференциальной качалки осуществляется суммирование этого сигнала с управляющим сигналом демпфера рыскания Л5* р. Рулевой привод руля направления РПЬЯ формирует отклонение руля направления.

Рис. 6.10. Переходные процессы в контуре угловой скорости рыскания при отклонении пилотом руля направления:

а-свободный самолет; б-при включенном демпфере рыскания При возникновении угловой скорости рыскания соу датчик ДУС вырабатывает электрический сигнал и ш, пропорциональный этой скорости. Вычислитель В вырабатывает управляющий сигнал и в согласно закону управления (6.83) на вход сумматора С сервопривода руля направления С/75Н.

Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение штока рулевого агрегата руля направления А82 Р.

Влияние демпферов рыскания на путевую устойчивость и управляемость.

Покажем, что с помощью демпфера рыскания улучшается степень путевой т

–  –  –

|(ту"Г||т^|, (6-88) т.е. степень путевой статической устойчивости самолета с демфером рыскания выше, чем степень собственной путевой статической устойчивости самолета.

Покажем, что с помощью демпфера рыскания улучшается динамическая устойчивость бокового движения. На рис. 6.10, а представлены переходные процессы, возникающие в результате ступенчатого отклонения пилотом руля направления на угол А5Ц. Как видно из графиков рис. 6.10, б, демпфер рыскания уменьшает колебательность переходных процессов по угловой скорости и углу рыскания - уменьшаются период короткопериодических колебаний и время затухания. Так как отклонение руля направления демпфером Д8^р вычитается из отклонения руля направления пилотом А8 Р, общее отклонение руля направления А5 Н становится меньше. Это приводит к уменьшению установившегося значения угловой скорости рыскания р оу уст по сравнению с управлением без демпфера, т. е. эффективность управления рулем направления от педалей уменьшается.

Особенности законов управления демпферов рыскания. Разновидностями демпферов рыскания являются демпферы, реализующие следующие законы управления:

А5^ = Цю у = к й у рсо у, (6.89)

–  –  –

РИС. 6.11. Структурная схема демпфера рыскания АБСУ-154 В законе управления (6.89) управляющий параметр-угловое ускорение рыскания юу, получаемое дифференцированием в ДУС сигнала ю у. Изодромный фильтр Т Л р/(Т й р + 1) закона управления (6.90) реализуется в вычислителе блока "демпфера, например, с помощью КС-цепочки.

Законы управления демпферов рыскания (6.89) и (6.90) позволяют уменьшить неблагоприятное влияние демпфера рыскания на путевую управляемость. Это достигается возвращением штока рулевого агрегата в нейтральное положение, когда Ьу = 0, т.е. Д8Ц Р = 0 при со^руст = сопз1.

Поэтому противодействие демпфера пилоту прекращается и расход перемещения педалей для создания угловой скорости не изменяется. При этом, естественно, ухудшаются характеристики устойчивости.

Кроме уменьшения неблагоприятного влияния на путевую управляемость демпферы рыскания с законом управления (6.89) и (6.90) устраняют негативные последствия взаимосвязи движений по рысканию и крену. Так, в установившемся развороте с креном демпфер рыскания с законом управления (6.83) противодействует развороту отклонением руля направления при возникновении угловой скорости ю у. Фильтрация постоянной

Рис. 6.12. Структурная схема демпфера рыскания АСУУ-86

составляющей этой скорости законами управления (6.89) и (6.90) позволяет держать руль направления в нейтрали при совершении разворота и реагировать лишь на колебательность углового движения относительно постоянной составляющей скорости разворота.

Для дополнительного демпфирования самолета при заходе на посадку, когда скорость самолету мала и эффективность руля направления снижается, в закон управления (6.52) включается дополнительный демпфирующий сигнал, пропорциональный угловой скорости рыскания, (6.91) где Р азп принимает значение, равное 1 при включении режима автоматического захода на посадку (АЗП) и 0 во всех остальных режимах.

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управления (6.91), представлена на рис. 6.11. Таким образом осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью системы АБСУ-154.

На малых скоростях полета требуется дополнительное демпфирование самолета по рысканию при вхождении самолета в крен и при отклонении элеронов. Тогда в закон управления (6.90) включаются дополнительные сигналы, пропорциональные углу крена и углу отклонения элеронов, пропущенные через изодромные фильтры с постоянными времени Т^, и Т ^:

–  –  –

где Р,ак принимает значение, равное 1 при выпуске закрылков на угол 30° и 0 при убранных закрылках.

Датчиком сигнала, пропорционального углу крена, служит гировертикаль ГВ. Датчиком сигнала, пропорционального углу отклонения элеронов, служит датчик обратной связи рулевой машины автопилота. Датчиком выпуска закрылков является концевой выключатель КВ8ЫК.

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управления (6.92), представлена на рис. 6.12. Таким образом осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью системы АССУ-86.

Основной характеристикой боковой устойчивости самолета является степень путевой статической устойчивости по углу скольжения т§. Для ее увеличения и демпфирования боковых колебаний самолета в демпфере рыскания необходимо использовать сигнал, пропорциональный угловой скорости скольжения р\ Однако создание датчиков такого сигнала затруднено, поэтому используют следующую упрощенную зависимость угловой скорости скольжения $ от угловых скоростей рыскания и крена в горизонтальном полете с постоянным углом атаки а 0:

–  –  –

Рис. 6.13. Структурная схема демпфера рыскания ДР-62 Следовательно, для эффективного демпфирования колебаний самолета по углу скольжения необходимо в демпфере рыскания помимо сигнала, пропорционального угловой скорости рыскания, вводить сигнал, пропор* циональный угловой скорости крена. Тогда закон управления принимает следующий вид:

(6.94) где ^^ = Таким образом, анализ одного из простейших средств автоматизации бокового движения самолета показывает необходимость учета взаимодействия движений рыскания и крена.

Так как сигналы с ДУС, пропорционльные угловым скоростям, содержат помехи, то для их фильтрации применяется апериодический фильтр с постоянной времени Тф = 0,1 -=- 0,2 с.

Закон управления имеет вид + (6.95) ТШ„Р + 1 Передаточный коэффициент 1сш корректируется по положению закрылков (принимает большее значение при выпущенных закрылках и уменьшается при убранных).

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управления (6.95), представлена на рис. 6.13. Так осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью демпфера рыскания ДР-62.

6.3.2. Моделирование демпфирования колебанийпо рысканию

Рассмотрим модель быстрого бокового движения «чистого рыскания»

по угловой скорости рыскания и углу скольжения (4.23) при наличии управляющих воздействий пилота на педали и включенном демпфере рыскания. Модель содержит уравнение состояния, уравнения выхода и входа, закон управления рулем направления ручного контура и закон управления рулем направления ручного контура и закон управления демпфера рыскания:

Х 66 (1) = А д д Х д ^ Г) + В ^ Ц ^, (6.96)

–  –  –

На рис. 6.14 представлена структурная схема замкнутой системы «самолет-демпфер рыскания». Сворачивая эту схему, можно получить передаточную функцию (6.112).

Таким образом, демпфер рыскания с законом управления (6.83) не влияет на вид передаточных функций, но изменяет характеристики образующих их звеньев. Анализ выражений (6.114)-(6.118) показывает, что демпфер рыскания положительно влияет на характеристики колебательного звена передаточных функций. Постоянная времени Тр р уменьшается, частота собственных колебаний Юрр и относительный коэффициент затухания ^рр увеличиваются. Однако при этом уменьшаются коэффициенты усиления к " и к ".

д,„, р Для снижения негативного влияния демпфера рыскания на путевую управляемость сигнал угловой скорости соу в законе управления (6.90) пропускается через изодромный фильтр.

Рассмотрим работу демпфера рыскания с изодромным законом управления (6.90) по демпфированию колебаний различной частоты. Передаточная функция демпфера имеет вид

–  –  –

т. е. при высокочастотных колебаниях демпфер рыскания отклоняет руль направления пропорционально угловой скорости рыскания, что от него и требуется. При малых частотах колебаний демпфер рыскания начинает работать как дифференцирующее звено, так как при со -» О

–  –  –

Ч 1 -Когда (о -» 0, а юу -» сош1 и юу -» 0, выходной сигнал изодромного фильтра и управляющий сигнал демпфера рыскания будут стремиться к нулю. В результате при развороте с постоянной скоростью демпфер рыскания воздействовать на руль направления не будет.

Довороты самолета в боковой плоскости, а также устранение скольжения осуществляются энергичным отклонением пилотом педалей на величину А х н. При этом закон отклонения руля направления А5 Н = к ш. н Ах н близок к ступенчатому. На этапе быстрого бокового движения происходит формирование нового установившегося значения угловой скорости рыскания:

–  –  –

Выражение (6.127) определяет переходный процесс в боковом короткопериодическом колебательном движении самолета с демпфером рыскания при отклонении педалей пилотом. Анализ выражения (6.127) показывает, что оно аналогично выражению (6.43) для нормальной перегрузки. Динамические характеристики боковой устойчивости и управляемости определяются аналогично (6.44). Таким образом, включение демпфера рыскания в проводку управления рулем направления приводит к уменьшению колебательности процесса управления, однако снижает эффективность путевого управления от педалей.

Глава 7АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИИ УПРАВЛЯЕМОСТИ

Если самолет обладает неудовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости или эти характеристики существенно меняются по режимам полета, возникает задача их улучшения с помощью соответствующих автоматических средств.

В качестве средств автоматического улучшения устойчивости самолета применяют автоматы устойчивости, среди которых различают автоматы продольной устойчивости и автоматы боковой устойчивости. Их общей особенностью является отклонение руля при возникновении перегрузок относительно соответствующей связанной оси самолета.

Разделение средств автоматического демпфирования и улучшения устойчивости самолета на автоматы демпфирования и устойчивости достаточно условно, так как демпфирование и устойчивость-взаимосвязанные свойства самолета. Кроме того, на современных самолетах автоматы демпфирования и устойчивости комплексируются в единой системе и работают одновременно и согласованно.

Автоматическое улучшение управляемости самолета осуществляется путем отклонения рулей средствами автоматического управления при воздействии пилота на рычаги управления и изменения параметров короткопериодического движения самолета либо изменением кинематики системы управления рулями по режимам полета. "Благоприятное влияние автоматики на характеристики управляемости проявляется в улучшении качества и обеспечении стабильности переходных процессов выхода самолета на новый режим полета после целенаправленного воздействия пилота на рычаги управления. При этом сохраняются требуемые характеристики демпфирования и устойчивости.

В качестве средств автоматического улучшения управляемости самолета применяют автоматы управления, автоматы регулирования управления и загрузки, автоматы триммирования.

Среди автоматов управления различают автоматы продольного управления и бокового управления. Их общей особенностью является дополнительное к ручному автоматическое отклонение руля при воздействии пилота на рычаги управления. При наличии на самолете бустерной системы управления автоматическое отклонение руля суммируется с ручным отклонением руля посредством механической проводки. При наличии на самолете электродистанционной системы управления автоматическое отклонение руля суммируется с электродистанционным отклонением. Иногда автомат управления сам представляет собой электродистанционную систему управления и берет на себя все ее функции. На современных самолетах автоматы управления комплексируются с автоматами демпфирования и устойчивости в единой системе и работают одновременно и согласованно.

Среди автоматов регулирования управления различают автоматы регулирования продольного, путевого и поперечного управления. Аналогичным образом классифицируют автоматы регулирования загрузки. Общая особенность этих автоматов - обеспечение постоянства статических характеристик управляемости при изменении режимов полета путем воздействия на кинематику механической проводки управления.

7.1. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИПО ПЕРЕГРУЗКАМ

Устройство и работа автоматов продольной устойчивости. Автоматы демпфирования не полностью решают проблему улучшения пилотажных свойств самолета, так как компенсируют лишь недостаточное собственное демпфирование самолета. Вследствие действия внешних продольных возмущений, даже при включенном демпфере тангажа, у самолета могут измениться угол атаки и нормальная перегрузка. Поэтому необходимо сохранить исходный режим полета по углу атаки и нормальной перегрузке.

Для освобождения пилота от решения этой задачи служат автоматы продольной устойчивости.

Автомат продольной устойчивости (АПУ)- средство автоматического управления, обеспечивающее повышение устойчивости самолета по углу атаки и нормальной перегрузке на всех этапах полета путем отклонения Руля высоты при возникновении приращения угла атаки или избыточной нормальной перегрузки.

–  –  –

Рис. 7.1. Функциональная схема автомата продольной устойчивости Простейшие автоматы продольной устойчивости реализуют следующие законы управления рулем высоты:

1саДа, (7.1) (7.2) Д6» = к„ Дп„ ПУ где Д8* -отклонение руля высоты автоматом продольной устойчивости; Да = = (а - а0)- приращение угла атаки относительно опорного значения, имевшего место в момент включения автомата; Дпу = (пу - 1)-избыточная нормальная перегрузка; ка-передаточный коэффициент по приращению угла атаки, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при изменении угла атаки на 1°;

1сп -передаточный коэффициент по избыточной нормальной перегрузке, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при изменении избыточной нормальной перегрузки на единицу.

В связи с недостаточной точностью датчиков угла атаки и необходимостью создания специальных схем для запоминания опорного значения угла атаки закон управления (7.1) большого распространения не получил.

Поэтому обычно используется закон управления (7.2), который часто комплексируется с законом управления демпфера тангажа:

То есть отклонение руля высоты автоматом продольной устойчивости пропорционально угловой скорости тангажа и избыточной нормальной перегрузке.

Благодаря последовательному включению исполнительного устройства автомата в механическую проводку бустерной или электродистанционной системы управления рулем высоты при совместном управлении самолетом пилотом и автоматом полное отклонение руля высоты от балансировочного положения Д5В равно алгебраической сумме Д6В = Д8? + Дбв ПУ В состав автомата продольной устойчивости (рис. 7.1) входят датчик линейного ускорения ДЛУ, датчик угловой скорости ДУС, вычислитель ВАПУ и сервопривод руля высоты СЯ8В. Автомат продольной устойчивости работает следующим образом. При изменении нормальной перегрузки на вход вычислителя В с датчиков ДУС и ДЛУ поступают сигналы иш и ип. Сигнал ип преобразуется в сигнал и4п.

Эти сигналы суммируются согласно закону управления (7.3). Управляющий сигнал и0 вызывает отработку сервоприводом руля высоты. При ПУ отклонении руля высоты на угол А§„ возникает управляющий аэродинамический момент М.,.3, противоположный по знаку возмущению. Поэтому угловая скорость шг и избыточная нормальная перегрузка начнут уменьшаться, а вместе с ними и сигналы ию с ДУС и и с ДЛУ. Когда угловая скорость тангажа станет равной нулю"Ссо^ = 0), руль высоты все еще будет отклонен автоматом продольной устойчивости благодаря еще имеющемуся сигналу ип с ДЛУ (тогда как демпфер тангажа в этот момент возвращал руль высоты* в балансировочное положение). Поэтому угловая скорость тангажа саг поменяет знак и избыточная перегрузка Апу начнет интенсивно уменьшаться. Когда сигналы ии и ип уравновесят друг друга, АПУ вернет руль высоты в балансировочное положение. Дальнейшая отработка руля будет вызвана сменой знака суммы сигналов ит и и, что приведет к плавному возвращению самолета к исходной нор"мальной перегрузке.

Влияние автоматов продольной устойчивости на устойчивость и управляемость. Покажем, что с помощью автомата продольной устойчивости повышается степень продольной статической устойчивости по перегрузке.

Влияние демпферной части закона управления (7.3) на характеристики продольной устойчивости и управляемости показано в § 6.1. Рассмотрим влияние составляющей закона управления по избыточной нормальной перегрузке.

При отклонении руля высоты автоматом продольной устойчивости появляется приращение коэффициента момента тангажа Ат2 = т*1 А6*пу = т^-ЦАПу.

–  –  –

перегрузке, который в течение полета меняется в широких пределах. При* этом увеличение запаса устойчивости ухудшает демпфирование. Демпфег»ная часть закона управления (7.3) увеличивает коэффициент демпфирования Ьк и попутно способствует некоторому увеличению частоты собственных колебаний У К. Составляющая закона управления по перегрузке также увеличивает частоту У К. Таким образом, подбором передаточных коэффициентов кЮг и кДп удается снизить запас статической устойчивости по перегрузке, компенсируя смещение фокуса вперед обратной связью по перегрузке.

Другим важным преимуществом автоматов продольной устойчивости является их способность возвращать самолет к исходному режиму полета по нормальной перегрузке. При длительном возмущении появляется статическая ошибка в виде установившегося значения избыточной перегрузки Апу.уст. Поэтому АПУ с законами управления (7.2) и (7.3) называют статическими. Для ликвидации статической ошибки применяют более сложные законы управления, например с интегрированием сигнала с датчика ДЛУ.

Основной недостаток автомата продольной устойчивости уменьшение эффективности управления рулем высоты от колонки штурвала, так как отклонение руля высоты автоматом А6^пу вычитается из отклонения руля высоты пилотом А8§. Это приводит к уменьшению интенсивности вертикального маневра.

Устройство и работа автоматов боковой устойчивости. Демпферы крена и рыскания не могут противодействовать изменению угла скольжения и боковой перегрузки. Поэтому наряду с задачей демпфирования боковых короткопериодических колебаний возникает задача сохранения исходного режима полета по углу скольжения и боковой перегрузке. Особенно это актуально при развороте, когда пилот воздействует на элероны. Для противодействия возникающему при этом скольжению и связанной с ним боковой перегрузке пилот, наблюдая за указателем угла скольжения, отклоняет руль направления. Разворот при этом становится координированным. Для освобождения пилота от решения этой задачи служат автоматы боковой устойчивости.

Рис. 7.2. Переходные процессы в контуре угловой скорости тангажа и нормальной перегрузки при кратковременном внешнем возмущении:

а-свободный самолет; б-при включенном автомате продольной устойчивости Автомат боковой устойчивости (АБУ) -средство автоматического управления, обеспечивающее повышение устойчивости самолета по углу скольжения и боковой перегрузке на всех этапах полета путем отклонения руля направления при возникновении приращения угла скольжения или боковой перегрузки.

Простейшие автоматы боковой устойчивости реализуют следующие законы управления рулем направления:

А5*БУ = к р Ар, (7.4) А5* Б У =-к„п г, (7.5) где Д8*БУ-отклонение руля направления автоматом боковой устойчивости; Д() = = (Р - Ро)- приращение угла скольжения относительно опорного значения; Кр, 1сп-передаточные коэффициенты по приращению угла скольжения и боковой" перегрузке (пг0 = 0).

Невысокие точностные характеристики известных датчиков утла скольжения не позволяют широко применять закон управления (7.4). Поскольку углы скольжения обычно малы, то боковая перегрузка практически пропорциональна углу скольжения. Так как измерение боковой перегрузки не вызывает затруднений, закон управления (7.5) распространен более широко.

Обычно автомат боковой устойчивости объединяется с демпфером рыскания и имеет закон управления А5*БУ = к ю ш у - к п п г. (7.6) При совместном управлении пилотом и автоматом полное отклонение руля направления от балансировочного положения равно алгебраической сумме БУ Д8„ = А§Р + А5*.

Функциональная схема автомата боковой устойчивости аналогична схеме АПУ. Отличие заключается в том, что датчик угловой скорости ДУС ориентирован по измерительной оси ОУ, а датчик линейных ускорений ДЛУ-по измерительной оси О2. Вычислитель ВАБУ вырабатывает управляющий сигнал иа согласно закону управления (7.6) на основе сигналов иш и и п. Автомат содержит сервопривод руля направления СШН. Работа АбУ аналогична работе АПУ.

Влияние автоматов боковой устойчивости на устойчивость и управляемость. Покажем, что с помощью автомата боковой устойчивости повышается степень путевой статической устойчивости по углу скольжения т,.

Демпферная часть закона управления (7.6) обеспечивает увеличение степени путевой статической устойчивости по угловой скорости рыскания т™".

Рассмотрим влияние составляющей закона управления по боковой перегрузке.

При отклонении руля направления автоматом боковой устойчивости появляется приращение коэффициента момента рыскания Ат у = ту" Д8нБУ = - ту"кп п г.

–  –  –

Известно, что при малых углах скольжения пг = - кПгЛр, где кп -коэффициент пропорциональности. Тогда приращение частной производной коэффициента момента рыскания по углу скольжения

Следовательно, при включенном автомате боковой устойчивости:

–  –  –

Анализ влияния автомата боковой устойчивости на динамические ха-, рактеристики бокового движения аналогичен проведенному анализу для АПУ. Недостатком автомата боковой устойчивости является уменьшение эффективности путевого управления.

Особенности законов управления автоматов продольной и боковой устойчивости. Для обеспечения астатизма управления при длительных внешних Рис. 7.4. Структурная схема автомата боковой устойчивости

–  –  –

Тогда в законе управления (7.8) вместо сигнала угловой скорости соу следует использовать ее производную оу для сохранения демпфирующих свойств автомата (рис. 7.4). Так обеспечивается улучшение путевой устойчивости с помощью систем САУ-62 и САУ-86.

7.2. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ

И УПРАВЛЯЕМОСТИ

Автоматы продольного управления (АПУ)-средства автоматического управления, обеспечивающие улучшение продольной управляемости самолета на всех этапах и во всех режимах полета путем отклонения руля высоты при воздействии пилота на колонку штурвала.

Простейший автомат продольного управления реализует следующий закон управления рулем высоты:

А5*пу = к х Дх в, (7.9) где Д5^ПУ-автоматическое отклонение от балансировочного положения руля высоты автоматом продольного управления; !сх -передаточный коэффициент по отклонению колонки штурвала, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при перемещении пилотом колонки штурвала от балансировочного положения на 1 мм; Ахв-отклонение пилотом колонки штурвала.

–  –  –

Последовательное включение исполнительного устройства автомата в механическую проводку бустерной или электродистанционной системы управления рулем высоты позволяет суммировать отклонения руля высоты пилотом и автоматом.

Рассмотрим функциональную схему аналогового автомата продольного управления, включенного в бустерную систему управления (рис. 7.5). В состав автомата входят датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик линейных ускорений ДЛУ, датчик положения колонки штурвала ДП, вычислитель В и сервопривод руля высоты С778В. Вычислитель и электронная часть сервопривода образуют электронный блок автомата БА в канале руля высоты.

Автомат продольного управления работает следующим образом. При отклонении пилотом колонки штурвала КШ датчик ДП вырабатывает электрический сигнал и Д х, пропорциональный Лх„. Этот сигнал преобразуется в вычислителе В согласно закону управления (7.11) в сигнал и0, который вызывает отработку сервоприводом руля высоты. Полное отклонение руля высоты Д5В равно А8§ + А5вкПУ.

Отклонение руля высоты вызовет появление управляющего аэродинамического момента М28, который изменит угловую скорость тангажа юг и избыточную нормальную перегрузку Дпу. Сигналы, пропорциональные этим параметрам ищ и иДп поступят с датчиков ДУС и ДЛУ на вычислитель и вызовут уменьшение сигнала ив. Тогда сервопривод вернет шток рулевого агрегата в нейтральное положение. В это время угловая скорость тангажа сог и избыточная перегрузка Ап у примут новые установившиеся значения, пропорциональные отклонению руля высоты пилотом с помощью колонки штурвала. При возвращении пилотом колонки штурвала в балансировочное положение все процессы повторяются в обратном порядке.

Влияние автоматов продольного управления на характеристики управляемости самолета. Автоматы демпфирования и устойчивости обладают одним общим недостатком -снижают эффективность ручного управления самолетом, увеличивая градиенты перемещений (х^)дт и усилий (РЦ")ДТ на колонке штурвала. Поэтому демпферная составляющая кга юг и составляющая перегрузки к п Дп у законов управления (7.10) и (7.11) вызывают тот же эффект. Использование сигнала Ах в в АПУ приводит к увеличению значения коэффициента штурвала в силу того, что А5В = А5 + А5*пу = к ш. в Ах в + кю ю2 + к Пу Ап у + к х Ах в = = 14.вАхв + кт1сог + к„;Апу, где к"ш.в = 1сш.в +)сх_.

Такое увеличение коэффициента штурвала компенсирует уменьшение градиентов перемещения и усилий, так как = (хв*)Дт (ХВ")АПУ = г г Таким образом, автомат продольного управления позволяет сохранить статические характеристики продольной управляемости в заданных пределах.

Влияние автомата продольного управления на динамические характеристики видно из рис. 7.6. Демпферная часть закона управления автомата обеспечивает уменьшение колебательности короткопериодического движения по угловой скорости тангажа, делая его почти апериодическим.

Составляющая закона управления АПУ, пропорциональная отклонению колонки штурвала Ах в, обеспечивает равенство установившегося значения Рис. 7.6. Переходные процессы в контуре угловой скорости тангажа при ступенчатом отклонении руля высоты:

°- свободный самолет; б-при включенном автомате продольного управления.| Рис. 7.7. Структурная схема автомата продольного управления

–  –  –

где Дх в6ало -постоянное отклонение колонки штурвала, характерное для данного;

самолета; Дх в6ал -отклонение колонки штурвала из нейтрального положения в балансировочное; хв"зад-заданный для данного самолета градиент перемещения колонки штурвала на единицу нормальной перегрузки.

Величины Ах„.6ал 0 и \1"зш являются постоянными и реализуются в вычислителе в виде соответствующих опорных напряжений. Для измерения отклонения колонки штурвала из нейтрального положения в балансировочное устанавливают.дополнительный датчик положения (ДП). Наиболее просто сигнал, пропорциональный Ах„ 6ал, можно получить, измеряя отклонение штока механизма эффекта триммирования. Механизм используется пилотом для снятия усилий с колонки штурвала и ее перемещения в балансировочное положение. Тогда в функциональной схеме рис. 7.5 появляется еще один ДП с электрическим выходом и Дхбая.

Автомат с законом управления (7.12) позволяет сохранить постоянство статических характеристик продольной управляемости самолета в различных режимах полета. Так обеспечивается улучшение продольной устойчивости и управляемости с помощью системы САУ-154 (рис. 7.7).

Пример 7.1.

Рассчитаем характеристики управляемости самолета с автоматом продольного управления, имеющим закон управления (7.12) для исходных данных примеров 3.1, 3.2 и 6.1.

–  –  –

(Х"ОАПУ = ОцХ/О - Ч) = - 145 мм" РВ")АПУ = (Х^АПУ?*" + Р0 = 214 Н.

В конце полета Дб,.^ = - 8°, Ах в6ал. 0 = - 20 мм, (ХВ")АПУ = - 126 мм, (Рвп)дпу = 191 Н.

Таким образом, автомат продольного управления существенно снизил разброс значений характеристик управляемости по режимам полета, сделав их практически постоянными. Так, градиент перемещения колонки штурвала теперь меняется от -145мм в начале полета до -126мм в конце полета, а градиент усилий на колонке штурвала меняется от 214 Н в начале полета до 191 Н в конце полета, что практически незаметно для пилота.

Влияние отказов автомата продольного управления на управление продольным движением. Пассивный отказ автомата продольного управления по сигналу Ах в приводит к прекращению отработки руля высоты через контур автоматического управления при воздействии пилота на колонку штурвала. Эффективность продольного управления самолетом падает, градиенты перемещений и усилий на колонке штурвала возрастают.

Полный пассивный отказ автомата, комплексированного с демпфером тангажа, приводит к снижению эффективности демпфирования продольных короткопериодических колебаний и возрастанию эффективности продольного управления.

Активный отказ автомата продольного управления аналогичен активному отказу демпфера тангажа и сопровождается отработкой штока рулевого агрегата на максимальный ход, ограниченный концевыми выключателями. Ограничение хода штока рулевого агрегата АПУ сказывается на эффективности продольного управления, особенно при вертикальном маневре, когда часть рабочей зоны отклонения руля высоты расходуется демпферной составляющей автомата.

Цнфроаналоговые автоматы продольного управления. Ужесточение требований к характеристикам продольной устойчивости и управляемости самолета и, как следствие, усложнение законов управления АПУ привели к необходимости реализации автоматов на цифроаналоговой схемотехнике.

В состав автомата входят датчики положения колонки штурвала ДП, угловой скорости тангажа ДУС и нормальной перегрузки ДЛУ, аналоговый блок управления БУ, цифровой вычислительный блок устойчивости и управляемости БВУУ и рулевой агрегат высоты РАЬЬ (рис. 7.8).

Формирование закона управления осуществляется одновременно в аналоговом вычислителе Б блока управления БУ и цифровом вычислителе БВУУ. При этом аналоговый закон управления реализует функции автомата продольной устойчивости по сигналам нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа.

Цифровой закон управления выполняет собственно функции АПУ по сигналам отклонения колонки штурвала, а также сигналам и разовым командам от смежных систем и датчиков. Сигналы с датчиков ДП, ДУС и ДЛУ- напряжения постоянного и переменного тока иДх, иИ1 и иДп. Часть Рис. 7.8. Функциональная схема цифроаналогового автомата продольного управления АСУУ-96 сигналов со смежных датчиков также имеет аналоговую форму. Ряд сигналов со смежных систем поступает в виде последовательного биполярного кода. Разовые команды подаются в виде напряжения постоянного тока 27 В.

Аналоговые сигналы и разовые команды преобразуются в БВУУ к цифровому виду. Управляющее воздействие формируется в цифровом виде с последующим преобразованием в аналоговый сигнал и а ». Этот сигнал подается в блок управления, где суммируется с управляющим сигналом ист. аналогового контура. Сервопривод АПУ СП5В формирует отклонение руля высоты А5^ПУ. В случае отказа цифрового контура продолжает работать аналоговый контур с сохранением основных функций демпфирования колебаний самолета по тангажу и устранения избыточной перегрузки.

Управляющее воздействие АПУ А8в пу суммируется с управляющим воздействием ручного контура А5В электродистанционной системы управления по усилию на колонке штурвала.

В обобщенном видб закон управления такого АПУ выглядит следующим образом:

–  –  –

АНУПС СТ = Составляющая закона управления по угловой скорости тангажа а™" обеспечивает демпфирование колебаний самолета по тангажу. Составляющая закона управления по избыточной нормальной перегрузке аЛп улучшает продольную устойчивость самолета. Составляющая закона управления по отклонению колонки штурвала а**" улучшает продольную управляемость самолета, причем передаточный коэффициент 1сх корректируется по углу отклонения стабилизатора ф, а сигнал Дх„ пропускается через апериодический фильтр с постоянной времени Тх.

Составляющая закона управления по приращению угла атаки аЛа обеспечивает улучшение продольной устойчивости и ограничение угла атаки при убранных закрылках. Требуемое значение угла атаки а0 корректируется по числу М. Передаточный коэффициент корректируется по разности Да = а - а0 и числу М.

Составляющая закона управления ст" обеспечивает ограничение скорости полета самолета путем дополнительного отклонения руля высоты при изменении числа М при убранных закрылках.

При включении автомата непосредственного управления подъемной силой (АНУПС) формируется составляющая закона управления аАНУПС, которая корректируется по отклонению колонки штурвала, избыточной перегрузке, приращению угла атаки и управляющему воздействию вычислительной системы управления полетом.

Назначение и особенности формирования этой составляющей будут рассмотрены в гл. 8.

При включении системы активного демпфирования (САД) формируется составляющая закона управления а^Д, которая корректируется по избыточной нормальной перегрузке. Назначение и особенности формирования этой составляющей будут рассмотрены в гл. 8.

Так обеспечивается улучшение устойчивости и управляемости продольного движения с помощью системы АСУУ-96 (рис. 7.9).

Распространен также вариант реализации цифроаналогового АПУ (рис. 7.10) без суммирования управляющих воздействий аналогового и цифрового контуров.

Отличие этой схемы заключается в том, что основным контуром управления является цифровой. Аналоговый автоматический контур, а также ручной контуры подключаются к сервоприводу электродистанционной системы управления только при отказе цифрового контура. Контроль и коммутация производятся в аналоговых блоках управления и контроля (БУК).

Рис. 7.9. Структурная схема цифроаналогового автомата продольного управления АСУУ-96

–  –  –

те. 7.11. Структурная схема цифроаналогового автомата про^ ольного управления СШУ-204

В обобщенном виде закон управления такого А!1У выглядит следуюим образом:

–  –  –

Так обеспечивается улучшение устойчивости и управляемости с помощью системы АСШУ-204 (рис. 7.11).

7.2.2. Моделирование улучшения продольной устойчивости и управляемости Реакция самолета на управляющие воздействия пилота при включенном автомате продольного управления. Рассмотрим модель продольного короткопериодического движения самолета по угловой скорости тангажа, углам тангажа и атаки (3.19) при наличии управляющих воздействий пилота на колонку штурвала и включенном автомате продольного управления. Мо-;

дель содержит уравнения состояния, выхода и входа, закон управления рулем высоты ручного контура и закон управления простейшего автомата продольного управления (7.9):

–  –  –

(7.17} (7.18* (7.19)

–  –  –

(7.23) Сравнивая передаточные функции (7.21) -(7.23) с передаточными функциями самолета без автоматики, приведенными в табл. 3.1, приходим к выводу, что их структура не изменилась. Специфика включения автомата продольного управления с законом управления (7.9) проявляется лишь в изменении коэффициентов усиления, Проведем аналогичные исследования, если автомат продольной управляемости имеет закон управления (7.10). Тогда в модели (7. 15) -(7. 19) вместо (7.19) получим У пу (г) = О^Л У пк (I) + В^ Ах„, (7.24)

Вектор передаточных функций имеет вид:

–  –  –

где Ф*ПУ(Р) = (р! - Ам - В;к - ВИЯ*)"1 = (Ф(Р)Г1 Переходная матрица состояния где ФП"У(Р)}ПР-присоединенная матрица.

Определитель имеет вид

–  –  –

(7.25) „АПУ (7.26) „АПУ + (7.27) (ТГР2

–  –  –

(7.28) АПУ Г

–  –  –

М +Р + (7.29) +

–  –  –

Анализ передаточных функций показывает, что АПУ не влияет на их структуру, но изменяет характеристики образующих звеньев. Выбором передаточных коэффициентов 1ст и кп удается обеспечить требуемые значения времени, относительного коэффициента затухания и частоты продольных короткопериодических колебаний. Выбором передаточного коэффициента кх удается сохранить требуемые коэффициенты усиления самолета и снизить негативное воздействие на эффективность продольного управления демпферной составляющей и составляющей перегрузки закона управления (рис. 7.12). \ Маневры самолета в продольной плоскости осуществляются пилотом энергичным отклонением колонки штурвала. На этапе короткопериодического движения происходит формирование новых значений угловой скорости тангажа, утла атаки и нормальной перегрузки:

–  –  –

(7.33) Выражение (7.33) определяет переходный процесс в продольном короткопериодическом колебательном движении самолета при отклонении пилотом колонки штурвала и включенном автомате продольного управления.

7.3. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ БОКОВОЙ УСТОЙЧИВОСТИ

И УПРАВЛЯЕМОСТИ

Пилоту приходится компенсировать эти недостатки дополнительным воздействием на штурвал и педали. Автоматы бокового управления служат для освобождения пилота от решения этой задачи.

Автоматы бокового управления (АБУ)- ере детва автоматического управления, обеспечивающие улучшение путевой управляемости самолета, на всех этапах и во всех режимах полета путем отклонения руля направления при воздействии пилота на педали или улучшение поперечной управляемости самолета отклонением элеронов при воздействии пилота на штурвал.

Простейшие автоматы бокового управления реализуют следующие законы управления рулем направления и элеронами:

к Х и Дх н, (7.34) дХэ, (7.35) К)1 где Д5^БУ, Д8^БУ- автоматические отклонения от балансировочного положения соответственно руля направления и элеронов автоматом бокового управления; 1сх, к х -передаточные коэффициенты соответственно по отклонению педалей и штурвала, показывающие, на какой угол должны отклоняться руль направления или элероны при перемещении пилотом педалей или штурвала на 1 мм.

Обычно автоматы бокового управления объединяются с демпферами рыскания и крена. Тогда их совместные законы управления имеют следующий вид:

о + к Х Д х н, (7.36) кИ1о,х + к Х э Д х э. (7.37) Последовательное -включение исполнительного устройства автомата в механическую проводку бустерной или электродистанцйонной системы управления рулем направления или элеронов позволяет суммировать отклонения руля пилотом и автоматом.

Похожие работы:

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Балтийский федеральный университет имени Иммануила Канта ФГАОУ ВПО «БФУ им. И. Канта»Утверждаю: Ректор А.П. Клемешев «_» 20_г. Номер внутривузовской регистрации_ ОСНОВНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Направление подготовки 190700.68 ТЕХНОЛОГИЯ ТРАНСПОРТНЫХ ПРОЦЕССОВ Программа подготовки УПРАВЛЕНИЕ...»

«МАТЕРИАЛЫ XII МЕЖДУНАРОДНОЙ ЗАОЧНОЙ НАУЧНО-ПРАКТИЧЕСКОЙ КОНФЕРЕНЦИИ МОЛОДЫХ УЧЕНЫХ «ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ ИНФОРМАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ В ПРОМЫШЛЕННОСТИ, СТРОИТЕЛЬСТВЕ И НА ТРАНСПОРТЕ», Россия, г. Москва, 3 апреля 2015 г. ISSN 2306-1561 Automation and Control in Technical Systems (ACTS) 2015, No 2, pp. 98-108. DOI: 10.12731/2306-1561-2015-2-9 Research and Simulation of Business Processes for MADI Department Information Technology Olga Andreevna Solomatina Russian Federation, Undergraduate...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ АМУРСКОЙ ОБЛАСТИ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПРОФЕССИОНАЛЬНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ АВТОНОМНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ АМУРСКОЙ ОБЛАСТИ «АМУРСКИЙ КОЛЛЕДЖ ТРАНСПОРТА И ДОРОЖНОГО ХОЗЯЙСТВА» УТВЕРЖДАЮ Директор ГПОАУ АО АКТДХ Мельникова Е.И. «»_ 2015 г. РАБОЧАЯ ОСНОВНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА по профессии среднего профессионального образования 08.01.10. Мастер жилищно-коммунального хозяйства Квалификация: слесарь-сантехник, электромонтажник по освещению и осветительным сетям...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССЙИСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)» Основная образовательная программа высшего образования Направление подготовки 161000 «Аэронавигация» Профиль подготовки 1 Летная эксплуатация гражданских воздушных судов Квалификация (степень) выпускника «бакалавр» Специальное звание «бакалавр-инженер» Нормативный срок освоения...»

«ATRP/12 19/06/14 Международная организация гражданской авиации ГРУППА ЭКСПЕРТОВ ПО РЕГУЛИРОВАНИЮ ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (ATRP) ДВЕНАДЦАТОЕ СОВЕЩАНИЕ (ATRP/12) Монреаль, Канада, 26–30 мая 2014 года ДОКЛАД (44 страницы) ДОКЛАД ДВЕНАДЦАТОГО СОВЕЩ АНИЯ ГРУППЫ ЭКСПЕРТОВ ПО РЕГУЛИРОВАНИЮ ВОЗДУШ НОГО ТРАНСПОРТА (ATRP/12) ПРЕПРОВОДИТЕЛЬНОЕ ПИСЬМО Кому: председателю Авиатранспортного комитета От: председателя Группы экспертов по регулированию воздушного транспорта Настоящим имею честь представить доклад...»

«ДЕПАРТАМЕНТ ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ ТЮМЕНСКОЙ ОБЛАСТИ ГОСУДАРСТВЕННОЕ АВТОНОМНОЕ ПРОФЕССИОНАЛЬНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ТЮМЕНСКОЙ ОБЛАСТИ «ТЮМЕНСКИЙ КОЛЛЕДЖ ТРАНСПОРТНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ И СЕРВИСА» «Рассмотрено» «Утверждено» на заседании педагогического Приказ директора совета ГАПОУ ТО «Тюменский колледж Протокол № 1 транспортных технологий и от 23 сентября 2015 года сервиса» от 23 сентября 2015 года № 48-од. ОСНОВНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА государственного автономного...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО МОРСКОГО И РЕЧНОГО ТРАНСПОРТА Федеральное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Московская государственная академия водного транспорта»Утверждаю: И.о. ректора Галай А.Г. «_ » 20_ г. ОСНОВНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Направление подготовки 190600.68 Эксплуатация транспортно-технологических машин и комплексов Профиль подготовки Эксплуатация перегрузочного...»

« Уральский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВПО УрГУПС) Философия рабочая программа дисциплины (модуля) Закреплена за кафедрой Философия и история Учебный план 230400.62 Информационные системы и технологии.plm.xml Направление подготовки Информационные системы и технологии Квалификация бакалавр Форма обучения очная Общая...»

«4(8) МАЙ 2010 №4(8) май 2010 Новые Volvo FM/FMX «Мастер» Чагин у нас в городе Околотранспортная проблематика Тотальный контроль за автотранспортом Преимущества отечественного реминструмента РЕМОНТ РЕФРИЖЕРАТОРОВ +7-950-346-05-78 2 ГРУЗОВОЙ ТРАНСПОРТ И СПЕЦТЕХНИКА Макет предоставлен рекламодателем 4(8) МАЙ 2010 4 ГРУЗОВОЙ ТРАНСПОРТ И СПЕЦТЕХНИКА От редакции журнала «Грузовой транспорт и спецтехника» Специализированное иформационно-рекламное издание 1 4(8) МАЙ 2010 «Грузовой транспорт и...»

«ТРАНСПОРТ. ТРАНСПОРТНЫЕ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ МАШИНЫ ОСОБЕННОСТИ ПРАКТИКИ ГРУЗОВЫХ АВТОМОБИЛЬНЫХ ПЕРЕВОЗОК И ПОДГОТОВКИ ВОДИТЕЛЕЙ ДО 1991 ГОДА Ю. А. Ешкова, Е. Е. Витвицкий Сибирская государственная автомобильно-дорожная академия (СибАДИ), Россия, г. Омск Аннотация. Статья посвящена обзору практики перевозок грузов в городах и подготовки водителей транспортных средств до 1991 года. Сложилась двухступенчатая система подготовки водителей, сначала будущие водители в учебных организациях, после...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Уральский государственный университет путей сообщения» (ФГБОУ ВПО УрГУПС) Кафедра «Управление персоналом и социология» Основная образовательная программа «Системы обеспечения движения поездов» УЧЕБНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДИСЦИПЛИНЫ РАБОЧАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ «Социология» Шифр дисциплины – С1.Б.10 Направление подготовки (специальности)...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» (МГТУ ГА) ПРОГРАММА вступительных испытаний для поступающих в аспирантуру Направление подготовки 46.06.01 «Исторические науки и археология» г. Москва Содержание РАЗДЕЛ I. Методологические проблемы истории науки и техники Тема 1. Предмет и задачи истории науки и техники. Место...»

« речного транспорта А.А. Давыденко 2012 г. ПРИМЕРНАЯ ПРОГРАММА «Подготовка старшего помощника капитана» (Правило II/2 МК ПДНВ78 с поправками) Москва Учебный план программы «Подготовка старшего помощника капитана» Цель: подготовка вахтенных помощников капитана для получения диплома старшего помощника капитана, в соответствии с требованиями...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО МОРСКОГО И РЕЧНОГО ТРАНСПОРТА Рыбинский филиал Федерального бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Московская государственная академия водного транспорта»СОГЛАСОВАНО УТВЕРЖДАЮ Капитан-механик т\х «Вымпел» ОАО Директор Рыбинского филиала Судостроительный завод «Вымпел» ФБОУ ВПО «МГАВТ» / Е.В. Ширяев / А.П. Мазуренко. ОСНОВНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА СРЕДНЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ по специальности 180403...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ПУТЕЙ СООБЩЕНИЯ (СамГУПС) СОГЛАСОВАНО УТВЕРЖДАЮ Начальник Куйбышевского центра Проректор по связям с производством метрологии структурного подразделения Куйбышевской железной дороги филиада ОАО «РЖД» ДОПОЛНИТЕЛЬНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ПРОГРАММА (программа повышения...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Уральский государственный университет путей сообщения» (ФГБОУ ВПО УрГУПС) Кафедра « Философия и история» Основная образовательная программа «Строительство железных дорог, мостов и транспортных тоннелей» УЧЕБНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДИСЦИПЛИНЫ РАБОЧАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ «Политология» Шифр дисциплины – С1.Б.3 Направление подготовки...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное агентство морского и речного транспорта «Утверждаю»: Руководитель Федерального агентства морского и речного транспорта А.А. Давыденко 2012 г. ПРИМЕРНАЯ ПРОГРАММА «Квалифицированный моторист» (Правило III/5 МК ПДНВ78 с поправками) Москва Учебный план подготовки «Квалифицированный моторист» Цель: подготовка мотористов в соответствии с требованиями Правила III/5 МК ПДНВ78 с поправками, Раздела А-III/5, таблицы A-III/5 Кодекса ПДНВ....»

«ПРАВИТЕЛЬСТВО РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПОСТАНОВЛЕНИЕ от 5 декабря 2001 г. N 848 О ФЕДЕРАЛЬНОЙ ЦЕЛЕВОЙ ПРОГРАММЕ РАЗВИТИЕ ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ РОССИИ (2010 2015 ГОДЫ) (в ред. Постановлений Правительства РФ от 31.05.2006 N 338, от 09.07.2007 N 437, от 10.04.2008 N 258, от 20.05.2008 N 377, от 17.03.2009 N 236, от 29.10.2009 N 864, от 22.04.2010 N 278, от 12.10.2010 N 828, от 21.12.2010 N 1076, с изм., внесенными распоряжениями Правительства РФ от 21.10.2004 N 1355-р, от 21.04.2006 N 553-р,...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ МИНИСТЕРСТВО ПУТЕЙ СООБЩЕНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ СОГЛАСОВАНО: УТВЕРЖДАЮ: Заместитель Министра путей Заместитель Министра сообщения Российской Федерации образования Российской Федерации В.Н. МОРОЗОВ _В.Д. ШАДРИКОВ _03_ 04_2000 г. 05 04_2000 г. Регистрационный номер 301 тех/дс ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ОБРАЗОВАТЕЛЬНЫЙ СТАНДАРТ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ НАПРАВЛЕНИЕ ПОДГОТОВКИ ДИПЛОМИРОВАННОГО СПЕЦИАЛИСТА 653600 ТРАНСПОРТНОЕ СТРОИТЕЛЬСТВО...»

«Для опубликования на сайте профсоюза ЦЕНТРАЛЬНЫЙ КОМИТЕТ ОБЩЕРОССИЙСКОГО ПРОФСОЮЗА РАБОТНИКОВ АВТОМОБИЛЬНОГО ТРАНСПОРТА И ДОРОЖНОГО ХОЗЯЙСТВА ПОСТАНОВЛЕНИЯ VII ПЛЕНУМА ЦК ПРОФСОЮЗА от 18 сентября 2014 года ИСПОЛКОМА ЦК ПРОФСОЮЗА Протокол № 16 от 17 сентября 2014 года г. Москва 2014 г. СОДЕРЖАНИЕ: Номер постановл Название постановления № стр. ения VII Пленума ЦК профсоюза 18 сентября 2014 года О прекращении и подтверждении полномочий членов ЦК 7/1 Общероссийского профсоюза работников...»

2016 www.сайт - «Бесплатная электронная библиотека - Учебные, рабочие программы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам , мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.

Изобретение может быть использовано в системах управления бокового движения самолета. Технический результат - расширение области устойчивости бокового движения и улучшение качества переходных процессов при полете самолета в широком диапазоне изменения углов атаки и аэродинамических характеристик. Демпфер рыскания с датчиками угловых скоростей рыскания и крена, суммирующим усилителем, приводом руля направления содержит датчик угла отклонения педалей самолета, преобразователь системы координат сигналов датчиков угловых скоростей в другую систему координат, блок настройки параметров демпфера, апериодический фильтр, включенный между датчиком угловой скорости крена и суммирующим усилителем. 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в системах управления боковым движением самолета. Известно устройство - демпфер колебаний типа Д-3К-110 . Управление демпфером осуществляется с помощью функционала: н = K(q) y . Здесь н - угол отклонения руля направления; K(q) - коэффициент пропорциональности, изменяемый в функции скоростного напора q; y - угловая скорость рыскания. Недостатком устройства является существенная зависимость качества переходных процессов от степени собственного демпфирования самолета. В качестве прототипа взят наиболее близкий к предлагаемому устройству демпфер рыскания - ДР-134М, содержащий датчики угловых скоростей крена и рыскания, дифференцирующий фильтр вида , суммирующий усилитель, привод руля направления (фиг.6). Описание прототипа приведено в "Руководстве по эксплуатации и техническому обслуживанию демпфера рыскания ДР-134М", входящему в состав "Технического описания оборудования самолета ТУ-134М", 1960 г. Устройство прототипа при выпущенных закрылках управляется с помощью функционала: При убранных закрылках, на основных режимах полета, сигнал с датчика с угловой скорости крена отключается. Недостатками устройства прототипа являются: - использование дифференцирующего фильтра только в цепи сигнала угловой скорости рыскания y уменьшает степень апериодической устойчивости; - область устойчивости системы с устройством прототипа сужается при наличии путевой неустойчивости самолета, что характерно для режимов полета на больших углах атаки: - при увеличении степени путевой неустойчивости или появлении поперечной неустойчивости система становится неустойчивой. Этот недостаток усугубляется при путевой неустойчивости на малых углах атаки, которая может появиться при полете на больших числах М;
- качество переходных процессов в большой степени определяется степенью собственного демпфирования самолета. Целью данного изобретения является расширение области устойчивости бокового движения и улучшение качества переходных процессов при полете самолета в широком диапазоне изменения углов атаки и аэродинамических характеристик. Поставленная цель изобретения достигается тем, что в устройство "Демпфер рыскания самолета", содержащее датчики угловых скоростей рыскания и крена, расположенные по осям связанной системы координат, суммирующий усилитель, соединенный с его выходом привод руля направления, дополнительно введены датчик угла отклонения педалей самолета, апериодический фильтр, блок настройки параметров демпфера рыскания, преобразователь системы координат в другую систему координат, повернутую на расчетный угол . При этом выходы датчиков угловых скоростей (ДУС) рыскания и крена соединены с первым и вторым входами преобразователя системы координат, соответственно первый выход преобразователя системы координат (по yп) непосредственно подключен к первому входу суммирующего усилителя, второй вход (по xп) преобразователя через апериодический фильтр подключен ко второму входу суммирущего усилителя. Блок настройки параметров демпфера со входами, подключенными к выходам датчиков углов атаки, скоростного напора, числа М, конфигурации ЛА, связан первым выходом (угол ) с третьим входом преобразователя системы координат, вторым выходом (коэффициент усиления угловой скорости крена) соединен со вторым входом апериодического фильтра, третьим выходом (постоянная времени фильтра) соединен с третьим входом апериодического фильтра, четвертым выходом (коэффициент усиления угловой скорости рыскания) соединен с третьим входом суммирующего усилителя, четвертый вход суммирующего усилителя соединен с выходом датчика угла отклонения педалей. Выбор программ настраиваемых параметров демпфера производится на основании математического моделирования бокового движения самолета, описываемого полной системой дифференциальных уравнений при широком изменении режимов полета (углов атаки, чисел М, аэродинамических характеристик). Данное изобретение иллюстрируется фиг.1-5. На фиг. 1 представлена блок-схема устройства демпфера рыскания, содержащего:
1. ДУС рыскания. 2. ДУС крена. 3. Апериодический фильтр. 4. Суммирующий усилитель. 5. Привод руля направления. 6. Преобразователь системы координат ДУС. 7. Блок настройки параметров демпфера. 8. Датчик утла отклонения педалей. Устройство работает следующим образом: сигнал с ДУС крена 2 после прохождения через преобразователь системы координат 6 и апериодический фильтр 3 суммируется на суммирующем усилителе 4 с сигналом ДУС рыскания 1 после прохождения его через преобразователь системы координат 6 и сигналом п датчика 8 угла отклонения педалей самолета:

Здесь н - сигнал, поступающий на привод руля направления;
N, L, K П - коэффициенты усиления;
Т Х - постоянная времени апериодического фильтра;
п - угол отклонения педалей. Алгоритм 3 работы преобразователя координат 6 имеет вид:

хп, yп - преобразованные угловые скорости;
x и y - соответственно угловые скорости крена и рыскания относительно связанной системы координат самолета;
- угол поворота новой системы координат. Коэффициент усиления K П сигнала отклонения педалей самолета реализуется в усилителе 4. Введение угла поворота системы координат повышает быстродействие системы управления за счет увеличения частоты звена обратной связи контура управления, определяемой формулой:

Здесь обозначено:
- частота звена обратной связи;
и - эффективности руля направления, соответственно, относительно связанных осей Х 1 и Y 1 самолета;
- угол атаки;
- угол поворота системы координат;
К - коэффициент усиления, зависящий от величин аэродинамических моментов самолета. Из формулы видно, что при введении угла ее числитель растет, а знаменатель уменьшается. На фиг.5 показан переходный процесс парирования возмущения по углу скольжения =2 o при углах =0 и =11 o . Из этой фигуры видно, что время парирования возмущения при =0 (кривая 1) значительно превышает время парирования возмущения при =11 o (кривая 2). Угол определяется в виде программной функции угла атаки и аэродинамических характеристик при математическом моделировании системы управления конкретного самолета. Настройка параметров преобразователя системы координат ДУС, апериодического фильтра, суммирующего усилителя производится с помощью сигналов, поступающих с блока настройки параметров 7, на вход которого с датчиков бортовых систем самолета подается информация об угле атаки, скоростном напоре, числе М и состоянии конфигурации самолета. При выполнении маневра сигнал с демпфера колебаний, поступающий на привод руля направления и препятствующий маневру самолета, компенсируется летчиком с помощью отклонения педалей. На фиг. 2-4 показаны переходные процессы самолета с различной степенью статической устойчивости при возмущении по углу скольжения, полученные при математическом моделировании. Здесь обозначено:
а - переходные процессы самолета без демпфера;
б - переходные процессы самолета с прототипом;
в - переходные процессы самолета с предлагаемым устройством;
9 - шкала отклонения руля направления н в градусах;
10 - шкала отклонения угловой скорости рыскания y в градусах в секунду;
11 - шкала времени переходного процесса в секундах. На фиг.2 показан переходный процесс статически устойчивого самолета. Как видно из фиг.2б и 2в, при использовании демпфера рыскания различных схем переходные процессы практически не отличаются. Колебания самолета без демпфера (фиг.2а) затухают в течение 10 с. На фиг. 3 показан переходный процесс самолета с путевой неустойчивостью при отсутствии собственного демпфирования. На фиг.3а показан переходный процесс самолета без демпфера рыскания, в этом случае возникают незатухающие колебания большой амплитуды. При использовании прототипа в качестве демпфера (фиг.3б) возникают слабо расходящиеся колебания более высокой частоты. Самолет с предлагаемой схемой демпфера (фиг. 3в) устойчив, время затухания колебаний после возмущения не превышает 6 с. На фиг.4 показан переходной процесс самолета с путевой и поперечной неустойчивостью. На фиг.4а показан переходный процесс самолета без демпфера, из фигуры видно, что движение апериодически неустойчиво. Самолет с прототипом (фиг. 4б) также апериодически неустойчив, но характер расходящегося движения менее интенсивен. Самолет с предлагаемой схемой демпфера (фиг.4в) устойчив, время переходного процесса не превышает 6 с. На фиг. 6 представлена блок-схема прототипа прилагаемого устройства - демпфера рыскания ДР-134М, содержащего:
1. ДУС рыскания. 2. ДУС крена. 4. Суммирующий усилитель. 5. Привод руля направления. 12. Дифференцирующий фильтр. 13. Переключатель сигнала ДУС крена в зависимости от положения закрылков. Таким образом предложенное устройство за счет введения апериодического фильтра сигнала угловой скорости крена, преобразователя координат угловых скоростей рыскания и крена в другую систему координат и блока настройки параметров демпфера позволяет:
- повысить комфортность ручного пилотирования при изменении в широком диапазоне режимов полета (угла атаки, скоростного напора, числа М, конфигурации самолета);
- расширить область устойчивости при наличии путевой или поперечной статической неустойчивости и получить приемлемое качество регулирования при некоторой степени динамической неустойчивости самолета. Источники информации
1. Техническое описание оборудования самолета СУ-11. Демпфер колебаний Д-3К-110, 1962. 2. Техническое описание оборудования самолета ТУ-134М. Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию демпфера рыскания ДР-134М, 1960, прототип. 3. Динамика продольного и бокового движения. Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев, с. 326-343. Издательство Машиностроение, 1979 г.

Формула изобретения

Демпфер рыскания самолета, содержащий датчики угловых скоростей рыскания и крена, расположенные по осям связанной системы координат, суммирующий усилитель, соединенный с его выходом привод руля направления, отличающийся тем, что в него введены апериодический фильтр, блок настройки параметров демпфера, преобразователь системы координат датчиков угловых скоростей рыскания и крена в другую систему координат, повернутую на угол относительно первой, входы которого соединены с выходами датчиков угловых скоростей рыскания и крена, соответственно, выход по угловой скорости рыскания преобразователя системы координат непосредственно связан с первым входом суммирующего усилителя, выход по угловой скорости крена через апериодический фильтр связан со вторым входом суммирующего усилителя, при этом блок настройки параметров демпфера со входами, подключенными к выходам датчиков угла атаки, скоростного напора, числа М, конфигурации ЛА, связан первым выходом с третьим входом преобразователя системы координат, вторым выходом соединен со вторым входом апериодического фильтра, третьим выходом соединен с третьим входом апериодического фильтра, четвертым выходом соединен с третьим входом суммирующего усилителя, на четвертый вход которого поступает сигнал, соответствующий углу отклонения педалей самолета.

Переключатель FLT CONTROL – гидравлика органов управления. Положение STBY RUD – подключает запасную гидросистему к системе реверса и рулям направления. Положение OFF отключает соответствующую гидравлику («А» или «В») от элеронов, рулей высоты и направления.

Положение ON – нормальное положение – в случае отказа основных гидравлических систем автоматом подключится запасная.

Табло LOW PRESSURE – низкое давление в системе «А» или «В», конкретно – в узлах управления элеронами, стабилизатором, рулями направления.

(2) Блок SPOILER

SPOILER – отключение гидравлики на интерцепторы (спойлеры). Тумблеры применяются персоналом при ремонте и работах по обслуживанию ВС на земле. Нормальное положение – ON.

(3) Блок YAW DAMPER

YAW DAMPER – демпфер рыскания. Устройство, которое гасит колебания самолета по крену и рысканию. Тут, по идее, самое время начать долгий рассказ об аэродинамике, о динамических характеристиках устойчивости и так далее, но мы договаривались – не заглядывать под капот.

Вкратце: иногда самолет не хочет лететь идеально прямо, он, вследствие ряда причин, начинает совершать неприятные колебания по крену, рысканию или тангажу. Демпфер рыскания – система, где датчики анализируют ситуацию и посылают сигнал на органы управления, которые гасят эти колебания. Must have. Нормальное положение в полете – ON.

Табло YAW DAMPER – демпфер рыскания отключен.

(4) Блок STANDBY HYD (резервная гидравлическая система )

Табло LOW QUANTITY – недостаточное количество жидкости в резервной гидросистеме.

Табло LOW PRESSURE – низкое давление в резервной гидросистеме. Табло горит в двух случаях: 1) запасная гидросистема включена и 2) она неисправна. Т.е. полная засада.

(5) Блок ALTERNATE FLAPS (резервные закрылки )

На самом деле они никакие не резервные: тумблер в положении ARM отключает обычную гидравлическую систему, подключает систему резервную и активирует переключатель с маркировкой UP – DOWN – OFF. Этим переключателем можно вручную опускать или поднимать закрылки. Нажали – закрылки начали движение, отпустили – переключатель вернулся в положение OFF, движение закрылок прекратилось.

(6) Блок табло

Табло FEEL DIFF PRESS – Feel Differential Pressure .

Тут надо сказать вот о чем. Рули высоты из-за встречного потока воздуха испытывают определенную нагрузку. Это сопротивление передается на штурвал пилота, и штурвал «идет» с усилием. Чем больше нагрузка на рули высоты, тем больше усилий нужно приложить пилоту, чтобы управлять ими. Как в джойстике с обратной связью (Force feedback ). Если табло горит, то эта система – FEEL – неисправна.

Табло SPEED TRIM FAIL .

При взлете или уходе на второй круг, когда скорость мала, повышается риск сваливания. Для предотвращения этого существует система, которая ставит стабилизатор в положение, при котором пилот может безопасно оперировать рулями высоты и тем же стабилизатором. Если это табло горит, то система неисправна.