Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 [ 83 ] 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 крену на отклонение руля направления ( дачу ноги ) на режимах полета с небольшими углами атаки, соответствующими большим приборным скоростям. Недостатки динамики бокового движения на больщих углах атаки (интенсивные кренения с крыла на крыло- забросы по крену ) при повышенных значениях и наступление обратной реакции по крену на скольжение при пониженных значениях этой производной заставляли ограничивать как максимальные, так и минимальные скорости полета самолета, снижая эксплуатационный диапазон скоростей. В настоящее время, если специальная профилировка крыла не дает заметного улучшения поперечной устойчивости, приемлемые характеристики боковой управляемости получают введением в систему управления специальных автоматических устройств (демпферов крена и рыскания, автоматов боковой устойчивости и др.). Законы работы этих автоматических устройств могут быть самыми разнообразными. Например, могут отклоняться элероны пропорционально углу скольжения (б = k) или руль направления - пропорционально угловой скорости крена (би = kaix). Так, например, на самолете Ту-134 демпфер рыскания при выпущенных закрылках имеет закон работы (Абн)д, р = k Тру -+- ка(йх, в котором второй члсн компенсирует повышенную устойчивость, увеличивая эффективность поперечного управления, а фильтр j, J устраняет влияние демпфера на перемещения педалей при установившихся разворотах. Законы работы автоматических средств улучшения характеристик боковой устойчивости и управляемости выбирают на стадии проектирования самолета исходя из его собственных характеристик и предъявляемых требований. Одним из этих требований является ограничение скорости нарастания крена при скольжении или отказе двигателя с одной стороны, задаваемое предельно допустимым углом крена за время запаздывания ответной реакции летчика (обычно принимается 5 с). Простейщим и самым распространенным из таких автоматических устройств является демпфер рыскания. Парируя возникающую угловую скорость рыскания, демпфер препятствует развитию больших углов скольжения, следствием которых и является появление чрезмерного кренящего момента поперечной статической устойчивости mfp. Автоматизация системы управления в данном случае позволяет использовать большие значения углов атаки, т. е. снизить минимальные скорости, следовательно, не только расширить диапазон скоростей, но и сократить потребную длину взлетно-посадочной полосы из-за уменьшения скоростей взлета и захода на посадку. Околозвуковое и сверхзвуковое уменьшение (см. рис. 18.13, б), которое приводило к появлению обратной реакции самолета по крену на скольжение и нередко заставляло вводить ограничения по максимально допустимой скорости полета, в настоящее время также компенсируется автоматическими .средствами. 8. Характерной особенностью всех сверхзвуковых самолетов являются значительные трудности обеспечения путевой устойчивости (т < О - см. рис. 18.14). Причины этого уже рассматривались ранее. Особые затруднения в обеспечении приемлемых характеристик боковой устойчивости и управляемости возникают на режимах полета со сверхзвуковыми скоростями на больших высотах. Для полета на этих режимах вследствие сильной разреженности атмосферы даже при сверхзвуковых скоростях приходится использовать сравнительно большие углы атаки. Такие параметры полета приводят к самому неблагоприятному сочетанию больщой поперечной устойчивости с недостаточной путевой, которое при характерном для сверхзвуковых самолетов соотношении ly/ljc > 10, связанном с большой вытянутостью их по продольной оси, определяет значения показателя к на этих режимах порядка 10...15 при оптимальном значении 1,0...2,0. Большие значения показателя х свидетельствуют о существенном превышении интенсивности развития движения крена по отношению к движению рыскания. Самолет интенсивно переваливается с крыла на крыло, а попытки летчика парировать эти переваливания , как правило, приводят к прогрессирующей раскачке. Обеспечение путевой устойчивости сверхзвуковых самолетов в настоящее время ведется как классическими методами выбора -0,002 - 0,003
Рис. 18.14 Типичный характер изменения путевой устойчивости сверхзвукового самолета по числам М (а) и пример изменения ее по углам атаки для различных чисел М при однокилевой и двухкилевой схемах вертикального оперения (б): штриховкой показано предельное (по путевой устойчивости) значение числа М; j ту доп минимально допустимый предел уменьшения [ параметров вертикального оперения, так и использованием специальных автоматических устройств. Необходимость балансировки самолета в полёте при одностороннем отказе двигателя, а также при взлетах и посадках при боковом ветре (также с учетам возможности отказа двигателя) заставляет значительно увеличивать число и общую площадь стабилизирующих вертикальных поверхностей оперения сверхзвуковых самолетов (например, на самолете YF-12A, рассчитанном на полет на высотах до 30 км с числами М = 3, число вертикальных поверхностей в хвостовой части самолета доведено до пяти. Выбор числа, размеров, формы и размещения этих поверхностей представляет достаточно сложную задачу для каждого конкретного самолета (см., например, рис. 10.7). Искусственное повышение путевой устойчивости может обеспечиваться автоматическими средствами, отклоняющими руль направления, например, по закону (А6н)апу = ЛрР. В этом случае увеличение степени путевой статической устойчивости определяется выражением (Ат)Апу = kftnl. Однако условия обеспечения устойчивости контура автомат-самолет, как и в случае применения демпферов, не позволяют беспредельно увеличивать передаточные числа быстродействующих автоматических систем стабилизации и повышения устойчивости. В таких системах, как правило, определяющими являются характеристики гидропривода (бустера). Поэтому значительное повышение путевой устойчивости или демпфирования колебаний рыскания на больших сверхзвуковых скоростях может быть достигнуто увеличением эффективности путевого управления {шу ) путем перехода на цельноповоротные вертикальные поверхности (как это применяется, например, на самолетах YF-12A и SR-71). 9. Одной из особенностей характеристик поперечной управляемости скоростных самолетов является заметное снижение эффективности поперечного управления на больших скоростях полета. Это явление, довольно часто неточно называемое реверсом элеронов, вызывается упругими деформациями изгиба икручения крыла при отклонениях элеронов и проявляется, как правило, все более заметно с ростом удлинения и стреловидности и с уменьшением относительной толщины крыльев (см. рис. 14.11). На крыльях изменяемой геометрии элероны практически не применяются, поскольку критическая скорость их реверса была бы очень низкой из-за пониженной жесткости таких крыльев. Поперечное управление у таких самолетов осуществляется, как правило, комбинацией интерцепторов и дифференциально отклоняемых плоскостей стабилизатора. Однако применение дифференциального отклонения правой и левой половин стабилизатора породило новую болезнь боковой управляемости - занос носа самолета в сторону, противоположную кренению при развороте. Это вызывается моментом рыска- ния, возникающим из-за несимметричного изменения давлений с разных сторон вертикального оперения при отклонениях правой и левой половин стабилизатора в разные стороны. Аналогичная болезнь наблюдалась у ряда самолетов бесхвостой схемы при отклонении элевонов в разные стороны для управления по крену. Для повышения эффективности поперечного управления на современных самолетах помимо дифференциального отклонения плоскостей стабилизатора применяют иитерцепторы (рис. 18.15), элероны-закрылки, корневые элероны, отклоняемые носки крыла и пр. А чтобы слишком развитые органы поперечного управления не уменьшали эффективность взлетно-посадочной механизации крыла вследствие сокращения остающейся на ее долю длины задней кромки крыла, стали применять зависающие элероны (элероны-закрылки или флапероны). 10. Применение необратимых бустерных систем управления сказалось на изменении ряда характеристик и боковой управляемости. Так, изменение характера зависимости от скорости расхода усилия на единичную угловую скорость крена (Рэ ) у самолетов с необратимым бустерным управлением с пружинным загружа-телем, имеющим линейную характеристику, по сравнению с самолетами, имеющими безбустерное управление, показано на рис. 18.16. Хотя уменьшение этого показателя с ростом скорости у самолетов с бустерным управлением на больших скоростях несколько компенсируется влиянием упругих деформаций крыла, однако при высокой жесткости крыла (например, при треугольном крыле) могут появиться такие режимы полета, где этот показатель оказывается слишком малым, а скорость нарастания крена 0,02 0,01 О 8 12 16 <Г/ Рис. 18.15 Пример изменения коэффициента момента крена по углу отклонения элеронов и увеличение его при отклонении интерцепторов; отклонены элероны, = 0,0009 .рду,. торами, m э = 0.0023 X градус ; - - - отклонены элероны с интерцеп-1 Рис. 18.16. Изменение характера зависимости от скорости полета расхода усилий на единицу угловой скорости креиа с переходом иа необратимое бустер- ное управление: -без гидроусилителей; -. - с необратимым гидроусилителем даже при небольшом отклонении рычага управления слишком высокой, тобы летчик мог справиться с правильным ее регулированием. Другими словами, аналогично рассмотренному ранее продольному управлению на некоторых режимах полета коэффициент усиления системы летчик - самолет и в поперечном управлении становится слишком большим, в результате чего система Рис. 18.17. Увеличение потребного для теряет устойчивость. Начи-маневра отклонения рычага упра- нается раскачка самолета вления при применении нелинейной не- кпенпвпм ппижрнии Мр редачи в проводке управления к рулю: креновом движении. Ме- X - ход рычага управления; б - отклоне- ТОДЫ борьбЫ С ЭТИМ явление руля;---линейная передача; нИСМ ЗНалОГИЧНЫ рВССМОТрен- - нелинейная передача; б . - потреб- ное отклонение руля; ;потр. лХот .Нд- ПрОДОЛЬНОГО потребные отклонения рычага при линейной уПраВленИЯ. МоЖНО ТОЛЬКО и нелинейной передачах ДОбЗВИТЬ, ЧТО В рЯДе СЛу- чаев (это зависит от конкретных характеристик данного типа самолета) для уменьшения коэффициента усиления системы летчик - самолет путем снижения эффективности поперечного управления может оказаться достаточным применение в проводке поперечного управления нелинейной кинематической передачи (рис. 18.17). Это достигается установкой в проводку специальных кинематических механизмов (см., например, поз. 25 на рис. 18.20), обеспечивающих существенное уменьшение выходного перемещения (к элеронам) при небольших смещениях рычага управления. Такие механизмы благодаря их простоте и высокой надежности довольно часто применяются и в других каналах управления (по тангажу и рысканию). 18.3. СОСТАВ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И ЗАДАЧИ ЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ На самолетах, рассчитанных для полета с небольшими дозвуковыми скоростями, задачей системы управления является только обеспечение передачи управляющих сигналов от летчика (или автопилота) к органам управления. Эта задача выполняется посредством механической проводки от рычагов управления в кабине к рулям самолета, подобной показанной на рис. 18.18. На скоростных самолетах задачи системы управления существенно усложняются, а ее состав в связи с этим значительно рас- Рис. 18.18. Безбустерное управление рулями нескоростного самолета; а - принципиальная схема механического привода руля; б - пример компоновки проводки управления и органы управления легкого нескоростного самолета; / - рычаг управления рулем} ? - шт рвальчик управления триммером; 3 - проводка управления рулем- 4 - качалка подключения рулевой машины (РМ) автопилота; 5-муфта отключения РМ от проводки! 6 - рулевая машина автопилота; 7 - руль; 8-аэродинамический триммер- 9 - проводка управления триммером; 10 - тяги проводки управления элеронами- - педали управления рулем направления! 12 - элерон (правый); 13 - триммер элерона; 14 - ручка управления рулем высоты и элеронамн; 15 --руль высоты- 16 - киль; 17 - руль направления; 18 - триммер руля иапрячлеиия; 19 - триммер руля высоты; 20 - стабилизатор; 21 - тяги проводки управления рулем направления; 22 - тяги управления рулем высоты 23 - элерон (левый) ширяется. Системы управления на этих самолетах решают следующие задачи- 1) передают управляющие сигналы от летчика к органам управления (режим пилотирования летчиком); 2) передают управляющие сигналы от исполнительных механизмов систем автоматического управления к органам управления; 3) обеспечивают необходимую мощность для отклонения органов управления; 4) обеспечивают статическую и динамическую устойчивость (стабилизацию); 5) формируют необходимые характеристики управляемости; 6) формируют управляющие сигналы для автоматического тра-екторного управления; 7) формируют сигналы на директорные приборы при режимах полуавтоматического пилотирования; |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |