Файл: Колесников К.С. Упругий летательный аппарат как объект автоматического управления.pdf

рассматриваются. Для современных крылатых летатель­ ных аппаратов и особенно для тяжелых самолетов упру­ гость конструкции оказывает большое влияние на дина­ мические характеристики этих аппаратов как объектов автоматического регулирования. Влияние упругости про­ является в изменении аэродинамических производных, определенных для жестких самолетов, во взаимодейст­ вии упругих колебаний корпуса с системой стабилизации, в значительном влиянии колебаний конструкции на спект-

Рис. В.З. Космический корабль «Аполлон»:

1 —двигательный отсек; 2 — командный отсек; 3 — лунная кабина

ральную плотность перегрузок, возникающих при полете самолета в турбулентной атмосфере.

В табл. 2 представлены низшие частоты упругих ко­ лебаний для тяжелых самолетов различных типов: до­ звукового стратегического бомбардировщика В-52 (рис. В.4), имеющего стреловидное крыло большого раз­ маха, сверхзвукового бомбардировщика ХВ-70 с тре­ угольным крылом (рис. В.5) и сверхзвукового транспорт­

12

ного самолета [56, 66]. Характерно, что частоты собствен­ ных колебаний самолета В-52 практически совпадают с собственными частотами колебаний первой ступени ра­ кеты-носителя «Сатурн-5», хотя и обусловлены другими видами деформаций.

На фюзеляже и крыльях (рис. В.4) показано положе­ ние датчиков системы активного демпфирования упругих колебаний крыльев и хвостового оперения. Штриховкой

показаны поверхности управления самолетом в продоль­ ной плоскости. На рис. В.5 отмечены зоны расположения основных 1 и дополнительных 2 датчиков системы актив­ ного демпфирования упругих колебаний.

В-52:

1 — руль высоты; 2 — руль направления; 3 — элероны; 4 — интерцепто­ ры; 5 — датчики угловых скоростей системы управления

13

Более подробно спектр частот собственных колебаний самолета приведен в табл. 3 [56]. В первом столбце таб­ лицы приведены названия форм собственных колебаний, которые показывают, каким видом деформации конст­ рукции обусловлена та или иная частота.

Рис. В.5. Сверхзвуковой бомбардировщик США ХВ-70:

Поскольку крылатые летательные аппараты, как правило, аэродинамически устойчивые объекты, то это позволяет несколько снизить требования к коэффициен-

там усиления и полосе частот пропускания системы ста­ билизации по сравнению с аналогичными требованиями, предъявляемыми к системам стабилизации ракет-носи­ телей. Устойчивость упругих колебаний самолета в этом

14

случае может быть обеспечена установкой фильтра в систему стабилизации, который приводит к значительно­ му ослаблению высокочастотных составляющих сигнала системы стабилизации. В этих условиях значительно сни­ жаются требования к точности определения динамиче­ ских характеристик самолета на частотах упругих коле­ баний.

В последние годы принципы компоновки систем ста­ билизации упругих самолетов начинают меняться [56, 66]. Для обеспечения приемлемых условий работы эки­ пажа и комфорта пассажиров при полете самолета в турбулентной атмосфере, снижения нагрузок, действую­ щих на самолет, усталостных повреждений конструкции, а следовательно, и повышения срока службы самолета, используют автоматические системы активного демпфи­ рования упругих колебаний. Эти системы, естественно, должны обладать большой полосой частот пропускания и значительными коэффициентами усиления. В связи с этим требования к точности определения динамических характеристик самолета в диапазоне низших частот уп­ ругих колебаний резко возрастают.

Основные аспекты задачи об устойчивости упругих колебаний летательного аппарата при их взаимодейст­ вии с системой стабилизации можно видеть из табл. 4 и 5, в которых представлены сводные данные о неустой­ чивых колебаниях, имевших место при летных и назем­ ным испытаниях ракет и самолетов США за период до 1962 г. [67]. Всего зафиксировано 20 случаев вибраций на самолетах (условное обозначение С*) и 21 случай вибра­ ций на ракетах (Pi). В таблице приводятся данные о причинах возникших вибраций, условиях их наблюдения (на земле или в полете) и мерах по устранению.

При вибрациях, возникающих на земле во время про­ ведения частотных испытаний или наземной отработки систем стабилизации, воздействие на упругую конструк­ цию со стороны системы стабилизации обусловливалось инерционностью управляющих органов. Среди причин возникновения неустойчивых колебаний зарегистриро­ ваны:

1) колебания блока датчиков за счет упругости креп­ ления (амортизации);

2) колебания блока датчиков из-за местной нежесткости конструкции в точках их установки;

15

л»

3)недостаточная жесткость привода системы управ­

ления;

4)флаттер конструкции и органов управления;

5)колебания жидкости в баках;

6)реакция датчиков на упругие колебания конструк­ ции летательного аппарата в целом;

7)люфты в системе управления;

8)прочие причины.

Вкачестве мер устранения неустойчивых колебаний

использовали:

1)установку демпфера органа управления;

2)перенос блока датчиков в более благоприятное место с точки зрения колебаний конструкции;

3)увеличение жесткости крепления датчиков;

4)весовую балансировку органов управления;

5)установку фильтра в контур системы стабилиза­

ции;

6)увеличение жесткости привода;

7)установку демпфирующих перегородок в баке;

8)прочие методы.

Приведем подробнее описание наиболее интересных случаев возникновения неустойчивых колебаний. В поле­ те самолета Ci6 наблюдались интенсивные колебания са­ молета, которые привели к разрушению конструкции. Эти колебания были обусловлены флаттером конструк­ ции и взаимодействием упругих колебаний фюзеляжа с системой стабилизации. Данная форма неустойчивых колебаний не была получена в предварительных теорети­ ческих расчетах, поскольку в них не учитывалось влия­ ние сжимаемости воздуха на величину шарнирного момента управляющей поверхности. Неустойчивые коле­ бания на данном типе самолета устраняли установкой демпфера колебаний управляющей поверхности.

По данным телеметрии в полете самолета Сго наблю­ дались сильные вибрации, которые представляли опас­ ность для конструкции и были неприемлемы с точки зрения пилотирования. Блок датчиков системы стабили­ зации устанавливали вблизи пучности формы упругих колебаний фюзеляжа. Однако изгибные колебания уп­ равляющей поверхности через фюзеляж передавались блоку датчиков, частота изгибных колебаний управляю­ щей поверхности была близка к собственной частоте гидравлического привода, обусловленной сжимаемостью

18