Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

наибольшее и сравнивается с полученными в пп. «а» и «г»; если последние больше, то из полученных в пп. «а» и «г» берется наи­ меньшее значение в качестве рекомендуемого. При этом иногда приходится мириться с некоторым ухудшением качества про­ цесса стабилизации самолета (если расчет по пп. «г» дает при этом условии большее значение М ПОТр.р.м .э, чем по п. «а»), В про­ тивном случае приходится отказываться от применения ограни­ чения моментов рулевых машин элеронов в качестве средства обеспечения безопасности.

Поскольку исходя из ограничения пг можно считать величину Могр.р.м.н не зависимой от режима полета, то пределы примени­ мости ограничения моментов рулевых машин руля направления и элеронов на сравнительно больших высотах полета (в первом диапазоне высот) лимитируются рулевой машиной элеронов.

Для построения границ применимости метода для принятых

ного самолета определяются подобласти, в которых выполняются условия ограничения как при отказах канала элеронов, руля на­ правления, так и при отказе двигателя самолета. Областью при­ менимости метода является общая часть всех построенных таким образом подобластей. Нижняя граница области применимости метода определяется, как правило, моделированием системы «самолет — САУ» при отказах канала элеронов, руля направле­

* Напомним, что для самолета с ТРД величину ЭЛ* отк можно принять

равной нулю.

159

ния САУ и отказе двигателя с учетом вывода самолета в безо­ пасный режим полета. Построенная таким образом область при­ менимости и дает возможность вынести окончательное суждение о целесообразности применения рассмотренных средств.

Некоторые общие соображения. Ограничение моментов руле­ вых машин рулей высоты и направления САУ служит неплохим средством ограничения нормальной пу и боковой nz перегрузок дозвукового самолета, возникающих при отказах в каналах ру­ лей направления и элеронов САУ.

Однако следует иметь в виду, что это справедливо только в том случае, когда на самолете либо имеется непосредственная кинематическая связь рулей с рулевыми машинами, либо когда он оснащен обратимыми гидроусилителями. При применении на самолете необратимых гидроусилителей ограничение по­ стоянных значений перегрузок пу и пг возможно лишь в том случае, если загружающие устройства в проводке управления самолета имеют коррекцию усилия загружения по скоростному напору, либо если максимальный момент рулевой машины (или ограничивающее его устройство) зависит от скоростного напора. Выполнить это условие принципиально возможно, но это приво­ дит к усложнению проводки управления самолета или САУ, что, вообще говоря, в свою очередь приводит к уменьшению уровня безопасности Рбез-

Поскольку в настоящее время многие самолеты, в том числе и дозвуковые пассажирские, оснащаются необратимыми гидро­ усилителями, указанный недостаток является довольно сущест­ венным, хотя не исключающим ограничение моментов рулевых машин САУ в целях обеспечения безопасности полета. Другим недостатком рассматриваемого метода является выход самолета при отказах САУ на довольно значительные перегрузки, доста­ точно хорошо ощущаемые пассажирами. Таким образом, в дан­ ном случае не обеспечивается комфорт пассажиров при отказах САУ, на который в настоящее время обращается серьезное вни­ мание. И наконец, третьим существенным недостатком метода является необходимость обеспечения равенства нулю момента рулевой машины при изменении балансировочного положения руля высоты самолета. Для этого необходимо или периодически отключать САУ для осуществления балансировки самолета лет­ чиком с последующим включением САУ или устанавливать на борт самолета автоматический триммер руля высоты и синхро­

безопасности полета современных самолетов, как вспомогатель­ ное средство на случай выхода из строя других, основных,

160

средств, тем более что ограничение момента рулевой машины нередко может быть достигнуто за счет естественного ограниче­ ния момента ее двигателя. Следовательно, надежность такого устройства может быть очень высокой, и применение метода, на­ ряду с другими, приводит к увеличению Рбез, особенно сущест­ венному в тех случаях, когда изменения балансировочного поло­ жения руля самолета невелики и происходят достаточно мед­ ленно. Заметим, что нередко имеет место зависимость градиента

шарнирного момента Мш, приведенного к рулевой машине, не только от скоростного напора, но и от отклонения руля самолета. Это является следствием нелинейности кинематической связи между отклонениями руля и выходного звена рулевой машины

и нелинейности зависимости коэффициента тьш от отклонения руля самолета. В этом случае при расчете Л40Гр необходимо учи­ тывать имеющие место нелинейные зависимости, это, конечно, несколько усложняет расчет, но не меняет существа дела и каче­ ственных выводов.

Если на самолете установлены необратимые гидроусилители и нагружающие устройства не имеют коррекции в зависимости от скоростного напора, то ограничение момента рулевой ма­ шины, очевидно, сводится к ограничению угла отклонения руля самолета.

При наличии в проводке управления самолета обратимых гидроусилителей при расчете приведенного к валу рулевой ма­ шины шарнирного момента необходимо учитывать коэффициент обратимости гидроусилителя. Все сказанное выше о возможно­ сти ограничения параметров движения самолета путем ограни­ чения момента рулевой машины справедливо и в этом случае.

Ограничение углов отклонения рулей и элеронов самолета

Ограничение угла отклонения рулевой машины руля высоты

Ограничивая угол отклонения рулевой машины руля высоты (а тем самым и руля высоты самолета), возможно ограничить лишь параметры движения самолета первой группы.

О г р а н и ч е н и е п е р е г р у з к и с а м о л е т а пу

Для рассмотрения возможности ограничения перегрузки пу путем ограничения угла отклонения рулевой машины руля высоты воспользуемся выражением (3.91), преобразовав его к виду

(3. 160)

огр.р.м.в

скоростному напору. При 6огр.р.м.в= const величина Atiy0TV будет увеличиваться пропорционально скоростному напору. Поэтому применение ограничения отклонения рулевой машины руля вы­ соты для ограничения перегрузки самолета нецелесообразно.

О г р а н и ч е н и е в е л и ч и н ы су

Возможность ограничения величины су рассматриваемым спо­ собом нетрудно оценить, проанализировав выражение

лансировочного положения величиной, зависящей от скоростного напора q. Следовательно, для целей ограничения су ограничение отклонения рулевой машины руля высоты от балансировочного

положения постоянной величиной Op Р м в = const неприем­ лемо.

Рассмотрим возможность применения для этой цели ограни­ чения отклонения рулевой машины руля высоты от геометриче­

162

ски нейтрального положения. Для этого воспользуемся выра­ жением для балансировочного положения руля [14]

т,

Здесь mZo6.r.o — коэффициент момента самолета без горизон­ тального оперения;

k — коэффициент торможения потока у оперения;

л_ ^г.о^г.о .

5г.о — площадь горизонтального оперения; Ф — угол установки горизонтального оперения;

е — угол скоса потока у горизонтального оперения.

Величина 6о зависит от конструктивных особенностей само­ лета и числа М. Для дозвукового самолета можно считать

6o = const.

Сложим теперь выражения (3.162) и (3. 163); получим

Поскольку для дозвукового самолета (особенно на малых скоростях полета, на которых особенно важно ограничение вели­

чины Су) М ОЖ НО ПО ЛО Ж И ТЬ Су доп = const, то получим

?>СУ —const,

огр.р.м В

и, следовательно, ограничение отклонения рулевой машины руля высоты от геометрически нейтрального положения можно счи­ тать хорошим способом ограничения су самолета величи­ ной Су доп*

J63