Реферат по книге «Автоматическое управление полетом самолетов. Что такое «демпфер рыскания»? Демпфер рыскания
«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
6.2.1. Демпферы крена Устройство и работа. Необходимость демпфирования колебаний по крену возникает при непроизвольном отклонении самолета от исходного режима под действием внешних возмущений или при маневре в горизонтальной плоскости. Если самолет обладает недостаточной степенью поперечной статической устойчивости по скорости крена, а также проявляется колебательность движения самолета по крену, необходимо обеспечить принудительное демпфирование. В режиме ручного (штурвального) управления пилот наблюдает за изменением угла крена по указателю авиагоризонта и воздействует на штурвал при возникновении колебаний таким образом, чтобы отклонение элеронов противодействовало этим колебаниям. Для освобождения пилота от решения этой задачи служат демпферы крена.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
7.2.1. Автоматы продольного управления Устройство и работа. Демпферы тангажа и автоматы продольной устойчивости обладают одним общим недостатком: снижают эффективность продольного управления самолетом от колонки штурвала. Если к тому же самолет обладает неудовлетворительными характеристиками продольной управляемости, пилоту приходится компенсировать снижение эффективности продольного управления дополнительным отклонением колонки штурвала и руля высоты. Автоматы продольного управления служат для освобождения пилота от решения этой задачи.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
7.3.1. Автоматы бокового управления Устройство и работа. Демпферы крена и рыскания, автоматы боковой устойчивости снижают эффективность путевого и поперечного управления.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.
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.
Что такое демпфер рыскания простыми словами и получил лучший ответ
Ответ от Александр кайманов[гуру]
Демпфер колебаний это узел системы управления летательным аппаратом. Демпферы колебаний, предназначены для парирования колебаний ЛА относительно трех основных осей и улучшения характеристик устойчивости и управляемости при пилотировании ЛА на всех режимах полета.
Применение демпферов на современных самолетах вызвано ухудшением их аэродинамической устойчивости из-за малой площади оперения, связанным с увеличением высот и скоростей полета.
Бляяяяяяяяяяя!!! Ты кажись будущий лётчик Мамааааааааааааааа!! !
Щас тост скажу:
Високо, високо в седых кавказских горах, старий чабан пас стадо овец. Високо в голубом небе парил орел. Он увидел овец сложил крылья и камнем упал на самого большого барана, схватил его и полетел. Старый чабан взял ружье, прицелился, выстрелил, И.... Орел упал на дно самого глубокого ущелья, а баран... дальше полетел.
Так выпьем же за то, что бы орлы никогда не падали, а бараны никогода не летали!
Учи матчасть и будь осторожен: в небесах пиздец всегда возможен.
Коллега расстроен твоими знаниями....
Ответ от Murzik99rus
[гуру]
Успокоитель.
Ответ от 3 ответа
[гуру]
Привет! Вот подборка тем с ответами на Ваш вопрос: Что такое демпфер рыскания простыми словами
Это, в простейшем смысле, «автопилот» для рыскания. Когда он задействован, он управляет рулем (или какой-либо метод управления рысканием доступен на экзотических самолетах, например, летающее крыло B-2).
Его основная цель - противостоять типичному голландскому рулону аэродинамическому режиму многих самолетов. Он также помогает поддерживать скоординированный путем автоматического предоставления необходимых входных данных руля, чтобы избежать slipping/skidding в очереди.
В нормальном воздушном судне демпфер рыскания является частью автоматической системы управления полетом (AFCS) или «автопилотом». Обычно его можно использовать самостоятельно без остальной части автопилота. С другой стороны, большинство автопилотов требуют, чтобы заслонка рыскания включалась, когда задействована остальная часть автопилота (у вас может быть демпфер рыскания без автопилота, но не автопилот без демпфера рыскания).
Для больших/транспортных самолетов демпфер рыскания обычно задействован по всему профилю полета, за исключением взлета и посадки.
Как это работает?
Это автоматизированная система, которая использует скорость рыскания самолета (таким образом, самолет должен быть оснащен датчиком, способным измерить его), чтобы управлять рулем (таким образом, воздушное судно должно быть оснащено привод, способный отклонять руль без пилотного вмешательства) таким образом, чтобы колебания рыскания затухали быстрее, чем естественным путем.
Большинство самолетов естественным образом устойчивы вокруг оси рыскания (так называемая «устойчивость Weathercock»), но такая естественная устойчивость (в основном из-за вертикальной части хвоста) может быть не очень затухающей, а это означает, что если неконтролируемое колебание вокруг оси рыскания будет продолжаться в течение долгого времени, прежде чем умереть.
Дроссельная заслонка направлена на уменьшение продолжительности этих колебаний.
Когда он используется?
Всякий раз, когда это необходимо.
Обычно это не должно создавать проблем для пилота или безопасности самолета, но могут быть ситуации, в которых вы, возможно, захотите его отключить, например, когда вам нужно быстро выполнить де-краб: традиционный (основанный на рыскании) демпфер рыскания замедлял маневр.
Требуется ли когда-либо для сертификации?
Thanks to dvnrrs for pointing out that yaw dampers are required for certification of transport aicraft whose flight-test-demonstrated Dutch roll instability exceed certain limits. The relevant requirements are in 14 CFR §25.181.
Требуется ли это для работы?
Поскольку dvnrrs упоминает в своем ответе , автопилоты более высокого уровня обычно не задействуются, если SAS деактивированы.
Стреловидность крыла .
Как показано на рисунке, скольжение меняет эффективную стреловидность полукрыльев стреловидного крыла. Если крыло создаёт подъёмную силу, то полукрыло с меньшей эффективной стреловидностью создаст большую силу, чем противоположное полукрыло. Это даст стабилизирующий момент крена. Таким образом, стреловидность крыла повышает поперечную устойчивость самолёта. (Крыло обратной стреловидности уменьшает поперечную устойчивость).
Влияние стреловидности пропорционально С у и углу стреловидности крыла . На рисунке показано, что при одном и том же скольжении разница подъёмных сил полукрыльев возрастает с ростом С у (уменьшением скорости). Поскольку скоростные самолёты нуждаются в стреловидном крыле, то на малых скоростях они обладают чрезмерной поперечной устойчивостью.
Самолётам со стреловидным крылом нуждаются в меньшем поперечном V крыла, чем самолёты с прямым крылом.
Киль
создаёт небольшой стабилизирующий момент крена при скольжении. Поскольку точка приложения боковой силы киля находится выше центра тяжести, то боковая сила киля, обеспечивая путевую устойчивость, играет также небольшую роль в поперечной устойчивости самолёта
.
Подфюзеляжный гребень
находится ниже центра тяжести и поэтому оказывает отрицательное влияние на поперечную устойчивость.
В целом, поперечная устойчивость не должна быть слишком большой. Чрезмерная реакция самолёта креном на скольжение может привести к возникновению колебаний типа «голландский шаг» или потребовать от системы поперечного управления самолёта очень высокой эффективности для выполнения взлётов и посадок при боковом ветре.
Если самолёт демонстрирует удовлетворительную поперечную устойчивость в крейсерском полёте, то на режимах взлёта и посадки небольшие отклонения от нормы. Поскольку влияние закрылков и тяги двигателей дестабилизирующее, то возможно снижение устойчивости из-за их влияния.
Выпуск закрылков делает внутренние секции крыла более эффективными, а поскольку они находятся ближе к центру тяжести, то результирующий момент от изменения подъёмных сил полукрыльев уменьшается.
Влияние тяги двигателей у реактивных самолётов незначительное, но существенное у винтовых.
Силовая обдувка внутренних секций крыла на малых скоростях полёта делает их намного эффективнее наружных секций, что уменьшает поперечную устойчивость.
Объединение эффекта закрылков и силовой обдувки винта может привести к значительному уменьшению поперечной устойчивости на взлётно-посадочных режимах винтовых самолётов.
Самолёт должен быть устойчив в поперечном отношении, но устойчивость не должна быть большой. Кроме того, допускаются некоторые исключения для режимов взлёта и посадки.
Проблемы, возникающие при чрезмерной устойчивости, существенны, и с ними тяжело бороться.
Пилот ощущает поперечную устойчивость через потребное отклонение колеса штурвала (ручки управления) для сохранения заданного крена при возникновении скольжения самолёта (боковой порыв, отклонение педали, асимметричная тяга двигателей и т. п.). При наличии поперечной устойчивости летчик будет вынужден отклонять штурвал в сторону возникшего скольжения (сторону противоположную отклонённой педали).
Заключение
: перед конструктором стоит дилемма. Для увеличения скорости полёта на самолёт устанавливают стреловидное крыло, но это повышает его поперечную устойчивость. Чтобы её уменьшить, уменьшают поперечное V крыла. При верхнем расположении крыла на фюзеляже возникает дополнительный эффект усиливающий поперечную устойчивость. Для борьбы с этим применяют отрицательное V крыла.
Динамическое взаимодействие путевого и поперечного движения.
В предыдущем рассмотрении реакция самолёта на скольжение по крену и рысканию рассматривалась изолировано, для детального анализа.
В реальности, оба эти момента возникают одновременно: кренящий момент от поперечной статической устойчивости и момент рыскания от путевой статической устойчивости.
Спиральная неустойчивость.
Самолёт обладает спиральной неустойчивостью, если его путевая устойчивость очень велика, по сравнению с поперечной устойчивостью.
Спиральная неустойчивость проявляется плавно. Самолёт, после воздействия возмущения, начинает плавно увеличивать крен, который постепенно может перейти в крутую нисходящую спираль.
Причина возникновения спиральной неустойчивости заключается в том, что самолёт быстро устраняет возникшее скольжение, в то время как слабая поперечная устойчивость не успевает убрать крен. При этом моменту поперечной устойчивости противодействует спиральный момент крена, который возникает при вращении самолёта относительно нормальной оси. Допустим, возникло скольжение справа. Путевая устойчивость начинает разворачивать нос самолёта вправо. При этом левое крыло движется по большему радиусу, его подъёмная сила увеличивается и стремится накренить самолет вправо – в противовес моменту поперечной устойчивости.
Темп развития крена при спиральной неустойчивости обычно слабый, что не создаёт пилоту трудностей в управлении самолётом.
«Голландский шаг».
Колебания типа «голландский шаг» возникают, когда поперечная устойчивость самолёта велика, по сравнению с путевой устойчивостью.
Это самопроизвольно возникающие нежелательные колебания, вызванные взаимодействием путевого и поперечного канала.
Когда у самолёта возникает скольжение, то момент поперечной устойчивости энергично создаёт крен от скольжения. На поднимающемся полукрыле подъёмная сила и индуктивное сопротивление больше, чем на опускающемся. Это создаёт момент рыскания на уменьшение угла скольжения, но за счёт инерции самолёт проскакивает нулевое значение и возникает скольжение уже с другой стороны. После чего процесс повторяется в другую сторону.
Для устранения «голландского шага» на самолёты устанавливают демпферы рыскания, которые искусственно повышают путевую устойчивость, отклоняя руль направления для противодействия возникающей угловой скорости рыскания.
Если демпфер рыскания отказал в полёте, то возникающие колебания рекомендуется устранять, используя поперечное управление самолёта. Потому что при использовании руля направления, запаздывание в реакции самолёта таково, что возможна раскачка самолёта лётчиком (PIO). В этом случае «голландский шаг» может быстро привести к расходящимся колебаниям и потерей контроля над самолётом.
«Голландский шаг» нежелательный, а спиральная неустойчивость допустима, если скорость нарастания крена мала. Поэтому степень поперечной устойчивости не должна быть большой.
Если степень путевой устойчивости самолёта достаточна для предотвращения «голландского шага», то она автоматически достаточна для недопущения путевой апериодической неустойчивости (непрерывного нарастания угла скольжения). Поскольку наилучшие пилотажные свойства демонстрируют самолёты, обладающие высокой степенью путевой устойчивости и минимально необходимой степенью поперечной устойчивости, то большинство самолётов имеют небольшую спиральную неустойчивость. Как уже говорилось, слабая спиральная неустойчивость вызывает мало беспокойства у пилотов и гораздо предпочтительнее, чем «голландский шаг».
Стреловидное крыло значительно влияет на поперечную устойчивость. Поскольку степень этого влияния зависит от С у, то динамические характеристики самолёта могут меняться в зависимости от скорости полёта. На больших скоростях (малых С у) поперечная устойчивость мала и самолет имеет спиральную неустойчивость. На малых скоростях поперечная устойчивость возрастает и усиливается тенденция к колебаниям типа «голландский шаг».
Раскачка самолёта пилотом (PIO).
Определённые нежелательные колебания самолёта могут возникнуть из-за непреднамеренных движений органами управления самолётом. Колебания могут возникнуть относительно любой оси, но наиболее опасными являются короткопериодические продольные колебания. За счёт запаздывания обратной связи, система пилот/система управления/самолёт может возбудить колебания, приводящие к разрушающим нагрузкам на конструкцию и потере управления.
Когда время реакции пилота и запаздывание системы управления совпадают с периодом собственных колебаний самолёта, непреднамеренные управляющие реакции пилота могут привести к резкому увеличению амплитуды колебаний. Поскольку эти колебания относительно высокочастотные, то амплитуда может достичь опасных значений за очень короткий промежуток времени.
При попадании в такой режим полёта наиболее эффективным действием является освобождение органов управления. Любая попытка принудительно остановить колебания только продолжит возбуждение и усилит их величину. Освобождение органов управления устраняет причину возбуждающую колебания и позволяет самолёту выйти из режима за счёт собственной динамической устойчивости.
Полёт на больших числах М.
Обычно полёт на больших числах М происходит на большой высоте. Рассмотрим влияние большой высоты на поведение самолёта. Аэродинамическое демпфирование проявляется в появлении моментов сил, препятствующих вращению самолёта относительно трех его осей. Причина появления этих моментов в изменении углов обтекания крыла, стабилизатора и киля при вращении самолёта.
Чем больше истинная скорость самолёта, тем меньше изменения углов обтекания при заданной угловой скорости вращения, и, соответственно, меньше демпфирование. Степень уменьшения демпфирования пропорциональна квадратному корню из относительной плотности воздуха. В этой же пропорции находятся индикаторная земная (EAS) и истинная (TAS) скорости. Так, например, в стандартной атмосфере на высоте 40000 футов демпфирование будет в два раза слабее, чем на уровне моря.
Обеспечение устойчивости по скорости на трансзвуковых числах М.
Когда число М полёта превышает М крит, над верхней поверхностью крыла образуется сверхзвуковая зона со скачком уплотнения. Это приводит к:
смещению центра давления крыла назад, и
уменьшению скоса потока за крылом.
Для сохранения требуемого градиента усилий на штурвале по скорости в систему управления современных самолётов встраивают устройство, компенсирующее данный момент (Mach trim).
При увеличении числа М, данное устройство может:
отклонять руль высоты вверх;
перекладывать отклоняемый стабилизатор носком вниз или
смещать центр тяжести самолёта перекачкой топлива в задний бак.
Какой именно метод используется, зависит от производителя самолёта. Данная система регулирует усилия в продольном канале управления и работает только на больших числах М.
Заключение
Устойчивость – это качество присущее самолёту и позволяющее ему в условиях воздействия возмущений возвращаться к исходному режиму полёта. Различают два вида устойчивости статическую и динамическую. В каждом из этих видов самолёт может оказаться устойчивым, нейтральным или неустойчивым.
Статическая устойчивость описывает первоначальную реакцию самолёта на отклонение от равновесия относительно одной или более осей (самолёт имеет три оси вращения).
Самолёт статически устойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к возврату в первоначальное состояние.
Самолёт статически нейтрален, если, при отклонении от состояния равновесия, у него не возникает никакой тенденции, и он остаётся в новом состоянии.
Самолёт статически неустойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к дальнейшему увеличению отклонения. Это крайне нежелательное свойство, которое может привести к потере управления самолётом.
Большинство самолётов обладают статической устойчивостью по тангажу и рысканию и близки к статической нейтральности по крену.
Если самолёт обладает статической устойчивостью, то динамическая устойчивость рассматривает временной процесс поведения самолёта после прекращения действия возмущения. В процессе возврата к равновесному состоянию самолёт по инерции проскакивает исходное положение, что создаёт отклонение в другую сторону и процесс повторяется.
Если самолёт динамически устойчив, то эти колебания затухающие. Самолёт должен быть динамически устойчивым.
Если самолёт динамически нейтрален, то колебания не будут затухать. Динамическая нейтральность – нежелательное явление.
Если амплитуда колебаний самолёта будет возрастать по времени, то данный самолёт динамически неустойчив, что крайне нежелательно.
Наличие устойчивости (или неустойчивости) самолёта определяется формой и размерами его поверхностей.
Киль является основной поверхностью, обеспечивающей путевую устойчивость. Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость, а крыло – поперечную.
Расположение центра тяжести также влияет на устойчивость. Если центр тяжести находится вблизи предельно задней границы, то самолёт будет менее устойчив по тангажу и рысканию. При смещении центра тяжести вперёд устойчивость повышается.
Хотя самолёт при задней центровке менее устойчив, его лётные характеристики улучшаются из-за уменьшения силы на стабилизаторе, направленной вниз (потери на балансировку). Такой самолёт имеет немного меньшую скорость сваливания, меньше сопротивление, большую крейсерскую скорость на одном и том же режиме двигателей.
Манёвренность – это качество самолёта, позволяющее ему легко маневрировать и выдерживать нагрузки, связанные с этим маневрированием.
Управляемость – это способность самолёта реагировать на управляющие воздействия пилота, в частности по управлению пространственным положением и траекторией полёта.
Самолёт устойчив по тангажу, если он возвращается к горизонтальному полёту после прекращения действия возмущения, вызванного вертикальным порывом или отклонением руля высоты. Положение центра тяжести и эффективность стабилизатора оказывают основное влияние на устойчивость и управляемость по тангажу.
Увеличение устойчивости, по какой либо из осей:
уменьшает манёвренность и управляемость, и
увеличивает усилия на штурвале (ручке управления, педалях).
Самолёт будет уменьшать крен после случайного накренения, если он имеет статическую поперечную устойчивость. Поперечная устойчивость в англоязычных текстах часто называется «dihedral effect» (эффект поперечного V крыла).
Большинство самолётов имеют положительное V крыла. Это значит, что законцовки крыльев находятся выше, чем комель крыла. Если в полёте возникнет левый крен, то под действием боковой составляющей силы тяжести самолёт начнет скользить влево. Местный угол атаки левого крыла увеличится, а правого – уменьшится. Это создаст момент, выводящий самолёт из крена.
Стреловидное крыло обеспечивает большее М крит, кроме этого оно также придаёт самолёту поперечную устойчивость. В данном случае это побочный продукт. Самолёты со стреловидными крыльями имеют меньшее положительное V крыла, чем самолёты с прямым крылом.
Верхнее расположение крыла также усиливает поперечную устойчивость, поэтому у верхнепланов не требуется положительное V крыла, а часто наоборот делают отрицательное V крыла.
Излишняя поперечная статическая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – колебаниям типа «голландский шаг».
Статическая путевая устойчивость (флюгерная) – это тенденция самолёта разворачивать нос в направлении набегающего потока (в плоскости крыльев). Она обеспечивается тем, что боковая площадь самолёта (включая киль) позади центра тяжести больше, чем площадь впереди центра тяжести.
Стреловидное крыло также увеличивает путевую устойчивость.
Чрезмерная статическая путевая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – тенденции самолёта к спиральной неустойчивости.
Взаимодействие поперечной и путевой устойчивости. При накренении самолёт начинает скользить на опущенное полукрыло. Путевая устойчивость создаёт момент на уборку скольжения (разворот носа в сторону опущенного полукрыла), а поперечная – на уборку крена.
Если путевая устойчивость сильная, а поперечная – слабая, то самолёт начнёт вращаться относительно нормальной оси при вялой тенденции к уменьшению крена. Полукрыло, идущее по большему радиусу, будет обтекаться с большей скоростью, что создаёт момент на увеличение крена. Этот момент называется спиральный момент крена. Если он превысит момент поперечной устойчивости, то крен будет непрерывно увеличиваться, а поскольку вертикальная составляющая подъёмной силы станет меньше веса, то самолёт будет входить в нисходящую спираль.
Если поперечная устойчивость сильная, а путевая – слабая, то самолёт будет иметь тенденцию к колебаниям типа «голландский шаг».
Система обеспечения устойчивости по скорости на больших числах М (Mach trim) поддерживает заданный градиент усилий по скорости. Система регулирует загрузку штурвала (ручки управления) и работает только на больших числах М.