Автоматы регулирования управления и загрузки.

Автоматы регулирования управления. Так принято называть автоматические устройства, которые, будучи включенными в ме­ханическую систему управления рулевыми органами, изменяют ее параметры для того, чтобы обеспечить единообразную тех­нику пилотирования самолетом на различных режимах полета.

Когда мы говорили об управляемости самолета, то не за­трагивали участия летчика в процессе управления, т. е. пола­гали исходным моментом управления отклонение рулевой по­верхности. В действительности же управляемость следует начи­нать рассматривать с ощущений летчика, возникающих при пе­ремещении им рычагов управления. Летная практика показы­вает, что при воздействии на рычаги управления летчик лучше чувствует усилия на рычаге, нежели его перемещение. Возник­ший же при управлении маневр самолета он воспринимает в виде угловой скорости вращения или перегрузки. Для летчика удобно, если самолет на всех режимах полета будет отвечать примерно одинаковой реакцией по угловой скорости или пере­грузке на одно и то же управляющее усилие.

Для продольного управления сверхзвуковыми самолетами наиболее характерным параметром является нормальная пере­грузка, а при боковом управлении (по крену) и продольном управлении тяжелыми дозвуковыми самолетами летчик лучше воспринимает угловую скорость вращения.

Так как автоматы регулирования управления нашли наи­большее применение в каналах продольного управления истре­бителей, в дальнейшем ограничимся рассмотрением именно это­го случая.

Если не принимать во внимание динамику управления пере­грузкой, а рассматривать только ее установившееся значение при определенных воздействиях летчика, то мы будем иметь дело с так называемыми статическими характеристиками управ­ляемости, которые задаются в виде градиентов, характеризую­щих усилие на ручке управления ΔР или ее перемещение ΔХ:, необходимые для увеличения перегрузки на единицу, т. е. коэф­фициентов

;

Летная практика показывает, что наилучшими значениями указанных параметров для истребителя являются: Р"^у = 30 -50Н, Х^п_к^у = 10--20 мм. Поддержание неизменными этих зна­чений при изменении режима полета и является главной зада­чей автоматов регулирования управления (АРУ).

Типовая схема механической системы управления легкого сверхзвукового самолета включает следующие основные элемен­ты (рис. 8): ручку управления (РУ), загрузочный механизм (ЗМ), механизм триммирования (МТ), функционирующий при нажатии кнопки «Триммер» (Кн), механические тяги и необра­тимый гидроусилитель — рулевой привод (РП).

При управлении через необратимый гидроусилитель весь шарнирный момент руля (или поворотного стабилизатора) вос­принимается рулевым приводом и летчик в отличие от прямого управления (без гидроусилителя) не чувствует усилий на ручке создаваемых рулем. Необходимая загрузка ручки при ее откло­нении обеспечивается пружинным загрузочным механизмом. Снятие усилий с ручки при ее установке в балансировочное по­ложение осуществляется перемещением точки опоры пружины с помощью электромеханизма триммирования.

 

Рис.8. Схема рулевого управления

 

В этой системе управления, где все элементы кинематической схемы постоянны, при отклонении ручки на ΔХ возникают вполне определенные усилие и отклонение руля высоты:

ΔР = f_ЗМΔX:; Δδ_в=К_РПΔХ, (2)

где f_зм — жесткость пружины, К_РП—механический коэффициент передачи гидроусилителя.

Для уяснения необходимости включения АРУ в эту систему управления рассмотрим более подробно зависимость перегруз­ки, возникающей при отклонении руля высоты, от изменения режима полета, а именно: высоты Н и скоростного напора q. Выше было показано, что при отклонении руля высоты начина­ется изменение угла атаки, которое прекращается при равенстве управляющего момента руля и момента статической устойчиво­сти (для простоты здесь пренебрежем демпфирующим момен­том). Из равенства М₂(Δб_в) =М_г(а) с учетом формул

ΔαqS

вытекает

( 3)

Отсюда, использовав выражение

,

легко получить ин­тересующую нас зависимость

 

(4)

 

Рис.9. Эффективность руля высоты по перегрузке

Из рис. 9 видно, что на дозвуковых скоростях полета ко­эффициенты m_z^δ, m_z^α с_y^α примерно постоянны, поэтому отноше­ние Δnу/Δбв при М<1 линейно зависит от скоростного напора (рис.9)

Так как достижение скорости звука на разных высотах происходит при различных скоростных напорах (из-за изменения плотности возду­ха ρ), то каждой высоте полета со­ответствует свой горизонтальный участок Δnу/Δбв.

Проведенный анализ показывает, что на различных режимах полета одному и тому же отклонению руля высоты Δб_в соответствуют весьма различные приращения перегрузок Δn_у, а это приведет к плохой стати­ческой управляемости, если исполь­зовать схему управления рис. 8 с постоянными параметрами. Следовательно, необходимо изме­нять или жесткость пружины, или коэффициент передачи от ручки к рулю с тем, чтобы при одном и том же усилии ΔР руль высоты отклонялся на различную величину в зависимости от режима полета и этим самым компенсировал непостоянство отношения Δnу/Δбв.

Наилучшим вариантом такого регулирования является одно­временное изменение и жесткости пружины, и коэффициента пе­редачи, так как при этом каждый из указанных параметров должен изменяться в меньшем диапазоне.

Одна из возможных схем АРУ показана на рис. 10, где в качестве регулирующих устройств применены электромеханиз­мы, изменяющие длины плеч рычагов l_зм и l_РП. Необходимая программа изменения этих плеч в функции q и Н может быть определена из условия постоянства отношения Δnу /ΔР, что эквивалентно постоянству коэффициента Р_в^ny = ΔP/ Δnу. Запишем очевидное равенство:

 

Рис.10. Схема включения электромеханизмов АРУ в проводку управления

(1) из рис.10 следует

, подставив эти выражения в (1) получим

где l_рп/а — коэффициент передачи рычага на рулевой привод; f_зм/b—коэффициент передачи рычага на загрузочный меха­низм; Kрп/fзм — постоянная для данной схемы величина Теперь, если аппроксимировать зависимость Δnу/Δбв прямы­ми линиями, как это показано на рис. 11a, легко можно вы­брать две однотипные простые программы изменения коэффициентов l_рп/а и f_зм/b (рис.11 б, в), которые с хорошей степенью приближения скомпенсируют изменение Δnу/Δбв и обеспечат примерное постоянство коэффициента Δnу /ΔР, в чем можно убедиться простой проверкой хотя бы крайних точек ра­бочего диапазона скоростных напоров q_min, q_max.

Рис.11. Упрощенная зависимость эффективности руля высоты по перегрузке (а), программы регулирования плеча на загрузочном механизме (б) и на рулевом приводе (в)

Электрическая схема АРУ содержит задатчик программы, усилитель мощности (УМ), электродвигатель и цепи обратной, связи (рис. 12).

Рис.12. Схема управления одним из электромеханизмов АРУ

Информация о высоте и скоростном напоре поступает в виде полного р_п и статического р_ст давлений от ПВД самолета, причем измерение скоростного напора обычно осуществляется приближенно по динамическому давлению р_д=р_п—р_ст. с увеличением динамического давления мембранная коробка (МК) расширяется и перемещает ползунок задатчика программы в соответствии с наклонным участком (рис. 11).

Ограничение этого перемещения в зависимости от высоты полета происходит за счет изменения размера анероидной коробки (АК на рис. 12) и связанного с ней упора, препятствующего движению ползунка от мембранной коробки. Сигнал задатчика поступает на усилитель и обеспечивает вращение электродвигателя и выходного штока электромеха­низма до тех пор, пока сигнал датчика обратной связи не ском­пенсирует входной сигнал задатчика программы. Таким обра­зом, эта схема является типичной следящей системой, в которой осуществляется синхронное изменение длины выходного штока вслед за перемещением ползунка задатчика программы. Работу АРУ летчик может контролировать по указателю (У). В неко­торых АРУ при отказах блока управления предусмотрено руч­ное управление электромеханизмом от специального переклю­чателя.