Принцип управления самолетом

7 Классификация сау / по классам авиационных ла/

Функциональное
назначение САУ с развитием авиационной
техники неп­рерывно расширяется,
сопровождаясь увеличением числа режимов
работы и количества внешних связей с
другими видами оборудования и комплек­сами
вооружения.

3 Агрегаты системы прямого управления.

Система
прямого управления иключает следующие
агрегаты Командные рычаги управления.
Они проектируются так, чтобы их отклонение
соответствовало естественным движениям
летчика (ручка от себя — самолет вниз,
ручки влево — крен влево и т. д )
Перемещения рычагов выбираются так,
чтобы их максимальные значения получались
за счет движения только рук и ног (без
изме­нения положения корпуса):

— движение
ручки (колонки) от себя — 150—180 мм, на
себя — 200—250 мм;

— движение
ручки вправо-влево— 150—200 мм;

— движение
штурвала вправо-влево—±50°;

— движение
педалей вперед-назад — 70—100 мм,

Рис.
6.8. Командный
рычаг управления креном и тангажом
истребителя

1,
2 — шарниры, 3 — тяга управления рулем
высоты 4 — труба;

б
— тяга управления элеронами

При
этом управление рулем высоты (тангажом)
и элеронами (креном) осуществляется на
легких самолетах одним командным
рычагом — ручкой. Для обеспечения
независимости управления по тангажу
и крену при отклонениях ручки необходимо
наличие двух степеней свободы. На рис.
6.8 показана одна из возможных схем
командного рычага управления креном
и тангажом истреби­теля

Для
управления рулем высоты ручка отклоняется
относительно шарнира 1 при неподвижной
трубе 4. Для управления элеронами ручка
отклоняется относительно шарнира 2 при
неподвижной тяге 3.

На
транспортных самолетах и самолетах
бомбардировочной авиации, где необходимо
создавать большие управляющие усилия,
используются штурвальные колонки,
перемещаемые двумя руками (рис. 149).
Управление рулем высоты осуществляется
за счет отклонения колонки относительно
шарнира 1 и перемещения
тяги 2. Управление
элеронами осуществляется за счет
поворота штурвала и соответствующего
перемещения тросов 3,
проходящих
по оси цапф.

1
— шарнир; 2 — тяга управления рулем
высоты, 3 — трос управления элеронами

На
современных тяжелых самолетах колонки,
требующие зна­чительного места для
своего размещения, выносят за приборную
доску кабины, выполняя их скользящими
(с горизонтальной тру­бой).

Из
этих же соображений находят применение
спаренные ко­лонки управления, которые
одновременно увеличивают жесткость
продольного управления самолетом.

Для
управления рулем направления (курсом)
на всех типах(са­молетов используются
ножные педали. На легких самолетах их
обычно выполняют параллелограммного
типа (рис. 6.10), а, на тяжелых самолетах
— подвесного типа (рис. 6.11). В обеих
Схе­мах перемещение педалей вперед-назад
вызывает перемещение тяг (тросов),
идущих к рулям направления.

Проводка
управления. Она может выполняться
жесткой, гиб­кой и смешанной.

Рис.6.10.
Ножные педали параллелограммного
типа:

1
— педали; 2 — тяга руля направления

Рис.
6.11. Ножные
педали подвесного типа:

1-педали;
2 — тяга руля направления

Жесткий
приводка (рис. 6.12) состоит из тяг 1,
последова­тельно соединенных между
собой, рычагов 2, качалок 3 и роликовых
направляющих 4. Тяги прокладываются в
роликовых направляющих (рис. 6.12, б) или
на качалках-3. Во избежание заклинивания
тяг при деформациях планера в полете
прямолиней­ные1 участки (в роликовых
направляющих) перемежаются свобод­ными
звеньями с — с (рис. 6.12). На участках с
роликовыми нап­равляющими для
уменьшения износа тяги, контактирующие
с ро­ликами, часто выполняются из
стали. Для уменьшения веса эти тяги
делаются короткими.

Рис.
6.12. Жесткая
проводка управления:

а
—схема прямого управления, б —роликовая
направляющая, в — регулировочный
нако­нечник тяги, 1 — тяги, 2 — рычаг,
3, 5 — качалки, 4 — роликовые направляющие,
6 — кон­трольное отверстие, 7 — ролики

Сами
тяги подвергаются знакопеременным
напряжениям сжа­тия и растяжения при
отклонении рулей, а также испытывают
зна­чительные вибрационные нагрузки,
вызванные работой силовых установок,
динамическими нагрузками при ^взлете
и посадке. Для уменьшения вибрации тяг
стремятся сдвинуть частоты собствен­ных
колебаний тяг от резонансного режима.

Частота
собственных колебаний тяг

т—погонная
масса тяги, кгс*с2/см2.

Частоту
собственных колебаний тяг увеличивают
за счет умень­шения длины тяг — l
и увеличением момента инерции сечения
тяги Для регулировки нейтрального
положения рулей в процессе эксплуатации
часть тяг выполняют с регулировочными
наконечниками (рис. 6.12, б). Роликовые
направляющие (рис. 6.12,6) служат опорами
тяг, и расстояние между ними опре­деляет
эффективную длину тяги l
Ролики могут выполняться пласт­массовыми,
стальными, дюралюминиевыми с регулируемыми
в процессе эксплуатации зазором.

В
местах поворота проводки управления
устанавливаются рычаги 2
или качалки
5. Различают поддерживающие ка­чалки,
исключающие касание проводки окружающие
деталей и обшивки, и пере­ходные,
изменяющие на­правление движения
или пе­редаточное число.

Рис.
6.13. Принцип
дифференциального отклонения элеронов:

а
— зависимость коэффициента подъемной
силы от угла атаки (угла отклонения
элеронов); б — распределение подъемных
сил по размаху крыла

На
некоторых самолетах с повышенной
поперечной устойчивостью для созда­ния
достаточного кренящего момента
необходимы боль­шие углы отклонения
эле­ронов. На предпосадочном
планировании (на больших углах атаки)
отклонение элерона на большой угол
вниз может привести к срывному режиму
обтекания, а эффективность элерона,
от­клоненного вверх, понижена
(рис.6.13). В результате уменьшаются
подъемные си­лы полукрыльев и кренящий
момент. Необходимые вели­чины подъемных
сил полу­крыльев в этом случае
получают за счет дифференци­ального
отклонения элеро­нов: вверх их
отклоняют на больший угол, чем вниз.
Для обеспечения дифференциаль­ного
отклонения элеронов в проводку управления
включают дифференциальные качалки
(рис. 6.14), к одному из плеч которых тяга
подходит под углом, меньшим чем 90°.

Гибкая
(тросовая) проводка
(рис. 6,15) включает тросы 1, секторные
качалки 3, направляющие ролики 2 и тандеры
4. Тро­сы работают только на растяжение,
поэтому гибкая проводка 1ребует установки
двух тросов. Выполняются тросы диаметром
2,5—8 мм из стальных нитей с в=170—240
кгс/мм2.

Рис.
6.15. Гибкая
(тросовая) проводка.

Секторные
качалки 3 обеспечивают постоянство
длины натянутого и ослабленного тросов,
кроме того, они предотвращает вытяжку
тросов и возникновение ударных нагрузок
в тросах при перекладке рулей. Направляющие
ролики (рис. 6.15, б) с углублением под
тросы устанавливаются в местах поворота
про­водки на шариковых подшипниках.
Для обеспечения необходимой длины и
натяжения тросо» при сборке н » процессе
эксплуатации на отдельных участках
прополки уетапаилшшются тандеры (рис.
6.15, в).

Каждая
из проводок имеет свои положительные
и отрицатель­ные стороны. Тросовая
проводка легче жесткой, разрушающие
напряжения плетеной стальной проволоки
очень велики. Однако из-за вытяжки
тросов в процессе эксплуатации появляются
люфты в управлении и, как следствие,
запаздывание в отклонении рулей при
отклонении командных рычагов. Правда,
предварительной вы­тяжкой удается
уменьшить эксплуатационное провисание
тросов, но тем не менее на маневренных
самолетах используется в основ­ном
только жесткая проводка, обладающая к
тому же высокой боевой живучестью.

Недостатком
жесткой проводки является потребность
в боль­ших свободных объемах для ее
размещения (в отличие от гибкой), поэтому
ее часто выносят за обводы фюзеляжа,
закрывая соответ­ствующими обтекателями.

В
эксплуатационном отношении преимущество
имеет жест­кая проводка. При изменении
температуры удлинения дюралюми­ниевых
тяг и фюзеляжа одинаковые, а стальных
тросов и фюзе­ляжа различные.
Действительно, при изменении температуры
из­меняются и линейные размеры
проводки и планера самолета:

где
l—конечная
длина детали, см;

lо—начальная
длина детали, см;

—коэффициент
линейного расширения, 1/°С;

t°—температура
детали, ° С.

Для
деталей, выполненных из различных
материалов, например дюралюминия и
стали:

(например,
полет на высоте 10км) и

мм и трос может соскочить с роликовых
направляющих. Это требует регулярного
контроля за натяжением тросов, что
обе­спечивается с помощью тандеров
(рис. 6.15, 0). Кроме того, в процессе
эксплуатации наблюдается износ и
разрушение отдель­ных нитей тросов
и роликов.

Режимы работы, законы управления сау при автоматическом управлении

Режимы
работы.
Типовыми для САУ являются режимы
согласования, демпфирования, стабилизации,
ограничения критических режимов полета
и траекторного управления.

Режим
согласования
обеспечивает подготовку всех устройств
САУ к работе, обнуление сигналов на
входах усилителей РА и установку
выходных органов последних в нейтральное
положение. Он возникает сразу же после
подачи в САУ питания или при отключении
какого-либо режима работы САУ в процессе
полета. При этом следящие системы
механизмов согласования отслеживают
текущие значения угловых координат
самолета.

В
режиме демпфирования
САУ осуществляет демпфирование угловых
колебаний самолета по законам, характерным
для всех современных демпферов. Этот
режим включается либо на исполнительном
старте, либо в полете.

В
режиме стабилизации
САУ обеспечивает стабилизацию углов
тангажа υ, крена γ и курса ψ, заданных
летчиком в процессе пилотирования.
Ввод этих значений может осуществляться
с помощью специальных задатчиков или
механизмов согласования. Наличие
механизмов согласования позволяет
летчику переходить на ручное пилотирование
без выключения ре жима стабилизации.
При возникновении управляющих усилий
летчика на ручке управления в зависимости
от их направления специальные концевые
выключатели, находящиеся в ручке,
переводят соответствующие каналы
управления САУ из режима стабилизации
в режим демпфирования. По окончании
ручного пилотирования САУ будет
стабилизировать то угловое положение
самолета, которое он имел в момент
снятия летчиком усилий с ручки управления.
Значения стабилизируемых углов будут
введены из механизмов согласования.

Режим
приведения
к горизонту
включается летчиком при потере
пространственйой ориентировки кнопкой,
находящейся на ручке управления. При
включении этого режима САУ обеспечивает
приведение самолета к нулевым углам
крена и тангажа. Нулевые значения этих
углов формируются механизмами
согласования.

Режимы
траекторного
управления
САУ обеспечивают управление, не только
угловым положением самолета, но и
движением его центра масс.

Законы
управления.
Функционирование САУ в любом из режимов
ее работы определяется законами
управления. Под законами управления
понимается математическое выражение,
устанавливающее связь между перемещениями
органов управления (выходными сигналами
исполнительных механизмов) и входными
управляющими сигналами каналов САУ.

Даже
для решения одной и той же задачи в
системах автоматического управления
самолетов различных типов применяются
разные законы управления. Их вид
определяется требованиями к точности
управления, видом обратной связи РА,
используемыми рулевыми органами и т.
д. Однако несмотря на разнообразие
законов управления, в основе их
функционирования лежат одинаковые
принципы.

Управление
продольным движением.
Для управления продольным движением
самолета используется канал руля высоты
(стабилизатора). Рассмотрим основные
принципы работы этого канала САУ в
режиме стабилизации заданного угла
тангажа υ.

Рис.
3.4. Контур стабилизации угла тангажа:

а
– невозмущённый полёт; б – воздействие
возмущения

Предположим,
что в исходном положении самолета (угол
тангажа равен заданному значению υЗ)
щетки потенциометрического датчика
(ПД) позиционного гироскопа (ПГ),
являющегося измерителем угла тангажа,
и потенциометра обратной связи (ПОС),
характеризующего положение выходного
органа РА, стоят в нейтральном положении
(рис. 3.4, а)
При этом сигнал uвх
поступающий с выхода суммирующего
устройства на усилитель (У) сервопривода,
равен нулю. Пусть под действием
какого-либо импульсного момента (причина
появления момента роли не играет)
самолет изменил угол тангажа с υЗ
на υ. Одновременно с корпусом самолета
свое пространственное положение изменят
и элементы САУ. Неподвижным остается
только гироскоп со щеткой потенциометрического
датчика, жестко закрепленный на его
рамке. Поворот потенциометра ПД
относительно своей щетки вызовет
появление сигнала пропорционального
разности нового значения угла тангажа
υ и исходного (заданного) значения этого
угла υЗ,
т. е. uy=Kυ(υ-υЗ).
Этот сигнал поступает в суммирующее
устройство и формирует сигнал uвх
управления РА, что вызывает движение
его выходного органа, а следовательно,
и отклонение руля высоты на величину
Δδв.
Изменение положения руля высоты приводит
к появлению управляющего момента Мупр
(Δδв)
(рис. 3.4, б).
Одновременно отклоняется щетка
потенциометра обратной связи ПОС.
Перемещение выходного органа РА
прекратится, когда сигнал с ПГ будет
уравновешен сигналом обратной связи
с ПОС, т. е. когда выполнится условие
uy-
uо.
с=0. Под
действием управляющего момента самолет
начнет поворачиваться к исходному
положению. А это значит, что все элементы
САУ, связанные с корпусом ЛА (в том числе
и потенциометр ПД), также будут
перемещаться к своему первоначальному
положению и управляющий сигнал uy
начнет уменьшаться. Входной сигнал uвх
подаваемый на РА, при этом изменит свой
знак, так как теперь uо.
с станет
больше uy
что вызовет перемещение выходного
органа РА (руля высоты) и щетки
потенциометра ПОС к нейтральному
положению. Конечным положением элементов
канала руля высоты САУ после отработки
сигнала uy
вызванного отклонением угла тангажа
от заданного значения, будет положение,
соответствующее исходному (рис. 3.4, а):
на входе суммирующего устройства
сигналы отсутствуют, выходной орган
РА и руль высоты в нейтральном положении.

Таким
образом, из рассмотренного примера
видно, что для обеспечения функционирования
канала САУ необходимо формировать
управляющий сигнал uy,
пропорциональный величине рассогласования
между текущим и заданным значениями
управляемого параметра. Для случая
стабилизации тангажа этот сигнал
определяется как uy=КυΔυ,
где Кυ
— коэффициент пропорциональности, а
Δυ=υ-υЗ.
Учитывая, что положение управляющей
поверхности при использовании рулевого
агрегата с жесткой отрицательной
обратной связью определяется величиной
управляющего сигнала, закон управления
рулем высоты в рассматриваемом примере
будет иметь вид

Обычно
для улучшения качества процессов
управления в закон управления вводят
сигнал, пропорциональный скорости
изменения управляемого параметра, т.
е. демпфирующий сигнал, уменьшающий
колебательность переходных процессов.

Тогда
закон управления канала руля высоты
можно представить в виде

называются передаточными числами
канала руля высоты соответственно по
углу тангажа и угловой скорости тангажа.

Физически
передаточные числа по любому из
параметров, входящих в закон управления,
характеризуют отклонение рулевого
органа, приходящееся на единицу изменения
этого параметра. Устойчивость движения
автоматически управляемого летательного
аппарата и качество управления его
полетом зависят от правильности выбора
значений передаточных чисел по
управляемым параметрам.

Другим
важным режимом автоматического
управления самолетом, который
осуществляется за счет воздействия
как на канал руля высоты (стабилизатора),
так и на канал элеронов, является режим
приведения к горизонту. Уже из его
названия видно, что главной задачей
САУ в этом режиме является вывод самолета
из любого пространственного положения
в горизонтальный полет, т. е. в полет с
нулевыми углами наклона траектории

и крена γ. Учитывая, что работу каналов
бокового и продольного управления
можно исследовать раздельно, рассмотрим
функционирование в этом режиме канала
руля высоты САУ.

В
связи с тем, что измерителей угла наклона
траектории θ нет, для формирования
закона управления используются датчики
угла тангажа υ и угла атаки α,
что позволяет
определить угол θ. путем косвенных
измерений по формуле θ=υ-α.

Тогда
закон управления рулем высоты можно
записать в следующем виде:

Однако
применение закона управления в таком
виде может привести в процессе
функционирования САУ к выходу самолёта
на большие перегрузки. Поэтому к закону
управления () добавляют сигнал по
нормальной перегрузке, определяемый
членом

Кроме
того, ошибки измерителей α
и υ не
позволяют с необходимой точностью
выдерживать нулевой угол наклона
траектории, что приводит к нарастающему
во времени отклонению текущей высоты
полета ЛА от заданной. Поэтому на
конечном этапе приведения к горизонтальному
полету в закон управления () вводится
сигнал рассогласования по высоте

.
Введение этого сигнала осуществляется
автоматически, когда угол тангажа
самолета станет меньше определенного
значения (порядка десяти градусов).
Значение высоты полёта, на которой
происходит подключение сигнала

,
вводится в САУ как заданное(Нз).

Таким
образом, типовой закон управления
канала руля высоты САУ в рассматриваемом
режиме имеет вид

Функциональная
схема канала руля высоты САУ для режимов
стабилизации и приведения к горизонту
представлена на рис. 3.5. Измерения угла
атаки а и
нормальной перегрузки nу
выполняются
соответственно датчиком угла атаки
(ДУА) и датчиком линейной перегрузки
(ДПЛ). Формирование сигнала
ΔH=Н-НЗ
выполняется
корректором высоты (КВ). Контакты на
схеме изображены в положениях,
соответствующих режиму стабилизации,
а перевод в режим приведения к горизонту
производится замыканием контуров по
углу атаки, перегрузке и высоте.

Рис.
3.5. Функциональная
схема управления продольным движением

Управление
боковым движением. Для
данного управления могут использоваться
каналы руля направления и элеронов. В
настоящее время канал руля направления
САУ применяется в основном для
демпфирования угловой скорости ωу
в соответствии
с законами управления, характерными
для демпферов. Поэтому для создания
управляющих моментов в боковом движении
самолета служит канал элеронов. В режиме
демпфирования канал элеронов САУ
выполняет функции демпфера угловой
скорости ωх.
В режиме стабилизации канал может
решать две задачи в зависимости от
углового положения самолета в момент
включения режима. Если при включении
крен превосходит 6-8°
(для САУ различных самолетов этот угол
разный, однако лежит в данных пределах),
канал осуществляет
стабилизацию угла крена в соответствии
со следующим законом управления:

где
γЗ
— значение
крена, который имел самолет в момент
включения режима.

В
этом случае самолет будет совершать
разворот (изменять курс) с постоянным
креном γ=γЗ.

Рис.
3.6. Функциональная
схема управления боковым движением

Если
крен самолета в момент включения мал,
то канал элеронов будет осуществлять
стабилизацию курса по закону

где
ψЗ
— значение курса в момент включения
режима стабилизации.

На
рис. 12.6 представлена функциональная
схема каналов руля направления и
элеронов. Измерителями параметров
движения самолета, потребных для
рассмотренных законов управления,
являются: ЦГВ, курсовая система (КС) и
датчики угловых скоростей ДУС

. Контакты на схеме изображены в
положениях, соответствующих стабилизации
угла крена.

Рассмотренные
основные принципы формирования законов
управления САУ справедливы и для режимов
траекторного управления, которые
обеспечивают движение самолета по
заданной траектории или наведение на
заданную цель. Эти режимы работы САУ
используются при заходе на посадку, в
маршрутном полете, при наведении на
воздушную

Рис.
3.7. Схема
формирования γЗ

или
наземную полете с огибанием рельефа
местности и т. д. Простейшим режимом
траекторного управления можно считать
режим приведения к горизонту, так как
на конечном этапе он обеспечивает полет
самолета на постоянной высоте. Для
создания управляющих сил и моментов
при траекторном управлении используются
внутренние контуры САУ. При этом заданные
значения углов тангажа (или нормальной
перегрузки) и крена изменяются в
зависимости от величин отклонений
самолета соответственно в вертикальной
(ΔH=Н-НЗ)
и горизонтальной (z)
плоскостях
от заданного местоположения. Так, при
полете самолета по заданной траектории
в режиме «Маршрут» управление в
горизонтальной плоскости осуществляется
в соответствии с законом (). Заданное
значение крена в этом режиме вычисляется
в соответствии со следующим выражением:

где
z —
боковое отклонение центра масс самолета
в горизонтальной плоскости (рис. 3.7);
Δψ=ψ-ψЗ
— отклонение курса самолета от заданного.

В
процессе управления вследствие
уменьшения величин z
и Δψ значение
γЗ
также будет уменьшаться, пока не примет
нулевое значение.

Траекторное
управление самолетом осуществляется
как в автоматическом, так и в директорном
режиме работы САУ.

Одной
из функций САУ, обеспечивающей
безопасность полета, является
автоматическое выдерживание
эксплуатационных ограничений. Реализация
этой функции позволяет предотвратить
выход самолета на критические режимы
полета, сопряженные с опасностью
возникновения аварийных ситуаций или
ситуаций, ставящих под сомнение
возможность выполнения боевой задачи.

6 Автоматы устойчивости ау — 105а и ау — 128,

По
принципу действия они являются
демпферами, но их от­личительной
особенностью является наличие
искусственно создаваемой
зоны
нечувствительности по сигналу с ДУС.
В нормальном режиме полёта автоматы
устойчивости в управлении самолётом
не участвуют. Они всту­пают в работу,
когда угловые скорости колебания
самолёта превысят установленную зону
нечувствительности.

Схема,
создающая зону нечувствительности,
представлена на рисунке 2.11. Конструктивно
данная схема входит в блок передаточных
отношений.

При
среднем положении щётки потенциометра
ДУС /

=0/
R1
потенциалы точек а и b
одинаковы. И ток через R2
не течёт. Когда произойдёт смещение
щётки, «а» в сторону увеличения потенциала
до уровня большего, чем в точке «б» то
через потенциометр БПО R2
поте­чёт ток от т очки «а» к точке
«в».

В
случае смещения щётки «а» в направлении
уменьшения потенциала, знак сигнала
на входе РУБ изменится на противоположный.
Но это произойдёт только после снижения
потенциала точки до уровня меньшего,
чем в точке «г»-и
ток будет протекать по R2
от точки «г» к точке «а». Ширина зоны
нечувствительности регулируется
положением щеток «в» и «г». Если
раздвигать указанные щётки от точки
«д» то зона нечувствительности увеличится
и наоборот.

При
выходе из строя основных демпферов
автоматы устойчивости
переключаются в аварийный режим
замыканием выключателя В. Это ликвидирует
зону нечувствительности, и автоматы
устойчивости на­чинают работать в
режиме обычных демпферов.

Назначение и состав систем управления самолетом

Совокупность устройств, обеспечивающих управление движением самолета, называют системой управления.

Система управления самолетом может быть неавтоматической, полуавтоматической или автоматической.

Если процесс управления осуществляется непосредственно пилотом, т.е. пилот посредством мускульной силы приводит в действие органы управления, обеспечивающие управление самолетом, то система управления называется неавтоматической (прямое управление самолетом). Неавтоматические системы могут быть механическими и гидромеханическими (рис. 7.1). Механические системы – это первые самолётные системы, на

базе которых созданы все современные комплексные системы основного управления. Балансировка и управление здесь осуществляются непосредственно мускульной силой экипажа в течение всего полёта.

Рис. 7 .1. Неавтоматизированные механическая (а) и гидромеханическая (б) системы основного управления самолетом:

1 – командный рычаг; 2 – тяга проводки управления; 3 – качалка или ро ликовая направляющая; 4 – балансир массы проводки упр авления; 5 – двуплеч ная качалка, компенсирующая температурные изм енения длины гермоотсека ф юзеляжа; 6 – кронш тейн навески руля; 7 – рычаг управления руля; 8 – двуплечий рычаг; 9 – пружинный загружатель командного рычага; 1 0 – механизм тримми рования ( снятия нагрузки); 11 – рулевой привод; 1 – гидравлический золотник; 13 – гидро илиндр

Если процесс управления осуществляется пилотом через механизмы и устройства, обеспечиваю щие и улучшающие качество процесса управления, то система управлен ия называется полуавтом атической.

Если создание и изменение управляющих сил и момен тов осуществляется ком плексом автоматических устройств, а рол ь пилота сводится к контролю за ними, то систе ма управления называется автома тической.

На большинстве современны х скоростных сам олетов применяются полуавтоматические и автоматические системы управления.

Ком плекс бортовых систем и устройств, которые дают возможность пилоту приводить в действие органы управления для изменения режима полета или для балансировки самолета на заданном режиме, называют

Рис. 7.2. Схема действия триммера: 1 – электромеханизм; 2 – триммер

системой основного управления самолетом (руль высоты, руль направления, элероны, переставной стабилизатор).

Устройства, обеспечивающие управление дополнительными элементами управления (закрылки, предкрылки, спойлеры) называют вспомогательным управлением или механизацией крыла.

Особенности конструкции систем управления самолетом

Отклоняя штурвальную колонку на себя или от себя, пилот осуществляет продольное управление, т.е. изменяет угол тангажа (атаки), отклоняя руль высоты или управляемый стабилизатор. Поворачивая штурвал вправо или влево, пилот, отклоняя элероны, осуществляет поперечное управление, накреняя самолет в нужную сторону. Для отклонения руля направления пилот

воздействует на педали.

При длительном полете с отклоненными рулями для снятия усилий с командных рычагов применяются триммеры, которые представляют собой дополнительную рулевую поверхность, устанавливаемую на задней части основного руля (элерона). По коман-

дам пилота триммеры отклоняются на необходимые для снятия усилий углы. Это обеспечивается специальной механической проводкой из кабины экипажа к триммерам или при помощи управляемых из кабины экипажа электромеханизмов (рис. 7.2). Отклоняя триммер в сторону, противоположную отклонению руля, нагрузку, передающуюся на командные рычаги, можно уменьшить до сколько угодно малой величины. Компенси-

рующий момент от трим мера, противодействую щий шарнирному моменту, возникает вследствие большого плеча силы, приложенной к триммеру, хотя сам а сила и невелика.

Широкое распространение п олучила осевая компенсация – смещение оси вращения руля от его перед ней кромки (рис. 7.3). Центр давления аэродинам ической силы руля лежит приблизительно на 1/4 его хорды. Если ось вращения руля приблизить к центру давления, то ум еньшится плечо аэродинамической силы. Уменьшение плеча приводит к уменьшению шарнирного мом ента руля, а следовательно, уменьшает нагрузку на рычаг управления рулем.

Рис. 7.3. Схема осевой компенсации элерона

Совмещение оси вращения с центром давления приведет к исчезновению уси лий, а смещение оси вращения за центр давления приведет к изменени ю направления усилий на рычаге управлен ия на противоположные. Это называется «переко мпенсаци ей».

Иногда на части руля или элерона создают перекомпенсацию, что приводит к появлению противопол ожного аэродинамического мом ента на этой части руле вой поверхности и знач ительному умен ьшению усилий на рычаге управления (рис. 7.4). Такая разновидность осевой компенсации получи ла название рого вой и применяется на нескоростных самолетах из-за того, что этот «рог», выходя в набегающий поток, н арушает обтекание аэр одинамической поверхности.

Рис. 7. 4. Схема роговой компенсации элерона

Наряду с осевой компенсацией, применяются сервокомпенсат оры (или флетнеры). Принцип их действия подобен действию триммера (рис. 7.5). В то же время ме жду ними имеет ся существенное различие. Если триммер отклоняется только по командам

сткой тяги которых может изме няться с помощью электрического привода, и поэтому они могут работать и как триммер, и как сервокомпенсатор.

На тяжелых самолётах используется переставной стабилизатор, отклоняемый пилото м или автоматически. Применени е стабилизатора для балансировки сам олёта позволяет н а всех режимах полёта использов ать весь диапазон возмо жных углов отклонения р уля высоты для манёвра и парирования возмущений.

7.3. Рычаги управления самоле том

На современных самолетах гражданской авиации управление разделяется на две группы – ручное и ножное.

Ручное управление применяют для управления рулём высоты и элеронами (рис. 7.6). Командными рычагами являются штурвальная колонка и штурвал .

Рис. 7.6. Схема ручного управления элеронами и рулями высоты:

1 – штурвальная колонка; 2 – штурвал; 3 – ось вращения штурвала; 4 – механическая проводка от штурвальной колонки до рулей высоты; 5 – руль высоты; 6 – рычаг управления рулем высоты; 7 – элероны; 8, 11 – проводка управления элеронами; 9, 12 – качалка управления элеронами; 10 – подшипники

Вращ ение штурвала влево (против часовой стрелки) приведет к образованию левого крена. Соответственно поворот штурвала вправо ( по часовой стрелке) вызовет появление правого крена.

Перемещение штурвальной к олонки «от себя» вызовет пики рование самолета. И, наоборот, при перемещении штурвальной ко лонки «на себя» самолет будет кабрировать.

Ножное управление предназначено для управления рул ем направления. «Дача» правой ноги вперед приведет к правому развороту.

Таким образом, конструкция управления предусматривает, чтобы изменение положения самолета в пространстве соответствовало естественным реф лексам человека.

Соседние файлы в папке Конструкция ВС

Ла как объект управления. Управляющие поверхности ла, Законы управления. Классификация систем управления полё­том ла, Системы ручного управления ла.

• ЛА
  как объект управления. 5
• Движение
  ЛА в пространстве. 6
• Системы
  координат 7
• Законы
  управления. Классификация систем
  управления полётом ЛА 10

2.1
Автоматы «АРУ» и «АРЗ» 17

2.2
Автомат регулирования управления АРУ-
3В 19

2.3
Автомат регулирования загрузки . АРЗ
— I
— 1а 20

2.4
Автоматы демпфирования, 22

2.5.
Типовые демпферы колебаний 25

2.6
Автоматы устойчивости АУ — 105А и АУ —
128, 31

2.7.
Особенности эксплуатации самолетных
демпферов. 31

Управлении
39

• Особенности
  функционирования САУ при директорном
  управлении 47
• Особенности
  эксплуатации и контроля САУ 49
• Пилотажно-навигационные
  комплексы 50
• Основные
  общие сведения о САУ и ПНК. 52
• Классификация
  САУ / по классам авиационных ЛА/:
  55
• Режимы
  работы САУ можно разделить на несколько
  групп 55
• Блок
  датчиков линейных ускорений БДЛУ-1-
  3 56

ДНПСТ-0,6–I
61

4
САУ и автопилоты.

4.1
Автопилот АП — 155 — назначение, сос­тав,
основные технические

данные
и функциональная
схема 62

5.Основные
сведения о системах автоматического
управления.

5.1.
Общая характеристика системы управления
самолётом 63

5.2.
Требования, предъявляемые к системе
управления. 64

5.3
Классификация систем управления 64

5.4.
Роль лётчика в системе управления
самолётом 65

Пилотажно-навигационные комплексы

При
выполнении ряда задач, связанных с
траекторным управлением, необходимо
использовать информацию не только
измерителей, входящих в состав САУ, но
и бортовых и наземных навигационных
систем (радиотехнических, инерциальных
и др.). увеличение количества различных
систем, применяемых для управления
движением самолёта, функциональное и
конструктивное их усложнение и всё
более тесное взаимодействие, расширение
числа режимов траекторного управления
потребовали создания специализированных
комплексов, объединяющих функции систем
управления, навигации и боевого
применения в целях решения поставленных
перед ЛА задач, такие комплексы получили
наименование полотажно-навигационных
или прицельно-навигационных.

Под
пилотажно-навигационным комплексом
(ПНК) понимается совокупность датчиков
информации и измерительных систем,
систем обработки и отображения
информации, систем управления,
предназначенных для пилотирования и
навигации летательного аппарата.

Назначение
пилотажно-навигационных комплексов
определяется назначением и способами
применения летательных аппаратов.
Поэтому различают ПНК самолётов
фронтовой авиации, ПНК военно-транспортной
самолётов, ПНК самолётов дальней авиации
и т. д.

Основными
отличительными особенностями ПНК
является:

Рис.
3.10. Структурная
схема ПНК

Типовой
ПНК (рис. 3.10) имеет три информационные
системы, позволяющие определить
координаты самолета на основе различных
по физической природе измерений.
Центральным связывающим звеном ПНК
является вычислительная система,
состоящая из одной или нескольких БЦВМ.
Вычислительная система обрабатывает
информацию навигационных систем и на
основе ее сравнения и анализа определяет
с высокой точностью координаты самолета.
При этом отфильтровываются помехи,
влияющие на выходные сигналы каждой
из информационных систем в отдельности.

Система
автоматического управления является
связывающим звеном между системами
навигации и управления полетом. Она
обеспечивает траекторное управление
самолетом в автоматическом и директорном
режимах. В состав системы отображения
информации ПНК входят индикаторы
навигационной обстановки, картографические
планшеты и пилотажно-навигационные
приборы.

Одной
из важных особенностей ПНК является
наличие системы встроенного контроля
(на рисунке не показана), предназначенной
для контроля функционирования комплекса
в целом, отдельных его частей и
правильности решения наиболее важных
задач.

Одним
из путей дальнейшего развития ПНК
является использование многопроцессорных
БЦВМ, обладающих высоким быстродействием
(десятки миллионов операций в секунду)
и большой памятью. это позволит
значительно повысить точность
пилотирования и навигации.

Особенности эксплуатации и контроля сау

Влияние
САУ на безопасность полетов складывается
из двух противоречивых факторов. С
одной стороны, САУ существенно повышает
безопасность полетов, что достигается
за счет улучшения характеристик
устойчивости и управляемости, наличием
режима приведения к горизонту,
автоматизацией сложных режимов
траекторного управления, возможностью
контроля работы САУ в автоматических
режимах по директорным приборам,
наличием систем ограничения предельных
режимов полета и т. д. С другой стороны,
если при автоматическом управлении
полетом происходит отказ САУ, то в
результате этого может возникнуть
опасная ситуация.

Основой
надежной, безопасной работы САУ является
грамотная техническая эксплуатация.
Для проведения регламентных работ и
подготовки САУ к полетам используются
в основном три типа аппаратуры: штатная
неавтоматизированная контрольно-проверочная
аппаратура, автоматизированные системы
контроля (АСК), системы встроенного
контроля (СВК).

Неавтоматизированная
проверочная аппаратура включает
пульты-имитаторы и контрольно-измерительные
пульты различного целевого назначения.
Проверки производятся либо с реальными
информационными системами, либо с их
имитаторами. Ряд датчиков (например,
ДУС, ДПЛ) снимаются с самолета и
устанавливаются на специальные
платформы, имитирующие его эволюции.
Наиболее трудоемкой операцией технической
эксплуатации САУ является операция
проверки и настройки передаточных
чисел. При этой операции последовательно
имитируются движения самолета, вызывающие
определенные сигналы различных датчиков.
Одновременно с помощью специальных
измерителей определяются углы отклонения
органов управления. Неудобство применения
этих измерителей и трудоемкость операции
в целом требуют разработки новой
технологии проверки и настройки
передаточных чисел. Перспективным
путем здесь является использование
точных электрических датчиков положения
органов управления.

Автоматизированные
системы контроля служат для подготовок
САУ и проведения регламентных работ.
К бортовым контрольным разъемам самолета
АСК подключаются без снятия агрегатов
САУ. Основной задачей АСК является
проверка функционирования и основных
параметров наиболее ответственных и
наименее надежных подсистем и устройств
САУ. С помощью АСК можно провести,
например, следующие проверки: включение
и отключение режимов демпфирования,
автоматическое управление и приведение
к горизонту; функционирование РА всех
каналов и срабатывание их концевых
выключателей; функционирование
гиромоторов всех ДУС; функционирование
механизмов согласования крена, тангажа
и курса; прохождение сигналов крена,
тангажа и курса в различных режимах;
функционирование различных ограничителей;
формирование ряда сигналов, входящих
в законы управления.

Применение
АСК позволяет уменьшить время проверки
САУ и снизить трудозатраты, однако не
решает вопрос о контроле функционирования
системы управления в полете. Поэтому
в настоящее время все более широкое
применение начинают находить системы
встроенного (или бортового) контроля
(СВК).

В
принципе отдельные элементы встроенного
контроля имеются во всех САУ. Примером
могут служить кнопки-лампы включения
режимов. Однако под
встроенным
контролем понимается достаточно
глубокий контроль состояния САУ.

Внедрение
СВК совместно с использованием наземных
АСК позволяет сократить сроки подготовки
САУ к применению и потребные
трудозатраты, увеличить глубину и
объективность инструментального
контроля, исключить субъективные ошибки
обслуживающего персонала и летных
экипажей.

Во
время полета
основными функциями СВК являются:
проверка каналов САУ на функционирование
с обнаружением отказов; автоматическое
отключение основного канала при
возникновении отказов и включение
дублирующего канала; блокировка
включения неисправного канала;
автоматическое переключение на другой
режим работы еду,
обеспечивающий
безопасность Полета, если при возникшем
отказе не обеспечивается требуемое
качество управления на включенном
режиме; сигнализация экипажу об отказах
САУ.

Автоматические устройства для улучшения динамических характеристик самолёта.

Ухудшение
затухания собственных короткопериодических
ко­лебаний современных самолетов
приводит к тому, что летчики пытаются
гасить их соответствующими отклонениями
рычагов уп­равления (рулей). Однако
на сверхзвуковых скоростях и больших
высотах полета увеличивается запаздывание
реакции самолета на действие летчика
Это, а также запаздывание реакции
летчика на изменение режима полета
чаще всего приводит к тому, что летчик,
пытаясь погасить колебания, усиливает
их Возникает задача — обеспечить
демпфирование колебаний большой частоты
(малых движений), на Которые летчик не
в состоянии оказать влияние, причем
сделать это надо автоматически

Сущность
искусственного демпфирования состоит
в создании дополнительных моментов
(посредством органов управления),
противодействующих вращательным
движениям самолета (рис 7.13),
Дли успешного
выполнения задачи парирования колебаний
самолет демпферы должны обладать
большой чувствительностью н
быстродействием.

Рис.
7.13. Принцип
создания демпфирующих момен­тов за
счет отклонения рулей:

а
— демпфирование продольных колебаний
рулем высоты;

б
— демпфирование
поперечных колебаний элеронами, в —

демпфирование
путевых колебаний рулем направления

Конструктивно
демпфер состоит (рис. 7.14) и,) грех частей:
датчика угловой скорости (ДУС),
усилительного блока (УБ) и исполнительного
устройства — рулевого агрегата
управления (РАУ).

Рис.
7.14. Система
непрямого управления с демпфером
колебаний само­лета

По
сигналу, пропорциональному угловой
скорости (ускорению), электромеханизм
рулевого агрегата управления перемещает
шток, а с ним и золотник гидроусилителя.
Гидроусилитель в свою очередь отклоняет
руль. При этом командный рычаг управления
остается неподвижным (обеспечивается
предварительной затяжкой пру­жины
ЗМ). ‘

Включение
демпфера в канал управления тангажом,
креном и курсом ограничивает маневренные
возможности самолета, так как демпфер
всегда несколько отклоняет рули в
сторону, противопо­ложную вращению
самолета.

Для
исключения «паразитного» отклонения
руля при выполне­нии маневра в схему
автомата демпфирования включают
специ­альный фильтр.

Автоматы
балансировки. Как известно, на самолетах
со стрело­видным крылом в некотором
диапазоне чисел М (от М1 до М2, рис. 7.15)
может наблюдаться неустойчивость
самолета по скорости. В этом диапазоне
чисел М летчик вынужден отклонять ручку
в непривычном для себя обратном
направлении: при раз­гоне— на себя,
а при торможении — от себя. При выполнении
маневров с порог ручками и с торможением,
если летчик не успеет отдать ручку от
себя, смещение фокуса вперед создает
значительный кабрирующий момент, растет
угол атаки и перегрузка. Это явление
называют скоростным подхватом. При нем
быстро соз­дается аварийная ситуация-

Рис.
7.15. Зависимость
балансировочного усилия на ручке от
числа М полета и перегрузки

Неблагоприятный
характер изменения усилия на ручке в
об­ласти околозвуковых скоростей
полета можно устранить установ­кой
специального автомата балансировки
по схеме демпфера (рис. 7.14). Исполнительный
механизм (типа РАУ) такого авто­мата
в этом диапазоне чисел М предупредительно
отклоняет ста­билизатор независимо
от положения ручки так, что летчик для
сохранения балансировки .самолета
вынужден продолжать откло­нять ручку
в прежнем направлении (при разгоне —от
себя, а при торможении — на себя).

Автомат
продольной
устойчивости.
Как известно, при переходе самолета с
докритической на сверхкритическую
скорость полета фокус крыла самолета
смещается назад (рис. 7.16) и, как след­ствие,
увеличивается степень продольной
устойчивости самолета по перегрузке

Если
на сверхзвуковом самолете выбрать
центровку для обеспе­чения минимальной
степени устойчивости на дозвуковой
скорости (Хт1
), то на сверхзвуковой скорости
устойчивость окажется излишне большой.
Это приведет к ухудшению продольной
управ­ляемости самолета и к большим
потерям качества на балансировку

Рис.
7.16. Зависимость
положения фокуса крыла самолета от
числа М полета

Если
же выбрать центровку, соответствующую
минимально допустимой устойчивое и на
сверхзвуковом режиме полета (Хт2),
то на дозвуковых
скоропих спмолет окажется неустойчивым.
Полет же на
неустойчивом по перегрузке самолёте
утомителен для летчика, ибо любое
возмущение ведет к прогрессивному
увеличению отклонения угла атаки о г
исходного значения и летчик вынужден
беспрерывно вмешиваться в управление.
Обеспечение нормальной степени
продольной статической устойчивости
по перегрузке на различных режимах
полета принципи­ально возможно тремя
путями:

1—
перекачивающий насос, 2—центровочный
бак

3
Выбором центровки из условия обеспечения
нормальной _степени продольной
устойчивости на сверхзвуковой скорости
(рис. 7.16), а на дозвуковом режиме полета
применением автомата устойчивости
(сдвинуть фокус самолета назад).

Принцип
действия автомата устойчивости по
перегрузке заклю чается в создании
восстанавливающего продольного момент
отклонением стабилизатора (руля
высоты) в сторону прироста угла атаки
а: при увеличении а стабилизатор
отклоняется вверх, при уменьшении а—
вниз (рис. 7.19). Отклонение стабилизатор
I,
пропорциональное углу атаки (перегрузке
пу),
эквивалентно
смещению фокуса самолета назад.

Рис.
7 19.
Принцип действия автомата устойчивости

В
отличие от демпфера тангажа (рис.
15.14), у которого расход рулей на
демпфирование равен ±(2 ч-5°), раздвижная
тяга автомата продольной устойчивости
(рис. 1520) должна иметь ли значительный
ход для парирования изменений перегрузки.
Сигнал на срабатывание РАУ поступает
от датчика углов атаки («флюгарка»)
или акселерометра (датчик вертикальных
ускорений — ДВУ),

Рис.
7.20. Система
непрямого управления с автоматом
устойчивости

1 Назначение и принципиальная схема системы бустерного полуавтоматического управления самолётом.

Полет
на больших около- и сверхзвуковых
скоростях сопро­вождается резким
увеличением шарнирных моментов, а
следова­тельно, и усилий на командном
рычаге управления. Вследствие этого
прямое управление сверхзвуковым
самолетом становится практически
невозможным, так как средствами
аэродинамической компенсации не удается
уменьшить до нормированных величин
усилия на ручке. Кроме того, при переходе
через У=Укр
эти уси­лия
меняют свой знак, что исключает дозировку
управляющих движений по усилиям. Также
значительно растут усилия на ручке и
на тяжелых дозвуковых самолетах, где
применяются рули боль­шой площади.
Таким образом, возникла необходимость
уменьше­ния управляющих усилий за
счет включения в систему управления
силового привода, использующего для
отклонения рулей (преодо­ления
шарнирного момента) энергию от
постороннего источника Такие системы
управления со следящим силовым приводом
и сово­купностью устройств,
обеспечивающих требуемые характеристики
управляемости самолета, называют
системами
непрямого управ­ления.

Принципиальная
схема системы непрямого управления
(рис. 7.1) включает командные рычаги
управления, проводку управления,
следящий силовой привод с источником
энергии и ор­ганы управления.

Рис.
7.1,
Принципиальная схема непрямого
управления:

1
— рычаг управления; 2 —- проводка
управления; 3 — узел крепления силового
привода; 4 —распределительное устройство;
5 —магистрали питания; 6 — силовой
привод; 7 — шток; 8 — руль; 9 — источник
энергии

Летчик,
отклоняя командный рычаг управления
l,
отклоняет не руль непосредственно (как
при прямом управлении), а элемент
распределительного устройства 4. Им
может быть контакт потен­циометра
или якорь сельсина (при электрическом
силовом при­воде), золотник, заслонка,
струйная трубка (при гидравлическом
или пневматическом силовом приводе).

Энергия
по магистралям питания 5 подается к
силовому при­воду 6, который перемещает
шток 7 и отклоняет руль 8, преодоле­вая
усилие Рш=Мш/h.
В такой системе управления вся нагрузка
с руля передается на силовой привод и
с него через узел крепле­ния 3
на планер
самолета. Летчик затрачивает лишь
усилия, не­обходимые для преодоления
сил трения в проводке управления 2
и перемещения
элемента распределительного устройства.
Так как каждому положению командного
рычага управления / должно соответствовать
определенное положение руля, силовой
привод обязательно делают следящим за
счет включения обратной связи между
силовым приводом и распределительным
устройством.

Для
улучшения динамики управляемого
движения в систему полуавтоматического
управления включаются различного рода
ав­томатические устройства.

Принципиальные
схемы непрямого управления с такими
уст­ройствами будут показаны ниже.

Учебное пособие

Агрегаты
и режимы работы систем автоматического
управления. Учебное пособие Галкин
Е.Ф.,Шабалов П.Г. Самара: СГАУ,2005.

Рассмотрено
назначение, состав, особенности
конструкции и эксплуатации агрегатов
систем автоматического управления и
её режимы работы.

Предназначено
для студентов ВУЗов, обучающихся по
военно-учётным специальностям ВВС.

имени
академика С.П.Королёва ,2005 г.

СИСТЕМЫ
АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЁТОМ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ (САУ ЛА)

4 Автоматы демпфирования,

.Задачи
автоматических средств улучшения
устойчивости и управляемости не
ограничиваются стабилизацией статических
характеристик системы ручного управления
— градиентов перемещения и усилия
/обеспечивалось АРУ и АРЗ/. В их функции
входит также улучшение динамических
свойств контуров ручного управления.
Автоматы демпфирования предназначены
— для снижения степени колебательности
реакции ЛА на отклонение рычагов
управления и уменьшения длительности
переходных процессов управления
продольным и боковым угловыми движениями.

Рассмотрим
возникновение демпфирующих моментов
при вращении, например, относительно
продольной оси. Пусть, под действием
управляющего или- внешнего момента
появилась угловая скорость, вращения
X..
В результате левая и правая плоскости
крыла как бы получат , вертикальные
скорости V

Появление
Vy
вызовет изменение направления и величины
вектора истинной скорости V0
изменится угол. атаки, левой и правoй
плоскости, что в свою очередь, приведёт
к увеличению подъёмной силы одной,
плоскости на Y
и уменьшению подъёмной силы другой
плоскости ,так же на Y.
Возникнет собственный демпфирующий
момент

На
многих режимах полёта /особенно на
больших высотах/ этот момент мал и
собственного демпфирования недостаточно.
Как следствие, при отклонении рулей
или действии внешних возмущений
возникают, угловые
колебания
самолёта. Периодичность колебаний
такова, что лётчик не успевает парировать
юс отклонением рулей и даже наоборот
— запаздывание действий лётчика ещё
больше раскачивает самолёт. Пилотирование
в подобных условиях становится трудным,
а иногда и невозможным.

В
данной ситуации приемлемые характеристики
устойчивости могут обеспечить только
быстродействующие втоматы устойчивости,
которые отклоняют рули на угол,
пропорциональный угловой скорости
вращения самолёта относительно
соответствующей оси. Создаваемый при
этом момент руля точно также, как и
момент естественного демпфирования,
направлен противоположно угловой
скорости вращения и парирует это
вращение. /Собственная частота контура
демпфирования должна быть в 7 — 10 раз
выше частоты самолёта по данному
каналу/,

Автоматы
демпфирования представляют собой
автономные устройства — демпферы или
же входят как составная часть в САУ ЛА
и автопилоты

Типовой
демпфер включает в свой состав измеритель
угловой скорости / датчик угловой
скорости-ДУС /,корректор пере­даточного
числа /КПЧ/ или датчик скоростного
напора / ЖН /, а также сервопривод.
Наибольшее распространение получил
сервопривод! сос­тоящий из электрического
рулевого агрегата типа РАУ — 107/ раздвиж­ная
тяга/ , релейного усилителя РУБ и
элементов жесткой обратной связи.

Рис
2.7 Структурная
схема включения демпфера:

Усилительный
контур демпфера охвачен жёсткой обратной
связью ЖОС и скоростной обратной связью
СОС /по скорости вращения электродвига­теля
РАУ /.

Наличие
датчика ДСН в демпферах Объясняется
большой зависимостью характеристик
устойчивости и управляемости от режимов
полёта ЛА / V
и Н/. Сигнал по угловой скорости 
корректируется в зависимости от значения
скоростного напора q

демпфер
крена: демпфер рыскания, демпфер курса

—
углы отклонения руля высоты,
элеронов и руля направления рулевыми
агрегатами РАУ.

—
угловые скорости самолёта, относительно
связанных
осей 0Z,
ОX,
ОУ.

Переходные
функции самолёта при отклонении,
например, руля высоты выглядят следующим
образом:

Снижение
установившегося значения объясняется
наличием в демпфере жёсткой обратной
связи, to,как
известно, вносит статическую ошибку в
регулирование.

Особенности эксплуатации самолетных демпферов.

Эксплуатация
демпферов включает их работу в полете
и техничес­кое обслуживание на земле.

Включение
демпферов в полете производится, как
правило, при достижении самолетом
некоторой минимально необходимой
высоты. Это связано с тем, что отказ
демпфера может привести к отклонению
рулей, н на малой высоте это чревато
аварийной ситуацией.

Для
уменьшения возмущения, создаваемого
отказом демпфера, макси­мальное
отклонение рулей под действием РАУ
ограничивается и не превы­шает 20-25%
от всего располагаемого хода рулей.

Отказ
демпфера, сопровождаемый существенным
отклонением руля, летчик воспринимает
по появлению у самолета угловой скорости
и пере­грузки. Обнаружить отказ, не
приводящий к значительным возмущениям
самолета, значительно труднее. Поэтому
на некоторых самолетах уста­навливают
индикаторы перемещения штока РАУ и
остановка его стрелки будет
свидетельствовать об отказе демпфера.

Довольно
опасным является отказ демпфера,
связанный с обрывом цепи сигнала жесткой
обратной связи. При таком отказе рулевой
агре­гат становится интегрирующим
звеном, а в системе самолет-демпфер
возникают расходящиеся автоколебания,
которые летчик не в состоянии парировать
ручным управлением. В этом случае
демпфер необходимо вы­ключить .

Управление
самолетом с отказавшим и выключенным
демпфером имеет особенности из-за
смещения нейтрального положения органов
управления за счет отклонения штока
РАУ. Это нарушает привычные навыки
управле­ния самолетом и затрудняет
пилотирование, а особенно при посадке.
Для повышения надежности работы
демпферов и обеспечения безопасности
полетов наряду с дублированием и
применением автоматов устойчивости
вводится ряд блокировок, исключающих
возможность включения демпферов при
отсутствии давления в гидросистеме
бустеров, при включенном ав­топилоте,
на высоте полета меньше допустимой.

Как водить самолет в реальной жизни — перечень экстренных ситуаций

Очевидно проблемных случаев, приводящих к катастрофам, в классической авиации по-настоящему много. Наиболее вероятное недоразумение — отказ двигательной силовой установки. Следующая по популярности загвоздка — череда ошибок, допускаемых пилотами в моменты взлетов и посадок. В списке также присутствует пункт о неправильной эксплуатации — нарушении установленных ограничений, присущих тому или иному лайнеру.

Избежать всех перечисленных неприятностей можно только путем систематических тренировок. Лучшая защита от проблем — это уверенность в собственных навыках, знаниях и опыте. Однако излишнюю самоуверенность демонстрировать нельзя — она регулярно оборачивается источником разнообразных кризисов.