Владимир Живетин - Системы аэромеханического контроля критических состояний Страница 10

Допустимая величина перерегулирования по перегрузке а1 = maxΔny(t), t [0,T], должна удовлетворять следующему неравенству:

a12 ≤ a1 ≤ a11,

где а12, а11 – заданные величины из условия прочности и быстродействия.

Время tср срабатывания автомата по перегрузке, при котором впервые выполняется равенство:

Δny = (1 – εn)(Δny)уст,

где (Δny)уст – приращение перегрузки nу в установившемся движении; εn > 0, заданная малая величина, должна принадлежать об-ласти допустимых значений Ωдоп, удовлетворяя неравенству

(tср)2 ≤ tср ≤ (tср)1,

где (tср)1, (tср)2 – заданные величины.

Время tn переходного процесса по перегрузке попадания Δny в «трубку» | Δny – (Δny)уст | ≤ εn, где εn > 0 – заданная величина. На tn налагается ограничение tn ≤ (tn)max.

Применение информации о поле сил аэродинамического давления в системах контроля и управления особенно необходимо при полете:

1) на малой высоте, при взлете или посадке в условиях резкой смены направления ветра:

– со встречного на попутный;

– с нисходящих потоков на восходящие;

2) в условиях, когда возможно сваливание с переходом в штопор, например при пространственных маневрах;

3) в условиях пространственного неустановившегося движения высокоманевренных самолетов с целью обеспечения безопасности;

4) в условиях существенного изменения массы и центровки самолета с целью обеспечения оптимального расхода топлива и безопасности полета.

Отметим особенности обеспечения безопасности полета параметров траектории, зависящих от ПСАД. Создавая системы контроля, человек всегда шел по пути их упрощения. Так, например, с целью предотвращения критических значений поля сил аэродинамического давления на несущих поверхностях он измерял угол отклонения флюгарки и скорость полета с помощью приемника воздушного давления (ПВД), обеспечивая тем самым минимальные затраты на систему контроля.

Все это было возможно на заре авиации. Дело в том, что такие средства контроля, как флюгарик, ПВД измеряют локальный угол атаки и скорость (α*, V*) вне поля сил аэродинамического давления, т. е. когда х не принадлежит области Ω, в которой действует давление Р, подлежащее контролю, управлению и ограничению. В связи с этим (α*,V*) = х Ω(Р) и отличается от (α,V) = y Ω(P) на величину Δx = x – y. При этом у – это истинные значения (α,V), а х – измеренные, обладающие методическими погрешностями δxм. Эти погрешности стремятся к нулю, когда ЛА совершает установившееся горизонтальное движение. Во всех остальных режимах δxм ≠ 0 и достигает максимальное значение в неустановившемся пространственном движении. Было совершено множество исследований по созданию модели учета возмущающих факторов от поля аэродинамического давления, создаваемого самолетом в пространстве на показания флюгарика и ПВД. Пока эти исследования привели к невозможности учета влияния и компенсации методических ошибок, создаваемых при контроле с помощью ПВД и флюгарика.

Таким образом, ограничение параметров траектории самолета хi (обеспечение безопасности полета) состоит не только в разработке средств контроля хi и управления, но и в учете погрешностей средств контроля, уменьшения их, поскольку уменьшение δxi обусловливает расширение области допустимых значений хi, т. е. Ωдоп(xi).

Целесообразность разработки и применения систем аэромеханического контроля широко просматривается в современной авиации:

– контроль над массой и положением центра масс, например, транспортных самолетов;

– контроль над тягой несущего винта вертолета, например, при взлете и посадке в горах; контроль над минимальной скоростью вертолета при посадке;

– обеспечение минимального расхода топлива на различных режимах полета;

– контроль над флаттерным режимом крыла, управление с целью увеличения скорости полета.

1.2.2. Характерное поведение самолета при больших углах атаки

Увеличение тактического преимущества самолета и улучшение его маневренности может быть достигнуто за счет расширения эксплуатационной области углов атаки. Расширение этой области не может быть осуществлено без использования автоматических систем предотвращения сваливания и штопора. В историческом плане сначала появились системы вывода из штопора, однако в связи с необходимостью решения задачи пилотирования вблизи критических режимов стали интенсивно развиваться приемы предотвращения сваливания как в форме применения систем улучшения устойчивости и управляемости, так и в форме предупредительной сенсорной сигнализации (световой, тактильной).

Для самолетов характерным является большое разнообразие естественных признаков предупреждения летчика о подходе к началу сваливания. Это, например, самопроизвольное боковое движение самолета, воспринимаемое летчиком как колебания по крену; самопроизвольные колебания по тангажу; самопроизвольное поперечно-путевое движение, воспринимаемое летчиком как дивергенция рыскания; самопроизвольное внезапное увеличение угла тангажа θ.

При превышении допустимых углов атаки в процессе сваливания возможны несколько режимов дальнейшего движения:

– сваливание – режим полета с большой амплитудой движения по азимуту ψ или по углу атаки α, при которых происходит полная потеря управляемости;

– вращение после сваливания, представляющее собой произвольное движение самолета, когда отсутствует основное установившееся движение рыскания с постепенным уменьшением угла атаки;

– глубокое сваливание, при котором полет становится неуправляемым с большими углами атаки, малыми скоростями вращения (высокая скорость снижения и отсутствие заметных вращательных движений);

– штопор – движение с установившейся скоростью рыскания на больших углах атаки; при этом могут накладываться колебания по тангажу, крену, рысканию.

Характеристики режима штопора оказываются разнообразными для сверхзвукового самолета. Так, у одного и того же самолета они могут быть различными в зависимости от начальных условий ввода, продолжительности штопора, положения рулей элеронов в штопоре и т. д. Таким самолетам присуща большая неравномерность движения и большие колебания в штопоре. Все это значительно усложняет проблему борьбы с тем комплексом явлений, которые предшествуют штопору и его сопровождают, приводит к усложнению систем управления и обеспечения безопасности.

Улучшение характеристик устойчивости и управляемости современных маневренных самолетов на больших углах атаки развивалось в следующих направлениях:

– повышение статической и динамической поперечной и путевой устойчивости;

– увеличение эффективности органов управления;

– уменьшение моментов рыскания при управлении по крену.

Достижению хороших показателей устойчивости и управляемости способствуют, в частности, такие средства, как: введение перекрестных связей в каналах «крен – рыскание», зависящих от угла атаки и числа Маха М; изменение конфигурации крыла, например, путем отклонения передней кромки с достаточно высоким темпом; коррекция закона демпфирования в процессе увеличения угла атаки. Так, например, отключение демпфера крена при подходе к режиму сваливания на некоторых самолетах ослабляет тенденцию к сваливанию.

Системы увеличения устойчивости и управляемости обеспечивают увеличение сопротивляемости самолета к сваливанию и расширение области эксплуатационных режимов полета, улучшают управляемость, уменьшают рабочую нагрузку летчика и создают предпосылки для достижения тактического преимущества в воздухе при маневрировании на больших углах атаки [3, 8]. Для построения эффективных систем предупреждения сваливания необходимо прежде всего знание аэродинамики конкретного самолета при его полете на больших углах атаки, то есть вблизи критической области.