Техника вертикального взлета и посадки (Хафер К., Закс Г., 1985 - Техника вертикального взлета и посадки), страница 16

При помощи преобразования Лапласа можно получить значение выходного сигнала системы управления (требуемого угла тангажа 9) в зависимости от входного сигнала (угла отклонения ручки управления б ]: В( ) =(а' ~во)бв(в) Создание управ!яющих сил и моментов 39 чэ/5! Рис. 3.!.3. Функциональная схема системы управления с учеточ инер- ционности Применяя аналогичный подход, рассмотрим влияние инерционности звена управления на выходной сигнал системы.

Характеристикой инерционности является постоянная времени Т, (рис. 3.1.3). Учитывая передаточную ф)нкцию инерционного звена в системе управления, получаем 0 (5) — бн (5) ! К !+Таз зв Зависимость выходного сигнала от времени в случае ступенчатого входного сигнала б (3) = 1/з с учетом обратного преобразования Лапласа имеет вид 8(/) К((/'/2) — т,/+т',(1 — е '')). (3.1.2) Существующие критерии летных качеств требуют, чтобы самолет за заданное время / приходил в определенное угловое положение с!!.

С учетом этого для установившегося значения управляющего ускорения получим след)ющие выражения: а) без учета инерционности системы управления Ко = 2В!//' б) с учетом инерционности системы управления К 26ь !' — 2т,/+ 2т'(! — е — ит ) Исходя из этих выражений, можно получить соотношение К/К„ характеризующее требуемую степень повышения управляющего ускорения для компенсации влияния инерционности (см. также [17 1): (3.1.4) Ло ! — 2Т,//+2(Т!//) (! — е ! г') (3.1 Зб» при нулевых начальных условиях, где коэффициент усиления Ко имеет размерность управляющего ускорения, приходящегося на единицу угла отклонения ручки управления.

В случае ступенчатого входного сигнала имеем бв (/) = 1 или, применяя оператор Лапласа, В(з) Коз. Используя обратное преобразование Лапласа, получаем зависимость выходного сигнала от времени (см. также равд. 4.3.4): Е (/) Ко/в/2. (3.1.1) Создание управляющих сие и моментов ЗЛА.

Впияние собственного демпфирования СВВП на режиме висения Собственное демпфирование. Собственное демпфирование самолета на режиме висения оказывает на величину управляющих моментов влияние, аналогичное инерционности системы управления 1см. равд. 3.1.3). Оно существенно, например, у СВВП с центрально расположенным несущим винтом (винтокрыл) или с реактивными двигателями, расположенными на крыле с эксцентриситетом относительно центра тяжести самолета и создаю- Абеб = Гамаа О надеешощееа вавииа „Сб рис. Злкб. Приращения снорости потока. набегающего на винты двухвинтового СВВТ1, прн вращении самолета вонруг продольной оси.

шими сравнительно небольшую удельную тяговуюнагрузку. Вдаиной главе будут рассматриваться только конфигурации СВВП с винтами, расположенными на достаточно большом расстоянии от центра тяжести. таким образом, приращения скорости, возникающие прп вращательном движении самолета, можно считать приблизительно одинаковыми по всему диаметру каждого винта и равными приращению скорости по оси соответствующего винта. Эти прирашения скорости приводят к разнице в тяге между несущими винтами, что и вызывает демпфирующий момент. Образование демпфирующего момента поясняегся на рис. 3.1.5.

Приращение скорости линейно возрастает по координате у. Рассматривается процесс выполнения правого крена двухвинтовым СВВП. В этом случае правый несущий винт по линии оси получает отрицательное пРиРащение скоРости набегающего потока ЛГвгбе = = — у,„,гВ, соответственно левый несущий винт — положительное приращение стГе„= у,„„,.Ф. Принцип изменения тяги несущего винта на режиме висения вследствие изменения скорости набегающего потока обсуждался в равд. 2.3.

В рассматриваемом случае (рис. 3.1.6) правый несущий винт получает положительное Глава 3 92 приращение тяги Гзг„р„, а левый винт — отрицательное приращение — Лг,. Таким образом, вращательному движению вокруг продольной оси противодействует момент сил вокруг этой же оси, пропорциональный угловой скорости вращения (3.1.5) уллнтл (а Ллрав аХлев). С учетом выражения (2.3.16) указанное выше приращение тяги Рис. З.ка. Зависимость тяги не- сущего винта от изменении аер- тикааьной скорости по оси винта (режим висения).

р=о Резким Заселил на каждом из двигателей приобретает вид Лг'1 = — ", 1= прав., лев. 3 тт.е Используя выражение (2.3.5), получаем стг ' =— 1 =- прав., лев. 3 Гте/овилтл учитывая, что в установившемся состоянии г)о = глрлат а= = г,м, „, а также. что б Г,„„— — 1', — у,„лФ, выражение (3.1.5) для демпфирующего момента по крену преобразуем к виду ое (Ф) = — 2 Фд,„„„р1, / (3.!.ба) 3 Ч Гсо/Бвлнта Условие баланса сил на режиме висения имеет нид 2Гта = тп, от- щода т3с. (Ф) = — Ф (3.1.56) Влияние собственного демпфирования на величину потребных управляющих моментов. Влияние собственного демпфирования на величину потребных управляющих моментов рассмотрим на при- ттттттлоКЫа.зрь. ги Создание управляющих сил и моментов мере вращательного движения по крену, упрощая самолет до тела с одной степенью свободы.

Движением ручки управления на угол 6Ф вследствие дифференциального изменения общего шага лопастей винтов СВВП создается приращение тяги ЬРе —— Ьг"„рее = = — Ьг „„, которое в соответствии с (3.1.5) приводит к возникновению момента вокруг продольной оси. Учитывая, что Лг"; = = (др;/дб ) 6, можно записать еъь (6Ф) = — 2у„„„' б,о. (3.1.7) Ф Если теперь использовать коэффициенты управляющего и демпфирующего моментов крена дд Увимтеи о Ф ду./дд (3.1.8) дд е~~ ее то уравнение движения самолета вокруг продольной оси 7„Ф= Л6(Ф)+ ЬА(6,о) запишется в следующем виде: (3.1.9а) Ф вЂ” ЕрФ = Е оФ6Ф.

(3.1.96) С точки зрения обсуждаемого вопроса о потребных управляющих моментах важно знать величину угла крена, которого может достигнуть самолет за заданное время из исходного горизонтального положения !Ф (О) = Ф (О) = О). Для этого из выражения (3.!.96) получаем Ф=1еФ6Ф'1. (е Ре — 7. 1 — 1). (3.1.10) Используя полученное выражение, найдем величину управляющего ускорения, необходимую для достижения определенного угла крена Ф за заданное время 1: ьтФ (3.1.11а) е р' — дрт — 1 (3.1.116) можно использовать для целей сравнения. тпевлоКЫа.врЬЯ Для самолета, не имеющего демпфирования по крену, данное со- отношение можно также применить, вычислив предел при 7.р - О.

Полученное выражение (7-оФ)е 6Ф = 2'М' Глава 3 ("ай)а гд Рис. 3. Кт. Влияние демпфирования при движении по крену на степень повышения управляюшего ускорения дтя достижения заданного углового положения за 1 с 1Д ,от ан ю и' га/55аема, ГГ1ма = 2 — 4'. Возможности управления по крену определяются выражением (3.1.12). На рнс. 3.1.7 они представлены в виде зависимости необходимого коэффициента усиления управляющего момента от величины относительного удаления оси несущего винта от продольной осн самолета и удельной нагрузки на площадь, ометаемую Винтом (га Завита) ° Из графиков видно, что влияние демпфирования сильнее сказывается для малонагруженных винтов.

У самолетов с тяжелонагруженными винтами влиянием демпфирования можно пренебречь. В дальнейшем, рассматривая различные системы управления СВВП, мы будем учитывать выводы, сделанные в равд 3.1.2 и 3.1.3. 3.2. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СВВП С РЕАКТИВНЫМИ И ВЕНТИЛЯТОРНЫМИ СИЛОВЫМИ УСТАНОВКАМИ 2.2.4. СВВП с турбореактивными подъемными двигателями Управление путем дифференциального изменения тяги.

Двигатели могут применяться для создания управляющих моментов только в том случае, если они расположены на некотором удалении от центра тяжести самолета. Управление в рассматриваемом случае осуществляется путем изменения тяги каждого из двигателей та- ппвлокЫа.зрь.ги Отношение величин из формул (3.1.11а) и (3.1.116) дает значение требуемого коэффициента усиления управляющего момента для компенсации демпфирования самолета ~.'гз (3.1.12) (Две)а 2 есаг — д 1 — 1 Согласно рекомендациям АСаАКТл по летным характеристикам СВВП П], за время 1= 1 с должен достигаться угол крена Ф= Создинио управляющих гил и моленгов ким образом, чтобы возникал требуемый момент, а суммарная тяга при этом оставалась неизменной 15, 61. Сущность этого способа пояснена на рис. 3.2.1 на примере управления самолетом Ы 101 С. Он нашел применение во всех разработках СВВП в ФРГ (табл.

3.2.1) +зтпявв 11 ЛРОВ ! '1 го 11-дгр в Рнс. 3.2.1. Управление по крену и тангажу посредством дифференциального изменения тяги двигателей на примере самолета тГз 101 С. — азмеаеаие тати при упраелеаап по таагажу; — изменение гаги при упраалемпи по «рену. Таблица З.2,д Системы управления с дифференциальным изменением тяги Управление по тзагажу сввп Упраелеаае по крену УЛ 1О! С + г!о з! Ъ'ЛК 191 В ) (+) Динамические характеристики подъемных двигателей.

Для успешного управления посредством дифференциального изменения тяги двигатели должны обладать необходимыми динамическими характеристиками. Чтобы пояснить вопросы, связанные с этим требованием, на примере подъемного двигателя КВ 108 рассмотрим переходные процессы в динамической системе, состоящей из двигателя и агрегатов топливной системы, при изменении тяги по заданным командам !рис. 3.2.2). Из графиков видно, что после закрытия топливного крана сначала падает расход топлива, вследствие чего понижается давление в камере сгорания. Спад тяги происходит с запаздыванием по отношению к уменьшению расхода топлива. Данный процесс является неустановившимся и только при новом жттж.тоКЫа.арь.ги Г.таво 3 постоянном значении температуры газов на входе в турбину и соответствующей частоте вращения турбины приходит в новое установившееся состояние.

На рис. 3.2.2 отчетливо прослеживается вышеописанный процесс, включая соответствующее изменение частоты вращения турбины. В табл. 3.2.2 представлены значения времен запаздывания рассмотренных процессов. аа Таблица 3.2.2. Времена запаздывания переходных процессов в двигателе я топливной системе щ ~ аьчс 1 Пропессы Выключение двигателя 35 Начало спада давления в топливной системе 0 ! 20 Начало спада тяги Начало уменьшения часюты вращения турбины 70 35 Управляющие воздействия на режиме висения, в первую очередь при стабилизации, требуют сравнительно небольших изменений тяги.