Техника вертикального взлета и посадки (Хафер К., Закс Г., 1985 - Техника вертикального взлета и посадки), страница 17

Поэтому важно знать временнйе характеристнки двигателя при малых изменениях тяги. На рис. 3.2.3 показаны динамические тяговые характеристики подъемного двигателя гсВ 145 самолета Ч.1 101 С. Постоянная времени процесса увеличения или иыигто1сЬма.ярЬ. Рис. 3.2.2. Переходные пропессы в подъемном двигателе КВ 108 при его выключении. à — частота вращения турбины, 2 — тяга; 3 — течпература выхлопных гааов, 4 — дав- ление в «ачере сгорания Соединив управяяюи!их сил и моментов уменьшения тяги двигателя на величину около 15 отй максимальной составляет приблизительно 0,15 с. Испытания показали, что это значение вполне удовлетворяет требованиям управляемости самолета.

Особое внимание на переходные тяговые характеристики обращается прп разработке современных двухконтурных подъемных двигателей, поскольку проекты СВВП с такими двигателями предусматривают )правление посредством дифференциального изменения тяги На рис. 3.2.4 показаны разгонные характеристики подъемного двигателя КВ 202, созданного фирмой «Роллс-Ройс».

Видно, что переходные процессы в диапазоне значений тяги, близких к максимальному, при малых изменениях тяги (порядка 1О айа) имеют постоянную времени О,!5 — 0,2 с [151. Гт =О !55с р,Грег Рис, 3.2.3. Динамические тяговые характеристики подьемного двигателя КВ 143 при малых изменениях тяги. Гс =О.гвзс Для опенки динамических характеристик двигателей кроме реакции на ступенчатое управляющее воздействие необходимо рассмотреть случаи управляющего воздействия, изменяющегося по времени. На рис. 3.2.5 представлены амплитудная н фазовая частотные характеристики изменения тяги подъемного двигателя ВВ 145, полученные для управляющих воздействий, имеющих вид гармонического сигнала бн бра гйпсо(.

Описанные выше динамические характеристики двигателей достигаются путем применения специального регулятора, управляющего ускорением переходного процесса. Это устройство изменяет расход топлива в двигателе по командам на изменение тяги. Управление происходит таким образом, чтобы, не выходя на помпажный режим, достигнуть максимальных допустимых )скорений в переходных процессах двигателя. Лополняя изложенный материал о временных запаздываниях в процессе управления тягой двигателя, представим приближенную передаточную функцию подъемного двигателя в диапазоне малых изменений тяги: от дев (3.23 ) (1 Ч дав) (! + ттсидв) Величины Т„н Т„„д представляют собой постоянные времени двигателя и топливной системы.

4 зад м г!ва мнимо!сЫа.врь. у 0 0г ог От 04 00 00 бг 00 об ]0 гг арегня, с Рис. 3.2.4. Разгонные характеристики двухконтурного подъемного двигателя [15] Приращение установившейся тяги на ГО ед макси аленой. Н = О, условна стандартной атмосферы МСА углодая часглота 10 аР 10роббс ГО, Ллд/С 5 1 ж с00 тяга 79уе 20 0 Рис.

3.2.5. Амплитудная нфазовая частотные характеристики подъемного двигателя прн гармонических управляющих воздействиях (диаграмма Боде) 'г14] тгтгтг.тоКЫа.зрЬ. ги - 10 и ~ в -б с щ с. Е», 'о 0 ли ма -10 Я. е, К;20 40 щ -00 Создание управ»люгнгзх си,з и моментов Моделирование дифференциального изменения тяги на тренажере «Качели».

В период создания СВВП Ът] 101 С исследования системы управления угловым положением самолета проводилнсь на экспериментальном тренажере, получившем название екачели». Этот тренажер, представленный в схематическом виде на рис. 3 2 6, имеет каркас, выполненный из стальных труб в виде рамы. Рама может поворачиваться вокруг оси, расположенной в ее центральной части и закрепленной на опорной станине с помощью подшипников. На одном конце рамы установлен подъемный двигатель, Рис.

З.з.а. Тренажер «качези» для исследования управления СВВП посредством дифференциального изменения тяги [161 т — указатель угла тангажа, т — рычаг управления двигателем, 3 — кресло летчика; « — под»енина двигатель, 5 — ось вращения на споре, 5 — противовес, 7 — тсплнв- ныа бак М« тягой которого при помощи ручки управления может управлять пилот, сидящий в кресле впереди двигателя. На другом конце рамы размещен противовес, который удерживает «качели» в равновесии прн номинальном значении тяги двигателя Кроме того, предусмотрены дополнительные грузы, сбрасываемые для имитации отказа одного из подъемных двигателей СВВП. Летчик может оценивать движение по тангажу при ]правляющих воздействиях по ]казателю угла тангажа.

Одним из важных вопросов, решавшихся при исследованиях на тренажере, был вопрос о том, может ли летчик, управляя тягой двигателя, перевести «качели» в любое желаемое угловое положение Далее были исследованы характеристики различных устроиств управления Лишь после того, как была полностью доказана пригодность метода управления угловым положением самолета посредством дифференциального изменения тяги подъемных двигателей, было принято решение о применении этого метода в системе управления по крену и тангажу СВВП »7] 101 С, находившегося тогда в стадии разработки [16] зтзт л тань !в яр~~[]]~ Глава Л (оо Влияние расстояния бокового разноса двигателей от продольной оси СВВП на величину достижимого управляющего ускорения. Величина углового ускорения, получаемого в результате дифференциального изменения тяги двигателей, в значительной степени определяется расстоянием от оси двигателя до центра тяжести самолета.

С одной стороны, при увеличении длины плеча возрастает управляющий момент, но. с другой стороны, увеличивается мо- Рнс. .33К7. Поперечное управление СВВП с крыльевыми) подъемными двигателями. мент инерции, который снижает величину достижимого углового ускорения. Таким образом, существует оптимальное расстояние от оси двигателя до центра тяжести, при котором угловое ускорение самолета, отнесенное к управляющему воздействию, достигает максимума.

Это явление поясняется ниже на примере углового движения по крену. Обозначим момент инерции самолета без двигателей как 1„,. Тогда с учетом приращения момента инерции за счет массы двигателей тд„расположенных на расстоянии у, от продольной оси самолета, выражение для суммарного момента инерции получает вид (см. также рис. 3.2.7) 1, — 1„, + тд,уд,'. (3.2.2) Управляющее ускорение по крену от момента Л ' (б ) — 2ЛЕоуд, (Лг, представляет собой )одинаковое по величине, но разное по знаку приращение тяги у левого и правого двигателей) определяется следующим выражением; (1„о+'тд.удв) р — — 2ЛГвудв. Нормируя угловое ускорение по крену величиной ро = = — 2ЛЕ,з'1, и используя безразмерную величину расстояния .2 т(д, = уд,'в, с учетом того, что 1,о — то(во, получаем соотношение Чдв (3.2.3) Рв 1+ ( )в(в ннн.воКЫа.врь.ги ГО! Создание улравляюиГих сил и моментов Это соотношение представлено графически на рис.

3.2.8. Графики можно использовать и в общих случаях расчетов. Функция р (т!г) имеет максимум, в точке которого аргумент представляет собой оптимальное значение расстояния от оси двигателя до центра тяжести самолета: гхо / юе т)опт = з У' гиде Рассчитанное по формуле (3.2.41 УЛ 10! С-Х! равно 0,55. Это значит, (3.2.4) значение т),„, для самолета что для компоновки самолета — ! †) юее "'о Ьо О,5 Р е Од 5 45рл го!с-х1] 5 ог рис. 3.2.8.

Зависимость упрввляюпгего ускорения от расстояния между осью подьемного двигателя и центром тяжести СВВП при управлении посредствои дифференцнвльного изменения тяги. од го о ог од ов ов го ~5= 5 с двигателями, расположенными на концах крыла, максимально возможное управляющее ускорение недостижимо. Следует, однако, учитывать, что при выборе места размещения двигателей немаловажную роль играет ряд других факторов.

Так, например, на самолете ЪЛ 101 С-Х1 двигатели были размещены на концах крыла для обеспечения возможности их поворота в вертикальной плоскости. При этом управляющее ускорение могло достигать 85 % максимально возможного значения (см. рис. 3.2.8). У самолетов Ро 31 и Ро 231 поперечное управление осуществляется путем дифференциального изменения тяги двигателей, расположенных в гондолах на крыле. Однако если у самолета !зо 31 гондолы двигателей размещены на концах крыла, то для Оо 23! принята компоновка с т) = 0,65. Полученное в последнем случае увеличение управляющего ускорения по креьу не играло решающей роли при проектировании.

Определяющими при выборе места расположения гондол оказались другие факторы, такие, как влияние близости земли (см. гл. 5). На самолете ЧАК-19! В продольное управление осуществляется путем дифференциального изменения тяги двух подъемных двига- итлл тохьча зрЯф Глава л 102 талей КВ 162-81. Однако оно применяется только в том случае, если ход штока гидроцилиндра бустера управления превышает 20 аа полного хода 113). Для обеспечения меньших управляющих ускорений, которые, как показывает опыт эксплуатации, достаточны для управления на большей части полета, используется основной контур управления по тангажу.

Роль управляющих органов в нем исполняют реактивные сопла, размещенные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа (см. разд. 3.2.2). Поперечное управление посредством дифференциального изменения тяги поворотных двигателей. У СВВП с поворотными двигателями (напрнмер, У) 101 С) эффективность управления по крену снижается по мере уменьшения угла поворота оси двигателя па.

Это видно из формулы Л1. = — 2ЛГ";у„,з|п о,. Угловое ускорение по крену в данном случае равно р — — 2 ' "~' 51ппо. (3.2.5) т л х Для самолета УЛ 101 с учетом того, что у, = 5, а суммарная подъемная тяга равномерно распределена между тремя парами двигателем, каждая из которых создает тягу г„, выражение для углового ускорения по крену на режиме висения (тогда гы = тй/3) имеет вид 2 лз аЕ; Р=— 5!п о~ 3 а ~А ир Путевое управление посредством дифференциального отклонения поворотных двигателей.

СВВП, у которых двигатели расположены симметрично на сравнительно большом расстоянии от центра тяжести, например на концах крыла (УЗ 101 С, По 31), позволяют создавать путевые управляющие моменты посредством отклонения двигателей, а следовательно, и их векторов тяги в противоположные стороны (рнс. 3.2.9). Обозначив через г„тягу левого и правого блоков поворотных двигателей, можно рассчитать возникающий путевой управляющий момент по следующей формуле: ЛЛ1 = Есаул,1соз(п,— Ло) — соз(о,+ Ло)1. (3.2.6) Через о, здесь обозначен номинальный угол отклонения обоих блоков поворотных двигателей, от которого в противоположные стороны отсчитываются управляющие приращения -+- Ло. Из (3.2.6) с учетом того, что момент инерции вокруг вертикальной осн самолета 1, равен пй„получается следующее выражение для углового ускорения по рысканию: г — 2 " "~' 51поьз)пЛо. Гио (3.2.7) и га вввлаКЫаарь.га Создание управллгощиг сил и моментов гоз На самолете ьзо 31 путевое управление осуществляется при помощи дифференциального отклонения выхлопных сопел подъемных двигателей, жестко закрепленных в гондолах.

Номинальная сила тяги размещенных в гондолах подъемных двигателей СВВП (зо 31 составляет 53 йо взлетного веса самолета. Подставляя в формулу (3.2.7) значения 2Е„= 0,53 тпл и у„= з, получаем выражение для ускорения по рысканию этого самолета на режиме висения (о, = 90') в линеаризованном виде г=0,53 ~ Ло.