Диссертация (Динамика цифровых резервированных асинхронных многотактных систем управления магистральных самолетов), страница 9

1.3), атакже в контур управления интерцепторами. Параметры Kv, Kм, Kинт vмвыбираются таким образом, чтобы при выполнении нормируемых в нормативныхдокументах маневров экстренного снижения не были превышены скорость VD иличисло Маха МD.Функция предупреждения о приближении к скорости сваливания ифункция ограничения минимальной скорости реализованы через алгоритмограничения угла атаки. Наличие «стенки» по усилиям или(и) тряски рычагауправленияпозволяетболееэффективнореализоватьфункциюпредупреждения о приближении к сваливанию (рис. 1.6).

При дальнейшемотклонении штурвала «на себя» до физического упора Хв min скорость будетуменьшаться от Vсигн до минимальной скорости установившегося полета Vmin,соответствующей углу атаки max. При удержании штурвала на упоре Хв = Хв minподдерживается скорость V = Vmin.48Рисунок 1.6 – Статические характеристики перемещения рычага управленияи усилия на нем по скоростиНарушить правую границу эксплуатационного диапазона скоростейвозможно лишь при осознанных действиях летчика, направленных на дальнейшееувеличение скорости путем отклонения рычага управления «от себя».

ПриХв = Хв mах (физический упор) скорость не должна превысить предельнодопустимую скорость VD при выполнении нормируемых маневров (рис. 1.6).491.4.2 Боковой канал управленияОсновы современного подхода к разработке алгоритмов управления вбоковомканалезаложенывработахГ.С. Бюшгенса,Г.В. Александрова,Г.И. Загайнова, Ю.Ф. Шелюхина, Ю.И.

Диденко, О.Ю. Алашеева, Ю.Г. Живова,А.Н. Митриченко, Ю.Г. Оболенского и др. [1–4, 24–28, 31-36]. Алгоритмыуправлениябоковымканаломвсовременныхсистемахдистанционногоуправления большинства магистральных самолетов используют традиционныеобратные связи по угловым скоростям крена и рыскания, углу крена и боковойперегрузке. В некоторых новейших системах используется обратная связь по углускольжения. Кроме основных функций по обеспечению удовлетворительныххарактеристик устойчивости и управляемости предусматриваются функциипредупреждения о превышении заданного угла крена в полете, ограничение углакрена, использование режима совмещенного управления со стабилизацией углакрена, парирование возмущающих боковых моментов при отказах двигателя.Каналуправлениярулемнаправления.Дляобеспеченияудовлетворительных характеристик путевого канала управления и боковогоколебательного движения в СДУ современных отечественных и зарубежныхмагистральныхсамолетовприменяется,какправило,статическийзаконуправления, который использует обратные связи по угловым скоростям крена,рыскания, боковой перегрузке, угла скольжения (при наличии в СДУ датчика угласкольжения).

Схема формирования сигнала управления рулем направленияприведена на рис. 1.7.Алгоритм управления можно записать в следующем виде:н   Xн   X эн   н    н АПОД   н бал   н  .Выходной сигнал н ограничен по условиям прочности величиной н max,которая является функцией приборной скорости: нн   н max signнпри | н |  н max ,при | н |  н max ,50Рисунок 1.7 – Управление рулем направлениягдеХн – сигнал прямого управления, который формируется с учетомограничения на максимальное отклонение руля направления н мах. Сигналуправления рулем направления от педалей формируется таким образом,чтобы обеспечить удовлетворительные характеристики управления рулемнаправления при малых и средних перемещениях педалей и обеспечитьмаксимальное допустимое отклонение руля направления, которое зависитот скорости полета, при полном отклонении педалей.

Параметры Kш н ин max зависят от приборной скорости;Хэн = Kш_энXэ – сигнал перекрестной связи от рычага управления по кренунарульнаправления.Этасвязьпредназначенадляулучшенияхарактеристик управления по крену путем создания момента рыскания,позволяющего реализовать изолированное движение крена без скольжения.Сэтойцельюприкренениисамолетанеобходимообеспечитьподкручивание носа самолета в сторону накрененного крыла. Обычно этасвязь определяется из критерия 2, значение которого должно быть близкок 1. Исходя из этого, коэффициент Kш эн следует выбирать, используявыражение: Kш_энXэ [1, 24]:51m y э K ш эн  нym Сигналн   K JyJxJyJxпредназначенtg  mxэtg  mнxдля Kш э.эффективногодемпфированияколебательного движения рыскания. Величина производной угла скольжения вычисляется следующим образом:g  x sin    y cos   (nz  sin  cos ) .VСигнал н АПОД – является командой автомата парирования отказа двигателя(АПОД).Сигнал балансировки  н бал формируется как интеграл от сигнала тумблерабалансировки, расположенного на центральном пульте.Для улучшения характеристик бокового движения при наличии на бортуинформации об угле скольжения желательно использовать обратную связь поэтому сигналу: н = Kн.

В схеме присутствуют фильтры по входным сигналам.Фильтры по управляющим сигналам Xн и Xэ позволяют регулировать угловыеускорения. Фильтры по сигналам обратных связей предусмотрены как фильтрыподавления высокочастотных шумов и упругих колебаний.Канал управления элеронами. Для обеспечения удовлетворительныххарактеристикпоперечногоканалауправлениявСДУсовременныхотечественных и зарубежных магистральных самолетов применяется, какправило, статический закон управления, представленный на рис. 1.8.Закон управления использует обратные связи по угловой скорости крена,углу крена и, возможно, углу скольжения (при наличии в СДУ датчика угласкольжения).

Алгоритм управления можно записать в следующем виде: э    э инт   э X н   э x   э ст    э АП ; э инт   э X э   э огр    э бал ; э X э  K ш э  W X э  X э – сигнал управления по крену;52Рисунок 1.8 – Управление элеронамиэ огр  – сигнал ограничения угла крена;э бал – сигнал балансировки, формируемый в блоке стабилизации угла крена;э инт – сигнал управления интерцепторами в режиме элеронов; э X н  K ш нэ  W X нэ  X н – сигнал отклонения элеронов по сигналу перемещенияпедалей, который вводится для обеспечения желаемой реакции самолета по кренуна отклонение педалей; э x  K  x   x – сигнал демпфера крена ( K  x – коэффициент обратной связи поугловой скорости крена, коэффициенты Kш э, Kш нэ, K  x изменяются по режимамполета и, как правило являются функциями приборной скорости);э ст  – сигнал, формируемый в блоке стабилизации угла крена;э АП – управляющий сигнал автопилота.Алгоритм стабилизации угла крена.

Алгоритм стабилизации угла кренааналогичен алгоритму стабилизации угла тангажа и включается по признакувмешательства летчика в управление. Факт вмешательства летчика в управлениеопределяется по смещению рычага управления креном или педалей изнейтрального положения.53При возврате рычага управления креном и педалей в нейтральноеположение и выполнении условия |Хэ| < Хэ пор и |Хн| < Хн пор в течение времени 1заданное значение угла крена зад фиксируется, вырабатывается признакстабилизацииCt = 1исистемапереходитврежимстабилизациизафиксированного угла крена.Блок-схема закона стабилизации угла крена представлена на рис. 1.9.Рисунок 1.9 – Стабилизация угла кренаАлгоритм стабилизации использует астатический закон для выполненияусловий автобалансировки по крену и автоматического устранения несимметриисамолета.

В результате формируются два сигнала: сигнал балансировки э бал исигнал стабилизации э ст : э ст   K s ,1э бал  K s  .sКоэффициенты Ks и Ks являются функциями приборной скорости Vпр.Ограничение угла крена в полете. Основы алгоритмов ограничения углакрена разработаны в работах Ю.Ф. Шелюхина, Ю.И. Диденко, В.Н. Космачева,Л.В.

Лишиной и др. [1, 46, 79]. Ограничение угла крена в полете обеспечивается54путем повышения спиральной устойчивости на углах крена || > min пол за счетподключения обратной связи по углу крена:э огр  = K() – сигнал ограничения угла крена.Функция f() представляет собой зону нечувствительности с шириной 1. Самолетзащищен от непреднамеренного выхода на углы крена || > 1. При нейтральномположении штурвала, без вмешательства летчика в управление угол крена непревышает 1. Превышение 1 возможно только при вмешательстве летчика вуправление. Такая связь обеспечивает функцию предупреждения о превышении 1через усилия на штурвале. Также возможно различное поведение самолета набольших углах крена при разных функциях f().

В одном варианте максимальномуотклонению рычага по крену соответствует максимально допустимый угол крена.В другом варианте предусмотрено второе пороговое значение – 2, послепревышения которого отклонение рычага снова пропорционально угловойскорости крена.Автомат парирования отказа двигателя. Большой вклад в разработкуалгоритмов АПОД внес В.Ф. Брагазин [1, 47]. Алгоритмы АПОД (рис. 1.10),включены в СДУ российских самолетов семейства Ту-204. Алгоритмы АПОДреализованы также на самолете Sukhoi SuperJet 100, после модификации,выполненной В.А. Чочиевым и В.И. Ивахой.Рисунок 1.10 – Упрощенная структурная схема АПОДРежимы взлета и посадки являются одними из сложнейших этапов полетасамолета, которые характеризуются большой пилотажной нагрузкой летчика.55В случае внезапного одностороннего отказа двигателя на этих режимах нагрузкалетчика увеличивается из-за необходимости парирования возникающих при этомвозмущающих моментов.

Автомат парирования отказа двигателя позволяетсущественно повысить безопасность полета самолета при отказе двигателя,особенно на этапах взлета и ухода на второй круг, на которых тяга двигателеймаксимальна, за счет своевременного парирования большей части возмущающегомомента рыскания. Компенсация меньших по величине моментов крена и тангажавозлагается на летчика. Применение АПОД существенно снижает нагрузкулетчика при пилотировании самолета в условиях отказа двигателя и приводит кувеличению точности управления траекторией самолета.