Система непрямого (бустерного) управления

Для скоростных самолетов большая разница между максимальными и минимальными скоростями полета затрудняет создание системы управления, эффективной на всех режимах полета.
При приближении к скоростям полета, соответствующим скорости звука, резко уменьшается эффективность рулей.
На рис. 12.9,а показано изменение распределения аэродинамической нагрузки по хорде стабилизатора при отклонении руля высоты на угол δ_р при дозвуковой скорости полета. Видно, что отклонение руля высоты приводит не только к увеличению полной аэродинамической силы на руле, но и к увеличению полной аэродинамической силы на стабилизаторе, и полная сила на горизонтальном оперении = + при отклонении руля существенно возрастает.

Рис. 12.9. К объяснению причин появления ц.п.г.о.

Увеличение скорости полета (рис. 12.9,б)

приводит к появлению местных скоростей обтекания, равных скорости звука. В зоне передней кромки руля развивается местная сверхзвуковая зона течения, заканчивающаяся скачком уплотнения 1. Левый столбец рисунков иллюстрирует обтекание, когда рулевая поверхность находится в нейтральном положении, правый - при отклоненной рулевой поверхности.
При наличии скачка аэродинамические силы , вызванные отклонением руля, изменяются на рулевой поверхности, но не изменяют распределение и значение аэродинамической силы на расположенной впереди руля поверхности стабилизатора и полная сила на горизонтальном оперении = + существенно меньше, чем в случае чисто дозвукового обтекания (см. рис. 12.9,а).
На сверхзвуковой скорости полета (рис. 12.9,в) при наличии скачков уплотнения на передней и задней кромках профиля стабилизатора из-за развивающихся срывов потока на обтекаемой поверхности эпюра распределения давления по хорде близка к прямоугольнику. Полная аэродинамическая сила на горизонтальном оперении = + уменьшается по сравнению с дозвуковым режимом полета. В этом случае отклонение руля высоты также не изменяет аэродинамическую силу на расположенной впереди руля поверхности обтекания. Эффективность рулевой поверхности резко уменьшается.
Получить необходимые для маневра управляющие силы на сверхзвуковых режимах полета позволяет применение цельноповоротного горизонтального оперения (ц.п.г.о.) (рис. 12.9,г).
Однако применение ц.п.г.о. приводит к изменению усилий на ручке управления в таких широких пределах, что непосредственное управление ц.п.г.о. становится невозможным.
Так, если поместить ось вращения ц.п.г.о. в точке 1 (рис. 12.10), являющейся центром давления ц.п.г.о. на дозвуковых режимах полета, то в этом случае летчик не будет ощущать усилий на ручке, в то время как на сверхзвуковых режимах полета (центр давления ц.п.г.о. находится в точке 3) усилия будут непомерно велики.

Рис. 12.10. Размещение оси вращения ц.п.г.о.

Точно так же нецелесообразно размещать ось вращения ц.п.г.о. в точке 3. В этом случае летчик не будет ощущать усилий на ручке на сверхзвуковых режимах полета, в то время как на дозвуковых режимах полета на рычагах управления возникают усилия обратного знака (самолет как бы сам "ведет" рычаги в направлении, потребном для маневра), что делает управление самолетом практически невозможным.
Размещение оси вращения ц.п.г.о. в точке 2 требует одинаковых усилий при управлении на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета, но это приводит к перемене знака усилий на ручке управления при переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету, что совершенно недопустимо с точки зрения летчика.
Следовательно, для сверхзвуковых самолетов необходимо создание системы управления, способной преодолеть большой шарнирный момент и быть нечувствительной к изменению его знака.
Преодолеть большие усилия, возникающие при управлении ц.п.г.о., можно с помощью дополнительного источника энергии.
В настоящее время чаще всего в качестве такого источника энергии используется гидравлическая система, которая питает вспомогательное устройство для привода ц.п.г.о. - гидроусилитель, или бустер (англ. booster, от boost - поднимать, повышать давление, напряжение).
Гидроусилитель (рис. 12.11) представляет собой силовой цилиндр, корпус 1 которого неподвижно закреплен на элементе конструкции планера самолета 2 (балке, силовом шпангоуте, силовой нервюре и т. д.).

При нейтральном положении (рис. 12.11,а) управляющего штока гидроусилителя (золотника) 3 цилиндрические пояски 4 золотника перекрывают каналы, соединяющие полости А и Б силового цилиндра (разделенные поршнем 5 исполнительного штока 6 гидроцилиндра) с полостями c и d золотниковой камеры.

Полость d золотниковой камеры соединена с напорной (питающей) магистралью 7,

Рис. 12.11. Устройство гидроусилителя

а полости c - со сливной магистралью 8 гидросистемы самолета. В таком положении шток гидроусилителя 6 неподвижен и надежно зафиксирован несжимаемой рабочей жидкостью гидросистемы, запертой золотником в полостях А и Б силового цилиндра.
Сила P, действующая на шток 6 гидроцилиндра со стороны ц.п.г.о. самолета, воспринимается силовым элементом 2 конструкции самолета.
При перемещении (рис. 12.11,б) золотника 3 (по рисунку - вправо на расстояние Δl) полость А силового цилиндра сообщается с напорной магистралью 7, а полость Б - со сливной магистралью 8 гидросистемы, и из-за разности давлений, действующих на поршень 5, исполнительный шток 6 гидроцилиндра начнет двигаться вправо.
При движении исполнительного штока относительно неподвижного корпуса 1 и золотника 3 произойдет (рис. 12.11,в) перекрытие каналов, соединяющих полости А и Б с полостями c и d золотниковой камеры и, соответственно, магистралями гидросистемы. Исполнительный шток 6 гидроусилителя остановится, переместившись вправо на расстояние Δl, и золотник 3 снова окажется в нейтральном положении.

Поскольку рабочий ход золотника, необходимый для перепуска жидкости, измеряется несколькими миллиметрами, исполнительный шток гидроусилителя перемещается практически одновременно с перемещением золотника ("отслеживает" его движение).
Гидроусилитель, таким образом, является следящей системой, на вход которой (на золотник) подаются незначительные усилия (несколько ньютонов), потребные для преодоления сил трения в проводке управления и в золотниковой камере, в то время как на выходе (при движении исполнительного штока) можно получить большие потребные для преодоления шарнирного момента ц.п.г.о. силы P = Fp, где F - площадь поршня 5, p - давление в гидросистеме самолета.
Здесь необходимо отметить, что так же, как мы уже делали это раньше, для объяснения работы гидроусилителя под нагрузкой, мы воспользовались упрощенной схемой уравновешивания, имеющей сугубо иллюстративный характер.
В действительности механизм уравновешивания значительно сложнее - весь силовой "баланс" происходит на весьма малых (микронных) ходах золотника, когда даже при остановке бустера под нагрузкой и нейтральном положении золотника (рис. 12.11,а) есть перетекание жидкости из напорной в сливную магистраль гидросистемы через полости c и d золотниковой камеры и, соответственно, схема уравновешивания значительно сложнее.

Рис. 12.12. Установка гидроусилителя для привода ц.п.г.о.

Тем не менее рис. 12.11 дает достаточно точное представление о принципе работы гидроусилителя как следящей системы.
С помощью гидроусилителя 1, установленного (рис. 12.12) на силовой продольной балке 2 фюзеляжа, осуществляется привод (управление) ц.п.г.о.
Рычаг ("кабанчик") управления 3 соединен с общей осью 4 консолей 5 ц.п.г.о., вращающейся в подшипниках 6, установленных на усиленном шпангоуте 7 фюзеляжа.

Шарнирный момент М_ш ц.п.г.о. через рычаг 3 силой P = М_ш/а воздействует на исполнительный шток 8 гидроусилителя и уравновешивается в узле установки гидроусилителя.
Для управления ц.п.г.о. достаточно незначительных усилий на ручке и в проводке управления, соединенной с управляющим штоком (золотником) 9 гидроусилителя.
В этом случае величина и знак (направление) шарнирного момента управляемой поверхности не оказывают никакого влияния на усилия в проводке и на ручке управления, поскольку при наличии обратной связи по перемещениям между отклонением ручки и угловым отклонением ц.п.г.о. отсутствует обратная связь по усилиям на исполнительном и управляющем штоках гидроусилителя.
Система управления, в которой гидроусилитель установлен таким образом (без обратной связи по усилиям), называетсянеобратимой.
Однако наличие обратной связи по усилиям является необходимым условием обеспечения приемлемых для летчика показателей управляемости. Поэтому обратную связь по усилиям приходится создавать искусственно, вводя в необратимую систему механизмы загрузки (МЗ).
Простейший механизм загрузки (рис. 12.13) представляет собой пружину, которую летчик сжимает при отклонении ручки управления.
Нейтральное (ненагруженное) состояние механизма загрузки отмечено на чертеже точкой 0.

Рис. 12.13. Устройство механизма загрузки

При перемещении штока 1 (по чертежу - справа налево; законцовка штока перемещается из точки 0 в точку А) упор 2 выходит из контакта с шайбой 3, которая оперта на корпус 4. Упор 5 сдвигает (по чертежу - влево) шайбу 6. Происходит сжатие пружины 7.

Для перемещения штока требуется приложить силу P, значение которой зависит от жесткости пружины и перемещения штока ΔX. Большему отклонению ручки (ходу проводки управления X) соответствует большее усилие в проводке управления (усилие сжатия P пружины механизма загрузки), что соответствует характеру усилий в системе прямого (непосредственного) управления рулевыми поверхностями.

Такой вид загрузки тем не менее не может удовлетворить летчика, поскольку усилия на ручке управления должны изменяться с изменением высоты и скорости полета (увеличиваться с ростом скорости и уменьшением высоты, и наоборот).
И в то же время для получения одной и той же перегрузки на различных скоростях и высотах полета требуются разные отклонения рулевой поверхности (меньшие на больших скоростях и малых высотах полета и большие на малых скоростях и больших высотах полета).
Напомним, что аэродинамические силы R_a=C_R(ρV²/2)S растут как с увеличением скорости полета V, так и с уменьшением высоты полета (т. е. с увеличением плотности воздуха ρ).
Следовательно, в системах управления, где усилия на рычагах управления имитируются с помощью механизма загрузки, необходимо в соответствии с режимом полета изменить не только усилие пружин МЗ, но и коэффициент кинематической передачи, т. е. плечи рычагов и качалок в проводке управления.
Для обеспечения желаемых характеристик управляемости, т. е. согласования усилий на рычагах управления и потребных отклонений рулевых поверхностей с высотой и скоростью полета, в необратимую бустерную систему управления вводят автомат регулирования управления (АРУ).

Рис. 12.14. Устройство автомата регулирования управления

Простейший автомат регулирования управления (рис. 12.14) представляет собой качалку, плечи которой автоматически изменяют свою длину с изменением режима полета.
Исполнительный механизм АРУ представляет собой телескопическую качалку, корпус 1 которой шарнирно крепится к кронштейну 2, установленному на усиленном элементе конструкции планера самолета. Внутри корпуса 1 передвигается шток 3, опираясь на пояски 4. Привод (перемещение) штока 3 (по чертежу - вверх или вниз) осуществляет шток 5 электромеханического устройства 6, связанный со штоком 3 при помощи кронштейна 7.
В электромеханическом устройстве 6 в зависимости от электрического управляющего сигнала (УС) вращательное движение электродвигателя при помощи встроенного редуктора преобразуется в поступательное (по чертежу - вверх или вниз) движение штока 5.
Через точку А на шток 3 передается усилие P₃ механизма загрузки. В точке В штока шарнирно крепится тяга управления 8, идущая к управляющему штоку гидроусилителя.
К корпусу 1 в точке Б шарнирно крепится тяга 9, идущая к рычагу управления в кабине летчика.
В зависимости от режима полета автоматические бортовые устройства вырабатывают определенный управляющий сигнал УС = ƒ(V,H), который в виде электрического сигнала поступает в электромеханизм 6.
При больших скоростях полета (и, соответственно, небольших потребных для маневра отклонениях рулевой поверхности) автоматически устанавливается малое плечо l_п (рис. 12.14,а). В этом случае малому перемещению тяги 9, идущей от рычага управления, соответствует малое перемещение тяги 8 и, как следствие, малое отклонение рулевой поверхности. В то же время на рычаг управления действуют большие усилия P_п от механизма загрузки. Их величина зависит от силы P_з механизма загрузки и плеча l_з.
При малых скоростях полета (и, соответственно, больших потребных для маневра отклонениях рулевой поверхности) автоматически устанавливается большее плечо l_п (рис. 12.14,б) и, соответственно, меньшее плечо l_з. Возрастают перемещения тяги 8 и углы отклонения рулевой поверхности и уменьшаются усилия на рычаге управления P_п.
Точно так же автомат регулирования управления отслеживает изменение высоты полета. Таким образом, в необратимой бустерной системе управления обеспечивается характер управления, аналогичный управлению самолетом с системами прямого (непосредственного) управления.

Рис. 12.15. Устройство механизма триммерного эффекта

Чтобы обеспечить возможность триммирования усилий на рычагах управления в длительном установившемся полете, в необратимую бустерную систему управления вводятмеханизм триммерного эффекта(МТЭ).

Простейший механизм триммерного эффекта (рис. 12.15) представляет собой электромеханическое устройство, аналогичное применяемому в автомате регулирования управления, которое позволяет летчику нажатием кнопки на ручке (штурвале) управления (как и в системе прямого управления) подать электрический управляющий сигнал (УС) триммирования на электромотор МТЭ. За счет перемещения штока 1 механизма триммерного эффекта перемещается корпус 3 при неподвижном штоке 4 и ослабляется пружина 2 механизма загрузки. Таким способом уменьшаются усилия на рычагах управления.
Принципиальная схема необратимой бустерной системы управления цельноповоротным горизонтальным оперением показана на рис. 12.16.
Включенная в состав системы управленияраздвижная тяга(РТ - устройство, аналогичное МТЭ) позволяет непосредственно, без участия летчика воздействовать на управляющий золотник гидроусилителя в соответствии с управляющими сигналами, сформированными бортовым комплексом цифровых вычислительных и аналоговых машин с целью автоматического пилотирования или реализации в полете различных концепций техники активного управления (см. разделы 7.6 и 8.6).

Рис. 12.16. Принципиальная схема необратимой бустерной системы управления

Как уже упоминалось, для передачи управляющих сигналов в системах автоматизированного управления используется электро- или волоконно-оптическая проводка. Использование такой проводки взамен механической для передачи управляющих сигналов от рычагов на органы управления позволяет значительно уменьшить массу и облегчить компоновку проводки в весьма насыщенном компоновочном пространстве современного самолета. В этом случае механические перемещения командного рычага (педалей, рукоятки или штурвала) преобразуются в электрические или световые сигналы, передаваемые по проводам на раздвижную тягу, где они преобразуются в механическое перемещение золотника гидроусилителя, отклоняющего орган управления. Для обеспечения обратных связей по перемещениям и усилиям загрузка командных рычагов осуществляется так же, как описано выше.
Аналогично рассмотренному здесь каналу тангажа формируются бустерные системы управления в каналах крена и рыскания.
Необратимые бустерные системы управления применяются в настоящее время и на дозвуковых самолетах, поскольку можно провести полную отработку таких систем в наземных условиях с помощью полноразмерных стендов, позволяющих производить полунатурное моделирование реального полета с введением нештатных ситуаций (отказов и т. п.), и пилотажно-динамических стендов с участием летчика.
Это дает возможность выбрать необходимое резервирование элементов системы и учесть все пожелания летчика для формирования надежной системы управления с оптимальными показателями управляемости на всех режимах полета.

Глава 13