13.2. Системы управления с усилителями

С увеличением скоростей, размеров и массы самолетов нагрузки на поверхности управления увеличиваются. Однако усилия на рычаги, ограничиваемые физическими возможностями пилота, не должны превышать определенных значений. При больших усилиях на органах управления пилот не может действовать достаточно быстро, что ухудшает маневренность самолета. Утвердилось мнение, что мощная аэродинамическая компенсация и, следовательно, ручное управление, т. е. управление без усилителей, возможны только при скоростях полета, соответствующих числу М не более 0,9.

Отказ от использования воздушного потока для уменьшения нагрузок на органы управления пилота потребовал установки на самолете достаточно мощного источника вспомогательной энергии. Таким источником в большинстве случаев является самолетная гидросистема, приспособленная для питания бустеров (гидроусилителей), включенных в систему управления самолетом. Гидропривод в СУ используется благодаря быстродействию, малой массе, приходящейся на единицу мощности. При наличии гидроусилителей пилот управляет не рулями, а распределительными устройствами гидропривода. Аэродинамический момент при отклонении руля пилотом не ощущается, он полностью передается на конструкцию самолета через гидроусилитель, с появлением которого отпали трудности, связанные с аэродинамической компенсацией рулей. Отработка рулей с гидроусилителями почти не требует летных испытаний и производится полностью на наземных стендах, что дает большую экономию времени и средств. Значительно упрощается применение автопилотов, так как при наличии в системе гидроусилителей можно уменьшить мощность рулевых машин автопилота.

Некоторые конструкции гидроусилителей позволяют уменьшить и даже полностью устранить весовую балансировку рулей. Однако гидроусилители усложняют конструкцию самолета.

Рассмотрим систему управления рулями высоты самолета (рис. 13.8). Входным элементом, задающим движение, служит ручка управления 3 (или штурвальная колонка), которая находится в пилотской кабине. При движении ручки вперед и назад должны отклоняться рули высоты. Пусть ручка 3 отклоняется на пилота влево. Это вызовет движение тяги 2 и поворот рычага обратной связи 1 вокруг нижнего шарнира В₀. До этого момента поршень силового цилиндра 5 был заперт жидкостью цилиндрическими поясками управляющего золотника 6. До начала первого этапа движения рычаг обратной связи 1 занимал положение А₀В₀, а золотник 6 находился в среднем положении и перекрывал проходные сечения окон а и б. Поворот рычага обратной связи 1 против часовой стрелки вокруг точки В₀ приведет к смещению золотника 6 влево, тогда в распределителе жидкости появятся две щели, а жидкость под давлением начнет поступать в силовой цилиндр; через щель б жидкость из цилиндра будет вытесняться в полость слива. Под действием возникающего перепада давления в левой и правой полостях силового цилиндра поршень 5 приходит в движение, а его шток отклоняет рулевую поверхность.

а

б

1

2

4

3

5

6

7

А₁

А₀

В₀

Слив

Р

Рис. 13.8. Система управления рулем высоты с гидроусилителем:

1 – рычаг обратной связи; 2 – тяга управления; 3 – ручка управления; 4 – ограничитель

хода золотника; 5 – поршень; 6 – управляющий золотник; 7 – руль высоты

Момент начала движения поршня можно условно считать окончанием первого и началом второго этапа реакции гидроусилителя на возмущения со стороны входа. На втором этапе после окончания движения ручки управления 3 ручку А₁ рычага 1 можно считать неподвижной. Поэтому рычаг 1 при движении поршня 5 вправо будет поворачиваться и перемещать золотник 6 в направлении, противоположном тому, которое он занимал при отклонении ручки 3.

В результате щели а и б начнут уменьшаться и полностью перекрываются. Поступление жидкости в силовой цилиндр прекратится, и поршень 5 остановится. При повороте ручки 3 в противоположную сторону движение всех элементов гидроусилителя и руля будет происходить в обратном направлении. В действительности двух отдельных этапов движения следящего привода нет, поскольку оба движения задающего устройства и исполнительного механизма происходят почти одновременно. Механические упоры 4 ограничивают максимальное отклонение золотника и, следовательно, максимальную скорость отклонения руля.

Применяют две разновидности гидроусилителей СУ рулями – необратимые и обратимые. Необратимыми называют такие усилители, в которых нагрузка, приложенная к выходному звену (например, шарнирный момент руля), преодолевается силовым узлом и на ручку управления не передается. Описанная выше и приведенная на рис. 13.8 схема гидроусилителя необратимая. Для создания на ручке управления ее нагружают с помощью специальных устройств. Простейшее из них – пружина с линейной зависимостью усилия от отклонения ручки. Однако такие устройства не удовлетворяют пилотов, так как создают на органах управления одинаковые усилия при минимальной и максимальной скоростях полета и легко могут стать причиной опасной перегрузки самолета при маневре. Распространение получили нагрузочные автоматы, которые в сочетании с необратимыми усилителями дают возможность выбора наилучших характеристик управляемости для любого самолета. Чтобы освободить пилота от утомительной необходимости «держать» усилие, при ручном управлении загрузочное устройство снабжается механизмом триммерного эффекта.

Необратимые системы применяют в основном при больших нагрузках на органы управления и в тех случаях, когда нет необходимости создавать на ручке ощущение нагрузки выхода, как, например, в случае управления передним колесом самолета.

На легких самолетах получили распространение обратимые системы управления, в которых обеспечивается передача известной части аэродинамических нагрузок, действующих на рули, на ручку управления. Подобное управление с пропорциональной чувствительностью на ручке уменьшает возможность перегружения конструкции при различных эволюциях самолетов. Нагрузка от шарнирного момента может быть передана на ручку при помощи соответствующей рычажной системы обратной связи либо гидравлическим способом.

Для повышения надежности СУ, снабженных гидроусилителями, применяется разделение рулей на несколько секций, каждая из которых отклоняется отдельным усилителем; установка на самолете нескольких автономных гидравлических систем, число которых обычно равно числу авиадвигателей; питание усилителей различных секций рулей независимыми гидравлическими системами таким образом, чтобы при отказе одного усилителя для управления самолетом оставалась действующая часть секции рулей, которая обеспечит продолжение полета и посадку. В случае полного отказа гидравлической системы на некоторых самолетах предусмотрен переход на ручное управление. При этом при многосекционных рулевых поверхностях может отклоняться лишь часть поверхности.

Таким образом, основные и вспомогательные системы управления самолетом состоят из рычагов управления и проводки и имеют свое назначение. Прочность деталей управления рассчитывается в определенной последовательности, так как к системам управления предъявляются повышенные требования по нагрузке и безопасности.