книги из ГПНТБ / Системы автоматического и директорного управления самолетом

Величину иz огр нетрудно получить из передаточной функции М » (р) (см. приложение 2), подставив в нее значения коэффи-

циентов с{ и положив р = 0, тогда с учетом (3.89)

иполагая = '0'дОП, окончательно получим:

Ое

—ДИ 11 т

лета по довольно сложному закону, что делает такой способ ограничения величины $ нецелесообразным.

Итак, из рассмотрения выражений (3.93), (3.96) и (3.99) можно заключить, что достаточно просто можно ограничить только величину Апу.

П р е д е л ы п р и м е н и м о с т и о г р а н и ч и т е л я м о м е н т а ' р у л е в о й м а ш и н ы р у л я в ы с о т ы

в к а ч е с т в е с р е д с т в а о б е с п е ч е н и я б е з о п а с н о с т и п о л е т а

Эти пределы в зависимости от режима полета рассчиты­ ваются из условия ограничения Апу, су и й. При этом следует иметь в виду, что поскольку ограничение момента эффективно при ограничении величины Апу, то из э(того условия и опреде-

141

и при отклонении руля высоты, ограниченном моментом рулевой машины, одновременно достигаются величины АпУЛОп и судоп. При q>q\ имеем

при котором целесообразно применение ограничения момента рулевой машины руля высоты в качестве средства безопасности.

Итак, «левой» границей области применения (рис. 3. 14) огра­ ничения момента рулевой машины руля высоты в качестве сред­

лых q осуществляется при сравнительно малых весах самолета;

142

исключение составляет режим взлета самолета, осуществляемый, как правило, вручную).

Поскольку величина Апу ограничивается рассматриваемым способом во всем диапазоне высот и скоростей полета, то «пра­ вой» границей области применения ограничения момента рулевой машины руля высоты в качестве средства безопасности яв­ ляется «правая» граница области полетных режимов самолета.

Минимальная высота применения САУ с ограниченным мо­ ментом рулевой машины руля высоты определяется изменением

отказа САУ.

Таким образом, минимальная высота применения рассматри­ ваемого средства обеспечения безопасности полета определяется параметрами движения второй группы.

Изменение высоты полета легко определяется методом моде­

143

димость выполнения условия богр^^доп может существенно сузить диапазон применимости в качестве средства обеспечения безопасности ограничителя момента рулевой машины руля вы­ соты при 34огр.р.м.в= const. Так, например, если t4HOn = 20°, то область применимости этого средства «слева» ограничивается кривой О = const до высоты Н 1 и выше — qi = const. Таким обра­ зом, область несколько сужается на сравнительно малых высо­ тах и малых скоростях полета, и это сужение тем сильнее, чем меньше f^on. Это лишний раз подтверждает нецелесообразность ограничения допустимого значения угла тангажа путем ограни­ чения момента рулевой машины руля высоты.

Ограничение момента рулевой машины руля направления

О г р а н и ч е н и е б о к о в о й п е р е г р у з к и пг. При рас­ смотрении возможности ограничения боковой перегрузки tiz пу­ тем ограничения момента рулевой машины руля направления САУ будем полагать, что САУ достаточно хорошо стабилизи­ рует угол крена самолета, поэтому в первом приближении можно

Упростив выражения коэффициентов а* за счет пренебреже­ ния величинами sin a, tga, Jxy, полагая c o sa = l и принимая во внимание, что:

нетрудно получить

(3. 106)

144

Как видно, для ограничения рдоп = const для дозвукового са­

молета необходимо изменять величину ./Иогр.р.м.н в зависимости от переменной по режимам полета величины скоростного на­ пора q, что весьма неудобно. Однако при М0гр.р.м.н= const вели­ чина р0Гр будет уменьшаться с увеличением скоростного напора, что при условии обеспечения nz^ .n zдоп может оказаться по­ лезным.

Рассчитанное в (3.106) и (3. 109) значение момента Могр.р.м.н необходимо проверить на достаточность для парирования отказа двигателя самолета. Отказ двигателя приводит к существенному возмущению движения самолета, и на САУ возлагается задача парирования этого возмущения; таким образом, обеспечивается безопасность полета самолета при отказе двигателя самолета. Очевидно, в этом случае требуется определенное отклонение

а момент 9Л* 0Тк — отклонением элеронов, причем САУ в этом

где гэ — передаточное число САУ по углу крена.

* Для этого необходимо, чтобы самолет был оснащен астатическим авто­ пилотом стабилизации угла крена и астатическим АБУ [14].

146

Совместное решение уравнений (3.111) и (3.112) при условии (5 = 0 дает для потребного отклонения руля направления следую­ щее соотношение:

причем второе слагаемое, как правило, мало по сравнению с пер­ вым и уменьшает его (в силу разности знаков 9ЛЫОтк и 5ШЖОТк), поэтому и в случае статической по крену САУ возможно для расчета потребного отклонения руля направления для парирова­ ния момента при отказе двигателя воспользоваться выражением

(3.111).

В случае, если самолет оснащен Т Р Д и ЗЛЖОт к = 0 , выраже­ ния (3.111) и (3.113) просто совпадают.

Для отклонения руля направления на величину бн.Потр, необ­ ходимую для парирования момента от отказа одного или не­ скольких двигателей, необходимо, чтобы рулевая машина руля направления развивала определенный момент.

Для расчета потребного момента рулевой машины руля на­ правления при отказе одного двигателя выражение (3.111) можно привести к виду

где К — коэффициент, учитывающий уменьшение силы тяги от отказа одного двигателя;

ZRв — плечо отказавшего двигателя от оси самолета. Подставив в последнее соотношение выражение для а3, по­

т«1

Для дозвукового самолета величина тун мало зависит от режима полета. Величина

(3. 116)

где \ = — удлинение крыла.

S

Поскольку в режиме горизонтального полета

определим потребный момент рулевой машины руля направ­ ления:

высотах. Поэтому расчет Мпотр.р.м.н производится при макси­

148

то приходится ограничивать момент рулевой машины величиной ^огр.р.м.н’ и условие (3 = 0 не выполняется. В этом случае для

обеспечения безопасности полета при отказе двигателя прихо­ дится использовать и канал элеронов САУ. Заметим, что при­

веденные выше рассуждения нетрудно распространить на отказ нескольких двигателей. Здесь следует иметь в виду, что заметное уменьшение силы тяги приводит к заметному уменьшению ско­ рости полета, что необходимо учесть при расчете.

Ограничение момента рулевой машины элеронов

Отклонение элеронов вызывает в основном изменение угла крена самолета, что тем более справедливо для перекрестной схемы САУ. В этом случае можно считать (3 = 0 и рассматривать движение крена при отклонении элеронов изолированно. По­ этому естественно рассматривать возможность ограничения угла крена самолета путем ограничения момента рулевой машины элеронов с учетом возможностей перехода летчика на ручное управление при у ^ у ДОп-

При этом следует иметь в виду, что ограничение угла крена самолета определяется ограничением нормальной перегрузки

и допустимым значением коэффициента подъемной силы по еледующим соотношениям:

причем из них берется меньшее значение угла крена. При рас­ чете по последним выражениям нередко получаются значения Удоп порядка 1 рад и более. Практически для пассажирских са­ молетов угол крена ограничивается величиной

У д о п ^ 25-^30° ( —■0,5 рад),

причем на режимах малых скоростных напоров наиболее важна зависимость (3.123).

О г р а н и ч е н и е у г л а к р е н а п у т е м о г р а н и ч е н и я м о м е н т а р у л е в о й м а ш и н ы э л е р о н о в

Из (3.110) при р= 0 и5ШхОтк= 0 нетрудно получить следую­ щую связь между со* и бэ в установившемся режиме:

упростив их за счет малости угла атаки а и пренебрегая величи­ ной Jxy, окончательно получим

4^.*Э^пер^р.м.э

'50