книги из ГПНТБ / Колесников К.С. Упругий летательный аппарат как объект автоматического управления

рассматриваются. Для современных крылатых летатель­ ных аппаратов и особенно для тяжелых самолетов упру­ гость конструкции оказывает большое влияние на дина­ мические характеристики этих аппаратов как объектов автоматического регулирования. Влияние упругости про­ является в изменении аэродинамических производных, определенных для жестких самолетов, во взаимодейст­ вии упругих колебаний корпуса с системой стабилизации, в значительном влиянии колебаний конструкции на спект-

Рис. В.З. Космический корабль «Аполлон»:

1 —двигательный отсек; 2 — командный отсек; 3 — лунная кабина

ральную плотность перегрузок, возникающих при полете самолета в турбулентной атмосфере.

В табл. 2 представлены низшие частоты упругих ко­ лебаний для тяжелых самолетов различных типов: до­ звукового стратегического бомбардировщика В-52 (рис. В.4), имеющего стреловидное крыло большого раз­ маха, сверхзвукового бомбардировщика ХВ-70 с тре­ угольным крылом (рис. В.5) и сверхзвукового транспорт­

12

ного самолета [56, 66]. Характерно, что частоты собствен­ ных колебаний самолета В-52 практически совпадают с собственными частотами колебаний первой ступени ра­ кеты-носителя «Сатурн-5», хотя и обусловлены другими видами деформаций.

На фюзеляже и крыльях (рис. В.4) показано положе­ ние датчиков системы активного демпфирования упругих колебаний крыльев и хвостового оперения. Штриховкой

показаны поверхности управления самолетом в продоль­ ной плоскости. На рис. В.5 отмечены зоны расположения основных 1 и дополнительных 2 датчиков системы актив­ ного демпфирования упругих колебаний.

В-52:

1 — руль высоты; 2 — руль направления; 3 — элероны; 4 — интерцепто­ ры; 5 — датчики угловых скоростей системы управления

13

Более подробно спектр частот собственных колебаний самолета приведен в табл. 3 [56]. В первом столбце таб­ лицы приведены названия форм собственных колебаний, которые показывают, каким видом деформации конст­ рукции обусловлена та или иная частота.

Рис. В.5. Сверхзвуковой бомбардировщик США ХВ-70:

Поскольку крылатые летательные аппараты, как правило, аэродинамически устойчивые объекты, то это позволяет несколько снизить требования к коэффициен-

там усиления и полосе частот пропускания системы ста­ билизации по сравнению с аналогичными требованиями, предъявляемыми к системам стабилизации ракет-носи­ телей. Устойчивость упругих колебаний самолета в этом

14

случае может быть обеспечена установкой фильтра в систему стабилизации, который приводит к значительно­ му ослаблению высокочастотных составляющих сигнала системы стабилизации. В этих условиях значительно сни­ жаются требования к точности определения динамиче­ ских характеристик самолета на частотах упругих коле­ баний.

В последние годы принципы компоновки систем ста­ билизации упругих самолетов начинают меняться [56, 66]. Для обеспечения приемлемых условий работы эки­ пажа и комфорта пассажиров при полете самолета в турбулентной атмосфере, снижения нагрузок, действую­ щих на самолет, усталостных повреждений конструкции, а следовательно, и повышения срока службы самолета, используют автоматические системы активного демпфи­ рования упругих колебаний. Эти системы, естественно, должны обладать большой полосой частот пропускания и значительными коэффициентами усиления. В связи с этим требования к точности определения динамических характеристик самолета в диапазоне низших частот уп­ ругих колебаний резко возрастают.

Основные аспекты задачи об устойчивости упругих колебаний летательного аппарата при их взаимодейст­ вии с системой стабилизации можно видеть из табл. 4 и 5, в которых представлены сводные данные о неустой­ чивых колебаниях, имевших место при летных и назем­ ным испытаниях ракет и самолетов США за период до 1962 г. [67]. Всего зафиксировано 20 случаев вибраций на самолетах (условное обозначение С*) и 21 случай вибра­ ций на ракетах (Pi). В таблице приводятся данные о причинах возникших вибраций, условиях их наблюдения (на земле или в полете) и мерах по устранению.

При вибрациях, возникающих на земле во время про­ ведения частотных испытаний или наземной отработки систем стабилизации, воздействие на упругую конструк­ цию со стороны системы стабилизации обусловливалось инерционностью управляющих органов. Среди причин возникновения неустойчивых колебаний зарегистриро­ ваны:

1) колебания блока датчиков за счет упругости креп­ ления (амортизации);

2) колебания блока датчиков из-за местной нежесткости конструкции в точках их установки;

15

л»

3)недостаточная жесткость привода системы управ­

ления;

4)флаттер конструкции и органов управления;

5)колебания жидкости в баках;

6)реакция датчиков на упругие колебания конструк­ ции летательного аппарата в целом;

7)люфты в системе управления;

8)прочие причины.

Вкачестве мер устранения неустойчивых колебаний

использовали:

1)установку демпфера органа управления;

2)перенос блока датчиков в более благоприятное место с точки зрения колебаний конструкции;

3)увеличение жесткости крепления датчиков;

4)весовую балансировку органов управления;

5)установку фильтра в контур системы стабилиза­

ции;

6)увеличение жесткости привода;

7)установку демпфирующих перегородок в баке;

8)прочие методы.

Приведем подробнее описание наиболее интересных случаев возникновения неустойчивых колебаний. В поле­ те самолета Ci6 наблюдались интенсивные колебания са­ молета, которые привели к разрушению конструкции. Эти колебания были обусловлены флаттером конструк­ ции и взаимодействием упругих колебаний фюзеляжа с системой стабилизации. Данная форма неустойчивых колебаний не была получена в предварительных теорети­ ческих расчетах, поскольку в них не учитывалось влия­ ние сжимаемости воздуха на величину шарнирного момента управляющей поверхности. Неустойчивые коле­ бания на данном типе самолета устраняли установкой демпфера колебаний управляющей поверхности.

По данным телеметрии в полете самолета Сго наблю­ дались сильные вибрации, которые представляли опас­ ность для конструкции и были неприемлемы с точки зрения пилотирования. Блок датчиков системы стабили­ зации устанавливали вблизи пучности формы упругих колебаний фюзеляжа. Однако изгибные колебания уп­ равляющей поверхности через фюзеляж передавались блоку датчиков, частота изгибных колебаний управляю­ щей поверхности была близка к собственной частоте гидравлического привода, обусловленной сжимаемостью

18

гидросмеси. Частотные испытания на земле показали, что система находится вблизи границы устойчивости.

Введение обратной связи по давлению значительно увеличило демпфирование в системе привод — управ­ ляющая поверхность и позволило избежать возникно­ вения неустойчивых колебаний.

Теоретический анализ, проведенный перед запуском ракеты Рь показал, что существует опасность возникно­ вения вибраций, связанных с взаимодействием системы стабилизации с изгибными колебаниями корпуса и кры­ ла. Частотные испытания на земле показали, что в сис­ теме имеется запас устойчивости по амплитуде, равный 2. При учете аэродинамических сил система была слабо неустойчива (запас по амплитуде 0,95). Однако эти неустойчивые колебания должны быть ограничены по амплитуде, определяемой максимально возможной ско­ ростью перекладки рулей. Поэтому запуск был проведен без каких-либо изменений в системе. ‘Данные, получен­ ные в летных испытаниях, хорошо согласовывались с теоретическими расчетами. В дальнейшем наблюдавшие­ ся колебания были устранены установкой фильтра в контуре системы стабилизации. В полете ракеты Pi6 по данным телеметрии наблюдались автоколебания с ампли­ тудами предельного цикла, не представлявшими опасно­ сти для прочности конструкции. Причиной автоколеба­ ний было взаимодействие между изгибными колебаниями корпуса и датчиком угловых скоростей системы стабили­ зации. Существенную роль при этом играла также недо­ статочная жесткость крепления рулевого привода и пово­ ротного двигателя. Из-за больших размеров ракеты пол­ ные наземные испытания не были проведены.

В теоретических расчетах, проведенных перед запус­ ком, рассматриваемая форма неустойчивости не была по­ лучена, поскольку не принималась в расчет нелиней­ ность привода. Уточнение расчетной схемы, проведенное после запуска, позволило согласовать результаты расче­ та и летного эксперимента. Колебания были устранены установкой дополнительного фильтра в контуре системы стабилизации.

При разработке системы стабилизации ракеты Р20 имели место противоречивые требования к частотным характеристикам системы для обеспечения устойчивости колебаний корпуса и колебаний жидкости в баках. Это

19

противоречие было разрешено в пользу изгибных коле­ баний. Поэтому неудивительно, что в полете возникли колебания жидкости в баках недопустимо большой ам­ плитуды. Колебания были устранены более рациональ­ ным выбором характеристик фильтра. В полете ракеты Р21 возникли автоколебания на частоте седьмого тона упругих колебаний. В предварительных теоретических расчетах достоверная информация о динамических ха­ рактеристиках ракеты в этой области частот отсутствова­ ла. После уточнения этих характеристик и установки дополнительного фильтра в системе стабилизации наблю­ давшиеся в полете вибрации удалось устранить.

Изложенные результаты позволяют сформулировать некоторые требования к динамической схеме и системе уравнений возмущенного движения, описывающей ха­ рактеристики упругого летательного аппарата как объек­ та автоматического регулирования.

Как следует из данных, приведенных в табл. 5, зна­ чительный процент случаев неустойчивых колебаний наблюдается при наземных испытаниях системы управ­ ления, поэтому динамическая схема упругого летатель­ ного аппарата должна давать адэкватные описания ха­ рактеристик объекта как в полете, так и в наземных ус­ ловиях. В ней должны быть отражены характеристики объекта, обусловленные колебаниями жидкости >в баках и тех упругих колебаний конструкции, на частотах кото­ рых система стабилизации обладает достаточно большим динамическим коэффициентом усиления.

В некоторых случаях, как видно, определяющую роль играет даже седьмой тон упругих колебаний. Помимо характеристик упругого аппарата, как целого, для нор­ мального функционирования системы стабилизации су­ щественную роль играют характеристики местной жест­ кости крепления блока датчиков, амортизации этих бло­ ков, исполнительных органов системы стабилизации.

Таким образом, динамическая схема современного летательного аппарата наряду с уравнениями движения твердого тела должна включать уравнения упругих ко­ лебаний конструкции, колебаний жидкости в баках и колебаний органов управления. Динамические характери­ стики летательного аппарата как упругого тела необхо­ димы как при разработке автоматических систем управ­ ления, так и при его летно-конструкторской отработке.

20