7.2.3. Состав системы управления самолетом

   Самолет как система представляет собой совокупность взаимосвязанных управляемых подсистем. Совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управление системами и агрегатами самолета, а также управление самолетом в целом, называют системой управления самолетом.    Обычно в системе управления выделяют относительно самостоятельные подсистемы: управление рулевыми поверхностями, управление двигателем, управление шасси, управление механизацией крыла и т. д.    Комплекс бортовых систем и устройств, обеспечивающих балансировку самолета в установившемся полете и маневрирование (реализацию различных траекторий, определенных в ТЗ), называют основным управлением или просто управлением. Остальную часть системы называют вспомогательным управлением.    Для обеспечения балансировки в установившемся полете и маневрирования самолета летчику необходимо отклонять рулевые поверхности (рули высоты и направления, элероны).    Простейшая система управления самолетом показана на рис. 7.31.

Рис. 7.31. Простейшая система управления самолетом (пример)

Летчик отклоняет рулевые поверхности (органы управления) с помощьюручного управления - ручки (или штурвала для тяжелых самолетов) и ножного управления - педалей, размещенных в кабине экипажа.
Ручное управление служит для отклонения рулей высоты и элеронов, ножное - для отклонения руля направления.
Командный пост управления самолетом (ручка или штурвал и педали) соединен с рулевыми поверхностями таким образом, чтобы движение самолета при отклонении командных рычагов (ручки и педалей) соответствовало естественным рефлекторным движениям летчика при сохранении равновесия и маневрировании.
При отклонении ручки "на себя" увеличивается угол атаки самолета за счет отклонения рулей высоты (алгоритм процесса управления при отклонении рулевых поверхностей приведен в разделах 7.2.1 и 7.2.2).
При отклонении ручки "от себя" угол атаки уменьшается.
При отклонении ручки влево за счет отклонения элеронов самолет кренится на левое крыло, и наоборот, при отклонении ручки вправо самолет кренится на правое крыло.
При движении вперед левой педали (при "даче левой ноги") за счет отклонения руля направления самолет начинает движение влево, и наоборот, при "даче правой ноги" самолет начинает движение вправо.
Проводка управления обеспечивает связь командных рычагов с органами управления и в простейшей системе управления включает в себя тяги, тросы, качалки, секторы, направляющие, ролики и другие элементы.
Система управления современного самолета (элементы конструкции ее рассматриваются в главе 12) - это сложнейший комплекс электромеханических и гидравлических устройств, электроники и автоматики.

7.2.4. Показатели управляемости самолета

   Для надежной, устойчивой работы любой технической управляемой системы (рис. 7.32) требуется наличие обратных связей, которые позволяют корректировать управляющее воздействие на систему по промежуточному или конечному результату управления.

Рис. 7.32. Принципиальная блок-схема управляемой системы

Рис. 7.33. Укрупненная блок-схема управления самолетом

Обратная связь - это фактически информация о реакции системы на входной сигнал, на основании которой вырабатывается управляющее воздействие.
Необходимость обратной связи вызвана тем, что на управляемую систему действуют внешние возмущения (помехи), носящие в общем случайный характер. Кроме того, имеются определенные отклонения параметров управляемой системы и входного сигнала.
Укрупненная блок-схема управления самолетом представлена на рис. 7.33.

Летчик через систему управления воздействует на самолет для получения определенных параметров траектории движения в соответствии с потребной программой полета. Движение командных рычагов (ручки или штурвала, педалей) летчик задает и корректирует в связи с той информацией о реальных параметрах траектории движения, которую он получает. Такой информацией (обратная связьА) является визуальная информация о положении самолета в пространстве и информация, выдаваемая на приборную доску летчика пилотажно-навигационной системой (скорость, высота, курс, линия горизонта и т. д.).
Существенную роль в управлении самолетом играют перегрузки, ощущаемые летчиком при движении самолета (обратная связьА), а также усилия на командных рычагах управления (обратная связь Б).
Понятие управляемости самолета, таким образом, связано с его реакцией на действия летчика, и показатели управляемости самолета можно представить в следующем виде:

   В качестве показателей управляемости при движении в вертикальной плоскости (продольной управляемости) можно указать, например, Pⁿ - градиент усилий на ручке (штурвале) по перегрузке и xⁿ - градиент хода ручки по перегрузке:

Pⁿ = dP/dn, xⁿ = dx/dn,

где	dP	-	изменение усилий на ручке для соответствующего изменеия перегрузки dn;
	dx	-	изменение перемещения хода ручки для соответсвующего изменения перегрузки dn;

Важными показателями управляемости являются также максимальные перемещения рычагов управления и усилия на них для выполнения предельно допустимых маневров.
Обеспечение при проектировании самолета и системы управления определенных показателей управляемости позволяет дать летчику "чувство управления", когда он по перемещениям рычагов управления и усилиям на них может судить об интенсивности маневра самолета, и создать летчику приемлемые условия работы для обеспечения необходимой "плотности хода" самолета и его способности "ходить за рычагами" в процессе пилотирования. 7.2.5. Некоторые мероприятия по увеличению эффективности аэродинамической компоновки

  В полетной (крейсерской) конфигурации самолет представляет собой устойчивую в полете и управляемую сложную техническую систему, включающую в себя в традиционных компоновочных решениях крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, фюзеляж и мотогондолы. Основная задача проектировщика при формировании крейсерской конфигурации заключается в создании самолета, обладающего на крейсерских (основных) режимах полета максимально возможным аэродинамическим качеством К = Y/X, где

Y = Y_кр ± Y_г.о + Y_ф + Y_м.г ± Y_инт, X = X_кр + X_г.о+ X_в.о+ X_ф+ X_м.г ± X_инт.

Здесь	Yкр и Xкр	-	сосответственно подъемная сила и лобовое сопротивление крыла;
	Yг.о и Xг.о	-	подъемная сила и лобовое сопротивление горизонтального оперения;
	Xв.о	-	лобовое сопротивление вертикального оперения;
	Yф и Xф	-	подъемная сила и лобовое сопротивление фюзеляжа;
	Yм.г и Xм.г		подъемная сила и лобовое сопротивление мотогондол;
	Yинт и Xинт	-	дополнительная подъемная сила и лобовое спротивление от взаимного влияния (интерференции) частей самолета.

Как это ни парадоксально, но общее лобовое сопротивление самолета может быть меньше суммы сил сопротивления отдельных его частей (полученных в результате расчетов или продувки в аэродинамических трубах), а подъемная сила - больше за счет удачной взаимной увязки агрегатов, создания зализов, т. е. плавных переходов в местах стыковки агрегатов и т. д.    Необходимо рассматривать все возможные пути обеспечения высокого аэродинамического совершенства проектируемого самолета.    Противоречивость многих требований, предъявляемых к аэродинамической компоновке ЛА, не позволяет выработать однозначный критерий оценки ее совершенства. Тем не менее достижения теоретической и экспериментальной аэродинамики, развитие методов аэродинамического расчета и обработки результатов эксперимента дают возможность разрабатывать рациональные формы ЛА в зависимости от его назначения и режимов полета.    Для грузопассажирских самолетов, у которых основным (крейсерским) режимом является длительный горизонтальный установившийся полет, увеличение скорости или аэродинамического качества позволяет увеличить дальность полета (см. раздел 6.4) и, следовательно, производительность при сохранении неизменными других параметров (полетной массы, параметров силовой установки и запасов топлива).    Главным препятствием к увеличению скорости полета является наступление волнового кризиса на несущих поверхностях самолета.    Несущая поверхность стреловидной формы в плане позволяет отодвинуть начало волнового кризиса до скоростей, соответствующих числам М_крит = 0,80,95 (при условии выбора соответствующих профилей), за счет того, что, в отличие от прямого крыла, обтекание стреловидного крыла имеет пространственный характер.    Стреловидное крыло с углом стреловидности χ по передней кромке (рис. 7.34) можно рассматривать как составленное из профилей 1 прямое крыло, передняя кромка которого расположена под углом скольжения β=π/2-χ к направлению невозмущенного потока.    При обтекании такого крыла невозмущенный поток со скоростью V_ раскладывается на два потока: текущий по нормали к передней кромке со скоростью V_n = V_cosχ и текущий вдоль размаха со скоростью V_τ = V_sinχ. Поток со скоростью V_τ, которая не изменяется вдоль размаха, не будет влиять на распределение давления по крылу и вызовет только поверхностное трение.    Поток со скоростью V_n, которая будет изменяться вследствие торможения и разгона при обтекании профиля, будет определять и поверхностное трение, и распределение давления по сечению крыла, т. е. несущую способность стреловидного крыла.    Так как скорость этого потока V_n всегда меньше скорости набегающего потока V_, то волновое сопротивление у стреловидного крыла появится на больших скоростях набегающего потока V_, чем у прямого.

Рис. 7.34. Влияние стреловидности на аэродинамику крыла

Однако несущая способность стреловидного крыла меньше, чем у прямого, поскольку в создании подъемной силы у стреловидного крыла участвует только составляющая потока V_n, текущая по нормали к передней кромке.
Кроме того, специфика пространственного обтекания стреловидного крыла на больших околозвуковых скоростях полета, свойственное ему стекание пограничного слоя вдоль размаха к концевым сечениям крыла и срыв потока на концах крыла (концевой срыв) приводят к росту лобового сопротивления (и, как следствие, к снижению аэродинамического качества), а также оказывают неблагоприятное влияние на устойчивость и управляемость самолета со стреловидным крылом.
Для снижения этих неблагоприятных явлений на стреловидных крыльях применяется геометрическая и аэродинамическая крутка.
Тонкаяаэродинамическая перегородка 1 на верхней поверхности крыла (рис. 7.35,а) или генераторы вихрей на передней кромке (выступ, или "зуб", 1 на рис. 7.35,б или "запил" 1 на рис. 7.35,в) формируют постоянный вихревой шнур 2 на поверхности крыла.

Рис. 7.35. Аэродинамические перегородки и генераторы вихрей

Пограничный слой "наматывается" на вихревой жгут и стекает вместе с ним, не накапливаясь на концевых участках крыла, что снижает тенденцию к концевому срыву.
Концевые крылышки разнообразной формы (крылышки или законцовки Уиткомба, названные так по имени американского аэродинамика Р. Уиткомба) (рис. 7.36), представляющие собой разновидность концевых аэродинамических шайб, устанавливаются на концах стреловидных крыльев и увеличивают эффективное

Рис. 7.36. Концевые крылышки

удлинение крыла, препятствуя перетеканию потока и выравниванию давлений на нижней и верхней поверхности крыла, т. е. увеличивают его несущую способность. Установленные под определенным углом к вектору скорости набегающего потока, они создают тянущую силу (подобно парусу, позволяющему яхте двигаться против ветра), т. е. уменьшают силу лобового сопротивления. Кроме того, они ослабляют мощный концевой вихрь, разбивая его на несколько вихрей меньшей интенсивности и снижая таким образом индуктивное сопротивление, что увеличивает аэродинамическое качество.
К повышению критического числаМ полета и уменьшению сопротивления интерференции приводит проектирование дозвукового самолета с использованием правила площадей. Для трансзвуковых (близких к скорости звука) скоростей полета это правило может быть сформулировано следующим образом: чтобы обеспечить минимальное сопротивление, эпюра 1 площадей поперечных сечений ΣS_i всех элементов самолета (рис. 7.37)

Рис. 7.37. К объяснению правила площадей

по длине самолета должна соответствовать эпюре эквивалентного тела вращения наименьшего сопротивления (сигарообразного тела большого удлинения). Практическая реализация правила площадей сводится к тому, что в зонах присоединения к фюзеляжу крыла, мотогондол, оперения площадь поперечного сечения фюзеляжа уменьшается на величину, равную сумме площадей агрегатов, расположенных в том же сечении. В результате в зоне крепления крыла фюзеляж имеет довольно сильное "поджатие" ("осиную талию").
Для сверхзвукового самолета наиболее рациональной по критерию максимального аэродинамического качества
К_{a max} формой крыла в плане является близкое к треугольному крыло малого удлинения с большой стреловидностью по передней кромке (рис. 7.38). Обтекание такого крыла имеет существенно пространственный характер и характеризуется интенсивным перетеканием воздуха с нижней поверхности на верхнюю через передние кромки. В вихревых жгутах (рис. 7.39), образующихся при этом, давление по сравнению с атмосферным понижено, что создает дополнительную подъемную силу.

Рис. 7.38. Зависимость максимального аэродинамического качества от числа M для различных форм крыльев в плане	Рис. 7.39. Вихревые жгуты при обтекании треугольного крыла

   Такое крыло, рациональное для сверхзвуковых режимов полета, существенно уступает по К_{a max} в околозвуковом и, особенно, дозвуковом диапазоне скоростей стреловидному и прямому крыльям.    При выборе аэродинамической компоновки сверхзвукового самолета в зависимости от конкретных параметров технического задания на проектирование приходится решать вопрос, какому из режимов полета, оговоренных ТЗ (дозвуковому или сверхзвуковому), отдать предпочтение.    Поэтому облик сверхзвукового пассажирского самолета, для которого крейсерский полет на сверхзвуковой скорости является определяющим, существенным образом отличается от облика боевых высокоманевренных самолетов, которые должны обладать высокой эффективностью в широком диапазоне чисел М и углов атаки.

Рис. 7.40. Управление пограничным слоем

Использование сложной профилировки несущих поверхностей, корневых наплывов крыла, проектирование самолета с учетом сверхзвукового, дифференциального правила площадей, когда площади поперечных сечений изменяются по определенному закону не только по длине, но и по высоте самолета, переход к интегральным компоновкам - эти и другие конструктивно-компоновочные мероприятия позволяют уменьшить неблагоприятные изменения аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости и управляемости при полете на сверхзвуковых скоростях.
Рисунки, отражающие аэродинамическую компоновку некоторых таких самолетов, приведены в разделе 20.2.
Весьма эффективным средством получения потребных ЛТХ самолетов могут оказатьсяэнергетические методы

Рис. 7.41. Выдув струи вдоль размаха

непосредственного воздействия на характер обтекания (например, несущих поверхностей) с помощью газовых струй, дополнительно создаваемых на обтекаемых поверхностях.
Так, сдувание (сдув) или отсос пограничного слоя (рис. 7.40) через щели (или перфорацию) 1 в обшивке интенсифицирует течение в пограничном слое и позволяет сохранить ламинарное течение на значительной части поверхности крыла. Управление пограничным слоем (УПС) или управление ламинарным обтеканием (УЛО) позволяет существенно снизить сопротивление трения, затянуть срыв потока на большие углы атаки, повысить аэродинамическое качество несущей поверхности.
Соответствующим выбором положения щелей на поверхности и количества выдуваемого (или отсасываемого) воздуха можно обеспечить такое взаимодействие газовых струй2 с основным потоком 3, которое приведет к образованию суперциркуляции (дополнительной циркуляции потока), сущность которой состоит в дополнительном разгоне (или торможении) потока и, соответственно, уменьшении (или увеличении) давления на отдельных участках несущей поверхности с целью получения приращения подъемной силы.

Рис. 7.42. Классификация самолетов по взаимному расположению крыла и фюзеляжа

Рис. 7.43. Классификация самолетов по расположению двигателей

Рис. 7.44. Классификация самолетов по взаимному расположению г.о. и в.о.

   Поперечный выдув струи 1 вдоль размаха (рис.. 7.41) на крыльях малого удлинения 3, например на верхней поверхности, формирует устойчивый вихрь 2 вдоль передней кромки, что приводит к значительному возрастанию разрежения над крылом.
Следует отметить, что эффективность энергетических методов резко падает при увеличении скорости полета.
Естественно, что реализация энергетических методов повышения аэродинамических характеристик требует отбора энергии от основных двигателей или наличия дополнительной силовой установки для создания газовых струй, усложняет и утяжеляет конструкцию несущих поверхностей, затрудняет техническое обслуживание по поддержанию работоспособности таких систем.
Кроме того, повышение несущей способности энергетическими методами заметно изменяет момент тангажа, что требует дополнительных мер по обеспечению продольной балансировки (увеличения размеров горизонтального оперения или использования на нем таких же эффективных энергетических методов управления циркуляцией).
Существенное влияние на полетную конфигурацию и общую компоновку самолета оказывает выбор типа и числа двигателей, обеспечивающих потребную для полета тяговооруженность и, как следствие, основные летно-технические характеристики самолета.
Расположение двигателей, форма и расположение воздухозаборников, размещение потребного запаса топлива влияют на распределение площадей поперечных сечений и, как следствие, на аэродинамические характеристики самолета.
Таким образом, процесс аэродинамической компоновки неразрывно связан с оценкой не только летных, но и других (весовых, технологических, эксплуатационных) технических характеристик проектируемого самолета.
Поскольку существуют объективные законы взаимодействия самолета с потоком воздуха, самолеты, проектируемые по сходным ТЗ, будут иметь практически одинаковые компоновочные признаки (аэродинамическую схему, геометрические параметры основных агрегатов и их взаимную увязку).

Самолеты, спроектированные по различным ТЗ, будут существенно различаться, что позволяет классифицировать их по отдельным компоновочным признакам (рис. 7.42, 7.43, 7.44).